/
Автор: Прохоров А.М. Кузнецов М.И. Петров Ф.Н. Гершберг С.Р. Кайдалова О.Н.
Теги: энциклопедия астрономия космос космонавтика
Год: 1970
Текст
НАУЧНО-РЕДАКЦИОННЫЙ СОВЕТ
ИЗДАТЕЛЬСТВА
«СОВЕТСКАЯ ЭНЦИКЛОПЕДИЯ»
МАЛЕНЬКИЕ ЭНЦИКЛОПЕДИИ
—- история — наука — техника — культура — жизнь —
Общая редакция:
А. М. ПРОХОРОВ, С. Р. ГЕРШБЕРГ,
О. Н. КАЙДАЛОВА, М. И. КУЗНЕЦОВ,
Ф. Н. ПЕТРОВ, А. И. РЕВИН.
Л. С. ШАУМЯН, Р. Я. ШТЕЙНМАН.
МОСКВА —1970
ПРЕДИСЛОВИЕ
К ПЕРВОМУ ИЗДАНИЮ
Начало 2-й половины 20 века ознаменовалось выхо¬
дом человека в космос. Стремление к звездам, родив¬
шееся многие тысячелетия назад, воплощается в жизнь.
Наша Родина открыла дорогу в космос. Советский Союз
первый осуществил полеты искусственных спутников
Земли, Солнца, Луны, автоматических станций к Луне,
Венере и Марсу, пилотируемых одноместных и много¬
местных кораблей, выход космонавта из корабля в от¬
крытый космос. Советские станции впервые достигли
поверхности Луны и Венеры, сфотографировали обрат¬
ную сторону Луны, осуществили мягкую посадку на
Луну и передали на Землю изображение лунной пано¬
рамы. Первые мужчины и женщина, совершившие оди¬
ночные и групповые полеты в космосе, — граждане
СССР.
Проникновение в космос происходит в необычайно
быстром темпе. В одном только Советском Союзе за
10 лет выведено на орбиты искусственных спутников
Земли, Солнца и Луны 254 станции и корабля общим
весом свыше 736 тонн, не считая веса конечных ступе¬
ней ракет, а 22 станциям весом свыше 30 тонн сообщена
близкая ко второй космической скорость. 31 космонавт
СССР и США совершили полеты на 23 кораблях-спут¬
никах Земли. И хотя прошло только 10 лет с того дня,
когда первый советский искусственный спутник Земли
возвестил всему миру о начале космической эры в раз¬
витии человечества, изучение космоса и использование
его для земных нужд вошло в нашу повседневную
жизнь. Проблемами космонавтики ныне интере¬
суются миллионы людей. Созрела потребность и в
справочных энциклопедических изданиях, посвящен¬
ных ракетно-космической науке и технике. В по¬
следние годы такие энциклопедии выпущены в США,
Франции, ГДР.
Первая энциклопедия по межпланетным сообще¬
ниям (3 тома, 9 выпусков) была издана в 1928—1932 гг.
в ПРЕДИСЛОВИЕ
в нашей стране. Автор — Н. А. Рынин изложил в ней
собранный им обширный материал.
В эти годы во многих странах происходил переход
от теоретических исследований, основоположником ко¬
торых был К. Э. Циолковский, к лабораторным. Начали
работать первые жидкостные ракетные двигатели, по¬
летели первые жидкостные ракеты. Потребовалось
около 30 лет упорного труда для создания первоосновы
ракетной техники — мощных жидкостных ракетных
двигателей с достаточно высокими показателями эф¬
фективности и надежности. Рождение этих двигателей
открыло путь для разработки ракет различного назна¬
чения, решающих задачи освоения космоса.
Предлагаемая энциклопедия „Космонавтика*4 соста¬
влена с участием специалистов, непосредственно заня¬
тых разработкой ракетно-космических систем, и отра¬
жает основные события в области космонавтики, проис¬
шедшие до сентября 1967 г. Особое внимание уделено
космическим жидкостным ракетам и двигателям, впер¬
вые предложенным К. Э. Циолковским. На них бази¬
руется современная ракетно-космическая техника. С по¬
мощью конструкций этого класса может быть изучена
вся наша Солнечная система. Для достижения внешних
планет в приемлемые сроки необходимо использовать
наиболее эффективные жидкие топлива, обеспечиваю¬
щие удельный импульс до 500 сек., создать межпланет¬
ные топливные базы для повторных дозаправок в полете
и использовать силу тяготения встречных планет для
доразгона космических ракет. Однако ограниченные
возможности жидкостных ракет для решения задач
дальних полетов в космос заставляют форсировать
работы, ведущиеся в различных странах по созданию
ядденых и электрических ракетных двигателей. Эффек¬
тивное сочетание на ракете жидкостных, ядерных и
электрических ракетных двигателей расширит энерге¬
тические возможности, и долгое время такая ракета
будет являться основным средством для полетов в пре¬
делах нашей Солнечной системы.
Материал, изложенный в энциклопедии, охватывает
следующие разделы: космонавтика, космические аппа¬
раты, космические ракетные двигатели, ракетное топ¬
ливо, управление движением и космическая навига¬
ция, динамика космического полета, космическая
ПРЕДИСЛОВИЕ 7
связь, космодромы, космическая медицина и биология,
жизнеобеспечение, геофизика, астрономия, космическое
право, биографии ученых и космонавтов. Большое вни¬
мание уделено вопросам истории развития отечест¬
венного ракетостроения, научно достоверному освеще¬
нию исторических фактов.
Краткость изложения, связанная с ограниченностью
объема издания, не позволила достаточно полно отра¬
зить основы теории процессов и конструкций, а также
все многообразие созданных ракетных космических
систем и привести биографические сведения о многих
деятелях космонавтики. Можно надеяться, что в после¬
дующих изданиях энциклопедии нам удастся в какой-то
степени восполнить эти пробелы.
Главный редактор
ПРЕДИСЛОВИЕ
КО ВТОРОМУ ИЗДАНИЮ
Два года разделяют сдачу в печать рукописей 1-го
и 2-го изданий энциклопедии «Космонавтика». За это
время произошли выдающиеся события в освоении кос¬
моса человеком. Количество советских искусственных
спутников Земли, Солнца и Луны на 4 окт. 1970 г.
достигло 483 при весе 1525 т, или 2748 га, учитывая
вес конечных ступеней ракет-носителей, вышедших на
те же космические орбиты; 32 станциям весом 68 га
(104 га с учетом конечных ступеней) сообщена скорость,
близкая ко второй космической. Вес автоматической
космич. научной станции серии «Протон» достиг 17 га.
На кораблях-спутниках «Космос-212» и «Космос-213»
вновь были осуществлены автоматические взаимный
поиск, сближение, стыковка, совместный полет, рас¬
стыковка и посадка на Землю. В семью советских кос¬
монавтов вошли Г. Т. Береговой, В. А. Шаталов,
Б. В. Волынов, Е. В. Хрунов и А. С. Елисеев, летав¬
шие в космос на трехместных двухкабинных кораблях
«Союз-3», «Союз-4» и «Союз-5» с ручным сближением и
стыковкой двух последних кораблей в первую экспе¬
риментальную космическую станцию. Последние два
космонавта пробыли в открытом космосе 37 мин.,
совершив переход из одного корабля в другой. В груп¬
повом полете трех К К «Союз-6», «Союз-7» и «Союз-8»
участвовали 7 космонавтов: уже летавшие в космос
В. А. Шаталов, А. С. Елисеев и новые космонавты
Г. С. Шонин, В. Н. Кубасов, А. В. Филипченко,
В. Н. Волков, В. В. Горбатко. А. Г. Николаев и
В. И. Севастьянов на корабле «Союз-9» совершили са¬
мый длительный полет в космос. Проведенные ими
исследования являются ценным вкладом в космонав¬
тику. «Луна-14» и «Луна-15» — новые искусственные
Спутники Луны — обогатили науку результатами своих
исследований. Корабли «Зонд-5» и «Зонд-6» в автома¬
тическом варианте впервые осуществили облет Луны
С возвращением на Землю путем баллистического
спуска, а также более перспективного плавного спуска
с использованием аэродинамического качества; фото¬
графии Луны, сделанные с близкого расстояния,"впер¬
вые были доставлены из космоса в земные лаборатории.
«Зонд-7» вновь облетел Луну, выполнил программу
полета и доставил на Землю цветные фотографии Луны
и Земли из Космоса. «Луна-16» автоматически доста¬
вила лунную породу на Землю, что имеет историче¬
ское значение и открывает новый этап в изучении и
освоении космического пространства.
Годичное пребывание трех советских испытателей
ПРЕДИСЛОВИЕ 9
Г. А. Мановцева, А. Н. Божко и Б. Н. Улыбышева
в изолированной герметичной кабине с комплексом
наземных систем жизнеобеспечения свидетельствует
о серьезной подготовке к длительным космическим по¬
летам человека. Плавный спуск в атмосфере ближай¬
шей планеты совершили 16 и 17 мая 1969 г. новые,
оснащенные исследовательской аппаратурой автомати¬
ческие десантные межпланетные станции «Венера-5» и
«Венера-6».
Выдающиеся успехи достигнуты за это время и
в США. Помимо значительного количества искусствен¬
ных спутников Земли различного назначения, в США
были запущены небольшие зонды для исследования
космического пространства. Пуском «Сервейер-7» ус¬
пешно завершена программа изучения Луны автомати¬
ческими станциями. Одиннадцатисуточный полет трех¬
местного космического корабля «Аполлон-7» вокруг
Земли с космонавтами У. Ширрой, У. Каннингемом,
Д. Эйзе л ом позволил проверить надежность систем
корабля. Историческим событием является облет Луны
с возвращением на Землю космического корабля
«Аполлон-8» с космонавтами Ф. Борманом, Дж. Ловел¬
лом и У. Андерсом. Десятйсуточный полет корабля
«Аполлон-9» с космонавтами Дж. Макдивиттом, Д. Скот¬
том и Р. Швейкартом по геоцентрической орбите служил
главным образом для отработки систем лунного отсека
корабля. Облет Луны с выходом на селеноцентрическую
орбиту был повторен по более сложной программе ко¬
раблем «Аполлон-10» с космонавтами Т. Стаффордом,
Дж. Янгом, Ю. Сернаном. В анналы истории человече¬
ства войдет полет на Луну и возвращение на Землю
корабля «Аполлон-11» с экипажем в составе Н. Армст¬
ронга, Э. Олдрина и М. Коллинза. Второй полет на
Луну для ее исследования по расширенной программе
успешно выполнен К К «Аполлон-12» с космонавтами
Г. Конрадом, Р. Гордоном, А. Бином. Полет корабля
«Аполлон-13» с космонавтами Дж. Ловеллом, Дж. Суид-
жертом, Ф. Хейсом в связи с аварийной ситуацией на
борту ограничился облетом Луны с возвращением на
Землю. Автоматические станции пролетного типа
«Маринер-6» и «Маринер-7» сблизились с Марсом, про¬
вели его фотографирование, изучение поверхности и
атмосферы. В 1970 г. Япония и КНР вывели на орби¬
ту свои первые ИСЗ.
Второе издание энциклопедии включает материалы,
кратко освещающие основные события последних двух
лет. Кроме дополнений, введены нек-рые уточнения.
Главный редактор
Энциклопедия предназначена для широкого круга читателей.
Она может оказать помощь при чтении литературы ученому и сту¬
денту, преподавателю и школьнику, изобретателю и пропагандисту,
любому человеку, интересующемуся космическими исследованиями.
В то же время энциклопедия, являясь справочнотерминологи¬
ческим изданием, может стать полезной и узкому специалисту.
Конечно, как и во всякой молодой и быстро развивающейся отрасли
науки, терминология космонавтики не однозначна. Нередко оди¬
наковые понятия различные специалисты называют по-разному.
Это затрудняет чтение литературы. Выпуском настоящей энцикло¬
педии делается шаг на пути упорядочения терминологии.
Каждый раздел имеет обзорную статью, освещающую состоя¬
ние проблемы в целом, и ряд справочных статей, охватывающих
основную терминологию раздела. Все статьи сведены в единый
алфавит. В словник энциклопедии наряду со специальными терми¬
нами включено значительное число общетехнических терминов —
«Автономная система», «Газоанализатор», «Датчики», «Надежность»
и т. д. В таких случаях, однако, составители энциклопедии, учиты¬
вая небольшой объем книги и специфику издания, ограничивались
толкованием термина применительно только к тематике энцикло¬
педии.
В некоторых случаях читатель может оказаться в затруднении
при отыскании нужного термина в связи с его инверсией, напр.
«Коэффициент полноты давления» помещен как «Полноты давления
коэффициент», «Температура торможения» — как «Торможения тем¬
пература». Для облегчения пользования энциклопедией в конце
книги помещен алфавитный указатель статей, классифицированных
по основным разделам. Перечень принятых сокращений — в начале
книги.
В книге имеется обширная библиография отечественной и иност¬
ранной литературы, опубликованной после начала космической эры
(1957 г.). Для того чтобы избежать повторений в указании библио¬
графических источников, вся библиография сведена в общий список
и помещена в виде приложения. В приложениях даны наименования
образований на обратной стороне Луны, сводная таблица полетов
советских и американских космонавтов, а также таблица всех
космических запусков в нашей стране и за рубежом по состоянию
на 30 декабря 1969. В таблице все запуски датируются по миро¬
вому времени, в тексте статей — по московскому времени.
При подготовке книги возникли трудности, естественные для
столь сложного издания. Все замечания и пожелания читателей
будут приняты с благодарностью и учтены при переиздании энци¬
клопедии.
СОКРАЩЕНИЯ, УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
И ЕДИНИЦЫ ИЗМЕРЕНИЯ
а — ампер
А — ангстрем
а. е. — астрономическая единица
а. е. д. — астрономическая единица
длины
абс. — абсолютный
авг. — август
АИМ — амплитудно-импульсная мо¬
дуляция
АЛС — автоматическая лунная стан¬
ция
AM — амплитудная модуляция
амер. — американский
AMG — автоматическая межпланет¬
ная станция
англ. — английский
дпр. — апрель
арт. — артиллерийский
а-сек — ампер-секунда
am — атмосфера техническая
ата — атмосфера абсолютная
атм. — атмосферный
а-ч — ампер-час
бар — единица давления
бит — единица количества инфор¬
мации
бэр — биологический эквивалент
рентгена
в —вольт
ра — вольт-ампер
ВВС — военно-воздушные силы
вертик. — вертикальный
BKG — воздушно-космический само¬
лет
ВМФ — военно-морской флот
воен. — военный
ВРД — воздушно-реактивный дви¬
гатель
вт — ватт
вт-сек — ватт-секунда
вт-ч — ватт-час
ВЧ — высокая частота, высокоча¬
стотный
г — грамм
Г — грамм-сила
гг. — годы
ГД Л — Газодинамическая лаборато¬
рия
ген. — генеральный
ГИРД — Группа изучения реактив¬
ного движения
гл. —- глава, главный
гл. обр. — главным образом
гн — генри
гос. — Г0СУДарственный
1РД — гибридный ракетный двига¬
тель
греч. — греческий
oV. ~ градус стоградусной шкалы
л — градус абсолютной шкалы Кель-
гс — гаусс
гц — герц
дб — децибелл
ДВ — длинные волны
дек. — декабрь
д ж — джоуль
диам. — диаметр
дл. — длина
длит. — длительный
дм — дециметр
др. — другие
ж. д. — железная дорога
ж.-д. — железнодорожный
ШРД — жидкостный ракетный дви¬
гатель
ИК — инфракрасный
ИМ — импульсная модуляция
инд. — индийский
ин-т — институт
ИС — искусственный спутник
ИСЗ — искусственный спутник Земли
ИСЛ — искусственный спутник Луны
ИСС - искусственный спутник Солнца
итал. — итальянский
к — кулон
КА — космический аппарат
кал — калория
кв — КИЛОВОЛЬТ
КВ — короткие волны, коротковол¬
новый
квт-ч — киловатт-час
кг — килограмм
кгм — килограммометр
кгц — килогерц
КК — космический корабль
ккал — большая калория
к. -л. — какой-либо
КЛА — космический летательный ап¬
парат
км — километр
КО — космический объект
коэфф. — коэффициент
кпд — коэффициент полезного дей¬
ствия
КР — космическая ракета
к-рый — который
КС — корабль-спутник
л — литр
л. с. — лошадиная сила
ЛА — летательный аппарат
лк — люкс
лм — люмен
м — метр, метровый
макс. — максимальный
мб — миллибар
МБР — межконтинентальная балли
стическая ракета
Мет — мегаватт
Мгц — мегагерц
мед. — медицинский
междунар. — международный
12 СОКРАЩЕНИЯ, УСЛОВН. ОБОЗНАЧЕНИЯ И ЕДИН. ИЗМЕРЕНИЯ
МИК — монтажно-испытательный
корпус
мин. — минута
миним. — минимальный
мкм — микрон
млн. — миллион
млрд. — миллиард
мм вод. ст. — миллиметр водяного
столба
мм рт. ст. — миллиметр ртутного
столба
мн. '—многие
Мэе — мегаэлектрон-вольт
наз. — называется, называемый
НАЗ — неприкосновенный аварий¬
ный запас
назв. — название
напр. — например
наст. — настоящий
науч. — научный
нац. — национальный
нач. — начальный
нек-рый — некоторый
н.-и. — научно-исследовательский
НЧ — низкая частота, низкочастот¬
ный
ок. — около
окт. — октябрь
ом — ом
ООН — Организация Объединенных
Наций
опубл. — опубликован
орг-ция — организация
осн. — основной
ПВРД — прямоточный воздушно-
реактивный двигатель
пер ем. — переменный
пз,пуаз — единица вязкости
пост. — постоянный
ПП — полупроводник, полупровод¬
никовый
пр. — прочий
преим. — преимущественно
прибл. — приблизительно
произ-во — производство
ггоом. — промышленный
ПЧ — промежуточная частота
р — рентген
разл. — различный
РД — ракетный двигатель
РДТТ — твердотопливный ракетный
двигатель
РЛА — реактивный летательный ап¬
парат
РЛС — радиолокационная станция
PH — ракета-носитель
РРЛ — радиорелейная линия
РУС. — русский
св — свеча
св. год — световой год
СВЧ — сверхвысокие частоты, сверх¬
высокочастотный
сек. — секунда
сент. — сентябрь
СЖО — система жизнеобеспечения
след. — следующий
см — сантиметр, сантиметровый
сов. — советский
совм. — совместно
совр. — современный
спец. — специальный
ср. — средний
т — тонна
табл. — таблица
ТДУ — тормозная двигательная
установка
темп-ра, 1° — температура
t° кип — температура кипения,®С
<°пл — температура плавления,°С
ТНА — турбонасосный агрегат
ТРД — турбореактивный двигатель
тыс. — тысяча
уд. — удельный
УЗ — ультразвук, ультразвуковой
УКВ — ультракороткие йолны,
ультракоротковолновый
УФ — ультрафиолетовый
февр. — февраль
ФМ — фазовая модуляция
франц. — французский
ХРД — химический ракетный дви¬
гатель
ч. — час
ЧМ — частотная модуляция, частот-
номодулированный
э — эрстед
эв — электрон-вольт
эдс — электродвижущая сила
эрг — эрг
ЭРД — электрический ракетный дви¬
гатель
янв. — январь
ЯРД — ядерный ракетный двигатель
В прилагательных и причастиях допускается отсечение окончаний (включая
суффиксы): «енный», «ионный», «еский», «альный», цельный» и др., напр.
«внутр.», «авиац.», «оптич.», «строит.» и т. д.
АБЛЯЦИОННОЕ ОХЛАЖДЕНИЕ (а б л я т и в н о е) - ох¬
лаждение РД или частей К Л А, подверженных сильному нагреву
газовым потоком высокой темп-ры, при помощи отбора тепла на
плавление или сублимацию конструкц. материала или слоя спец,
вещества, наносимого на нагревающиеся поверхности. Продукты
сублимации, движущиеся вниз по потоку, создают газовую завесу,
предохраняющую стенки от непосредств. контакта с газом (атмо¬
сферой, продуктами сгорания, рабочим телом).
АБСОРБЕР — аппарат для поглощения вещества из газа или
жидкости твердыми телами или жидкостями, применяемый в си¬
стемах СЖО. По характеру поверхности соприкосновения фаз
различают А.: поверхностные, пленочные, барботажные и рас¬
пиливающие. В условиях невесомости затруднен подвод и отвод
жидкой фазы; силу тяжести можно воспроизвести искусственным
силовым полем, к-рое создается вращением всей установки А. или
отдельных ее частей, применяют также принудит, прокачку реаген¬
тов с последующим отделением газов от жидкостей в центробеж¬
ных отделителях или устройствах с селективными элементами. Но
такие устройства требуют дополнит, количества энергии; наличие
вращающихся деталей уменьшает срок службы и надежность
установки в целом. Поэтому для абсорбции целесообразно исполь¬
зовать явление смачиваемости и эффект капиллярности в пористых
гидрофильных элементах.
АВАРИЙНОГО СПАСЕНИЯ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ - дви¬
гатель системы аварийного спасения космонавтов. При возникно¬
вении аварийной ситуации в момент пуска на старте или при взлете
ракеты отделяет космический корабль или его отсек с экипажем
от ракеты-носителя и с большим ускорением отбрасывает его на
безопасное расстояние.
АВАРИЙНОГО СПАСЕНИЯ СИСТЕМА (САС) — бортовая си
стема для спасения экипажа КК в случае возникновения аварийной
ситуации на PH. Спасение экипажа при аварии PH на старте и на
нач. участке полета может быть осуществлено: катапультирова¬
нием космонавтов из корабля (см. Катапультируемое кресло)
с последующим спуском их на парашютах, или аварийным отделе¬
нием спускаемого аппарата КК и уводом его от PH на безопасное
расстояние с помощью спец, твердотопливного РД, после чего
производится приземление аппарата с экипажем на парашюте (такая
схема применена на кораблях «Меркурий», «Аполлон» и др.). При
аварии PH на больших высотах спасение экипажа может осуществ¬
ляться путем отделения спускаемого аппарата (или всего К К) от
PH с последующим полетом его по траектории спуска и торможе¬
нием в атмосфере. А. с. с. должна иметь в своем составе датчики,
сигнализирующие о возникновении аварийной ситуации, электрон¬
ные блоки для выработки необходимых команд, а также ряд испол¬
нит. устройств, действующих в аварийных ситуациях (напр., ката-
пультирующнв устройства, спец. РД и др.).
29 АВСТРАЛИЙСКИЕ ИСЗ. Первый ИСЗ WRESAT-I запущен
и ря 1967 с помощью амер. PH для исследования космич.
солнечного излучения» Высота апогея орбиты ~ 1260 км% вес
Н АВТОКОЛЕБАНИЯ
ок. 50 кг. В полете не ориентирован и не отделялся от последней
ступени PH; энергопитание бортовой аппаратуры от химии, источ¬
ников тока; работал в течение 9 суток.
АВТОКОЛЕБАНИЯ в ракетном двигателе — коле¬
бания, установившиеся частота и амплитуда к-рых определяются
только свойствами самой колебат. системы, наз. автоколебательной
системой. В такой системе источник энергии компенсирует потери
и поэтому А. могут существовать при отсутствии периодич. внешнего
воздействия. Этим А. отличаются от вынужденных колебаний. Раз¬
личают низко- и высокочастотные А. давления газа в камере сгора¬
ния и газогенераторах РД. При низкочастотных А. давление газа
во всех точках внутр. объема камеры сгорания или газогенератора
в любой заданный момент времени одинаково. Низкочастотные А.
обусловливаются системой подачи жидких компонентов топлива и
тем, что время преобразования компонентов топлива в продукты
сгорания отлично от нуля. Устранить развитые низкочастотные А.
в ЖРД можно, изменив динамич. характеристики системы подачи
либо время преобразования, воздействуя на процесс смесеобразова¬
ния или применяя более активно взаимодействующие компоненты
топлива. Высокочастотные А. характеризуются колебат. свойствами
объема газа в камере сгорания и внутрикамерными процессами:
смесеобразованием (распылом компонентов топлива, их смешением,
испарением), горением топлива и т. п. Частота высокочастотных А.
давления газа в камере сгорания определяется акустич. частотами
объема газа. Различают колебания продольные и поперечные (ра¬
диальные и тангенциальные). Горение компонентов ракетного топ¬
лива при наличии высокочастотных А. наз. вибрационным. Природа
высокочастотных А. давления и др. параметров газа весьма сложна
и недостаточно изучена. Развитые высокочастотные А. в РД устра¬
няют в основном эмпирическим путем. Развитые низко- и высоко¬
частотные А. могут привести к разрушению камеры, газогенера¬
тора или др. агрегатов РД вследствие вибрации РД, прогара внутр.
стенок в связи с усилением теплоподвода и т. п.
АВТОКОЛЕБАТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА — состоит из 3 осн. эле¬
ментов: собственно колебат. системы (системы, способной под
воздействием внешних возмущений к периодич. изменению пара¬
метров), источника энергии, компенсирующей потери в А. с., и ме¬
ханизма, регулирующего поступление этой энергии из источника
в собственно колебат. систему.
АВТОМАТИКА ракетного двигателя-— система
электрич., электронных, пневматич., гидравлич., пиротехнич. и
механич. устройств, обеспечивающих автоматич. управление РД —
зажигание, пуск, поддержание заданного режима, изменение его
в соответствии с поступающими командами, защиту от внешних и
внутр. возмущений, выключение.
АВТОМАТИЧЕСКАЯ ЛУННАЯ СТАНЦИЯ (АЛС) — НА, пред
назначенный для функционирования на поверхности Луны. Основ¬
ной задачей АЛС является проведение исследований физич. усло¬
вий на Луне и характеристик лунной поверхности, для чего на
борту АЛС размещается разл. науч. аппаратура, а также радио¬
телеметрия. и телевизионная системы для передачи на Землю дан¬
ных наблюдений и изображений лунной поверхности. Конструкция
и аппаратура АЛС должны быть рассчитаны на работу в специфи¬
ческих условиях, существующих на Луне (глубокий вакуум, боль-
АВТОНОМНАЯ СИСТЕМА 15
Т1пн‘ изменения темп-ры лунной поверхности и др.). Впервые в мире
ц февр. 1966 посадку на Луну совершила сов. АЛС с помощью АМС
<<, 1 уна-9». Последующие АЛС доставлены с помощью АМС «Луна-13»,
«Луна-16» и «Сервейер-1» — «Сервейер-7» (см. Космические лета¬
тельные аппараты, Мягкая посадка).
АВТОМАТИЧЕСКАЯ МЕЖПЛАНЕТНАЯ СТАНЦИЯ (АМС) —
К Л А, предназначенный для полета к другим небесным телам и
для изучения межпланетного космич. пространства, для чего на
нем устанавливается соответствующая научная аппаратура. Резуль¬
таты измерений передаются с борта АМС на Землю с помощью ра¬
диосистем, включая телевизионные системы для передачи изобра¬
жений поверхности Луны и других планет. Обычно АМС снаб¬
жаются системами астроориентации и РД для коррекции траекто¬
рии в полете. Энергопитание бортовой аппаратуры АМС осущест¬
вляется с помощью солнечных батарей. Нек-рые АМС имеют спу¬
скаемые аппараты, предназначенные для спуска на др. планеты
(«Венера-3» — «Венера-7») или на Землю при возвращении из кос¬
мич. цолета («Зонд-5» — «Зонд-7»). До 1 мая 1970 было запущено
67 АМС: 30 сов. АМС серий «Луна», «Венера», «Марс» и «Зонд», 37
амер. АМС серий «Маринер», «Рейнджер», «Пионер», «Сервейер»,
«Аполлон».
АВТОМАТИЧЕСКАЯ СИСТЕМА ПОДГОТОВКИ СТАРТА
(АСПС) — единая автоматич. система, охватывающая весь комплекс
автоматич. систем управления отдельными агрегатами и системами
стартового комплекса космодрома, к-рые участвуют в установке КЛА
с его PH на пусковую систему, пристыковке к ним наземных комму¬
никаций, заправке компонентами ракетного топлива, термостати-
ровании и подготовке к пуску PH. АСПС также управляет опера¬
циями по хранению и термостатированию компонентов топлива и
их полу автоматич. сливом из баков PH, а также съемом PH с пуско¬
вой системы. Управление агрегатами и системами осуществляется
с центр, пульта подготовки — автоматически или вручную.
АВТОМАТИЧЕСКОЕ УПРАВЛЕНИЕ ТЕХНОЛОГИЧЕСКИМИ
ОПЕРАЦИЯМИ (АУТО) — система приборов на стартовом ком¬
плексе космодрома для управления операциями, связанными с
хранением компонентов топлива, пристыковкой наполнит., дренаж¬
ных магистралей, электрич. и газовых разъемов, заправкой PH,
сливом компонентов топлива из нее и нек-рыми вспомогат. опера¬
циями. Подготовка к заправке и сама заправка — автоматические,
слив — полуавтоматический, вспомогат. операциями управляют
дистанционно вручную. Для получения и выдачи команд АУТО
связана электрически с системами управления PH, контроля уровня
топлива в ее баках, наземного электросилового оборудования, пуско¬
вой системой, транспортно-установочным агрегатом, системами
термостатирования, дистанц. управления нейтрализацией и проти-/
вопожарной технология, защитой. Разрешающие электрокоманды
на АУТО поступают с системы дистанционного управления тех¬
нологическими операциями. АУТО состоит из пульта управле¬
ния, на к-ром смонтированы блоки управления отдельными агре-
~ и системами измерений, релейного шкафа, кабельных связей
АВТОНОМНАЯ СИСТЕМА нав и г а ц и и — система, реша-
^ая поставленную навигац. задачу только бортовыми автоматич.
редствами или с участием пилота-космонавта, находящегося на
16 АВТОНОМНОЙ РЕГИСТРАЦИИ СИСТЕМА
борту КЛА. А. с. не нуждается в управлении с Земли и в связи
с наземными командными, измерит, и вычислит, комплексами.
АВТОНОМНОЙ РЕГИСТРАЦИИ СИСТЕМА — бортовая система
КЛА, осуществляющая запись на магнитную пленку результатов
измерений, характеризующих полет и работу систем КЛА. Обычно
устанавливается в спускаемом аппарате для регистрации результа¬
тов^ измерений на участке спуска. Наряду с телеметрическими
системами позволяет обеспечить измерения на всей траектории спу¬
ска, в т. ч. во время входа в плотные слои атмосферы, когда пере¬
дача телеметрич. информации затруднена или невозможна вследст¬
вие ионизации воздуха, обтекающего спускаемый аппарат.
АВТОТРОФЫ — растит, организмы — водоросли и нек-рые виды
бактерий, используемые для создания органических веществ (бел¬
ков, жиров и углеводов) из неорганических (углекислоты, воды и
минеральных солей). А. подразделяются на фотоавтотрофы (низшие
и высшие) и хемоавтотрофы (см. Фотосинтез). А. превращают энер¬
гию света в химич. энергию, аккумулируя ее в различных органич.
соединениях. На космич. корабле А. способны осуществлять реге¬
нерацию воздуха и пищи растит, происхождения.
АДАПТАЦИЯ — приспособление человека, животных и расте¬
ний к меняющимся условиям внешней среды, своеобразно проте¬
кающее в космич. полете. У человека в полете резко изменяются сен¬
сорная афферентация (восприятие и проведение раздражений к
центральной нервной системе) и взаимодействие анализаторов.
А. особенно важна для решения проблемы влияния изоляции и
однообразной обстановки на человека при длит, космич. полетах,
в частности для создания атмосферы положит, эмоций, повышения
работоспособности, улучшения концентрации и переключения вни¬
мания, а также для приспособления к новым режимам труда и от¬
дыха космонавтов. Большую роль играет общая физич. тренировка,
что важно при отборе и подготовке летчиков и космонавтов.
«АДЖЕНА» — последняя ракетная ступень, используемая для
космич. пусков в нек-рых PH США («Атлас-Аджена», «Тор-Аджена»);
приспособлена для длит, пребывания в условиях космич. простран¬
ства с повторными запусками ракетной двигат. установки (рис.)
для коррекции орбиты и спуска космич. аппарата (не отделяемого
от «А.» на орбите). Вес ступени с топливом (азотная кислота и ди-
метилгидразин несимметричный) ок. 7 т, тяга ЖРД ок. 7,2 т. По
сообщениям печати, «А.» в качестве верхней ступени применялась
Ракета «Аджена»: 1 — конус для стыковки с КК «Джемини»; 2—обтекатель
(сбрасывается после запуска); 3 — переходник; 4 — отсек оборудования;
5 — топливный отсек; 6 — баллоны с азотом для системы ориентации;
7 — сопла системы ориентации; 8 — вспомогательная ракетная система
длй корректировки при сближении на орбите; 9 — основной РД с много¬
кратным включением; 10 — построитель вертикали системы ориентации
АККЛИМАТИЗАЦИЯ 17
для запуска ИСЗ «Дцскаверер», «Пнмбус», «Алуэтт» и др. КЛА,
а также использовалась п экспериментах по сближению и стыковке
па орбите (см. «/(жемиии»),
АДСОРБЕР — аппарат для извлечения из воздуха герметич.
кабины КК загрязняющих его паро- и газообразных примесей. Дей¬
ствие А. основано на поглощении извлекаемых веществ поверхностью
высокопористых веществ — адсорбентов, в качестве к-рых в СЖО
.могут быть использованы разл. типы си лика толей, сиптетнч. цеоли¬
тов и активированных углей. Для обеспечения непрерывного про¬
цесса очистки или осушки воздуха обычно применяются 2 парал¬
лельно включенных А., каждый из к-рых работает последовательно
в режиме адсорбера и в режиме десорбера (регенерации), пооче¬
редно включаясь в систему очистки.
АЗИМУТ — координата в горизонтальной системе небесных коор¬
динат: дуга истинного горизонта, отсчитываемая от точки Севера на
небесной сфере к востоку до пересечения горизонта с кругом высоты,
проходящим через данное светило (или земной предмет); иногда А.
отсчитывается от точки Юга к западу; измеряется от 0° до 360°.
АЗОТНАЯ КИСЛОТА HN03 — высококипящий окислитель для
ЖРД. Бесцветная гигроскопич. дымящая жидкость с резким запа¬
хом, плотность 1,52 г/см? (20°), г°Пл — 41,6°; /°КИп — 86°- При наличии
растворенной двуокиси азота имеет окраску от желтого до бурого
цвета. Токсична. Взрывобезопасна, термически не стабильна.
В качестве стабилизаторов термин, разложения используются до¬
бавки четырехокиси азота и воды. Для снижения коррозионной
активности вводятся ингибиторы. С рядом горючих (амины, гидра¬
зин и его производные и др.) образует самовоспламеняющиеся топ¬
лива. Совместима с нержавеющими сталями, большинством алюми¬
ниевых: сплавов и нек-рыми др. конструкц. материалами. Обычно
употребляется в виде азотнокислотных окислителей, обладающих
более высокой эффективностью. Почти чистая А. к. иногда наз.
белой дымящей (по цвету паров), а с окислами азота — красной
дымящей А. к. Доступна и дешева, один из осн. продуктов химич.
промышленности, получается гл. обр. окислением аммиака. Широко
применяется в ракетной технике в сочетании с разл. горючими,
напр. керосином, скипидаром, анилином, диметилгидразином не¬
симметричным и др. А. к. как окислитель для ЖРД предложена
В. П. Глушко (ГДЛ) в 1930.
АЗОТНОКИСЛОТНЫЕ РАКЕТНЫЕ ОКИСЛИТЕЛИ - окисли¬
тели для ЖРД на основе азотной кислоты; растворы окислов азота
в азотной кислоте. Более эффективны, чем азотная кислота: они
обладают большими удельным импульсом и плотностью, более
низкой темп-рой замерзания. Широко применяются с диметилгид¬
разином несимметричным, а также с керосинами, аминами и скипи¬
даром. А. р. о. впервые разработаны В. П. Глушко в 1930 в Газо¬
динамической лаборатории.
АЗОТНЫЙ ТЕТРОКСИД — см. Четырехокисъ азота.
АЗОТСОДЕРЖАЩЕЕ ГОРЮЧЕЕ — горючее для ЖРД, моле¬
кулы к-рого содержат атомы азота. Часто образует самовоспламе¬
няющиеся. топлива (см. Амины, Гидразин).
АККЛИМАТИЗАЦИЯ — приспособление человека, животных
и растений к новым климатич. условиям. При подборе организмов
(животных и растений)для искусств, экологических систем необ¬
ходимо учит^вЯ^^МЯкАиматизатт ввз&оЬшости
2 Космо! дщошд.
48 АККРЕЦИЯ
АККРЕЦИЯ - захват небесным телом вещества нз окру¬
жающего межпланетного пространства. Для Земли наибольшую
роль играет А. метеорного вещества, поставляющего в атмосферу
атомы металлов, кремния и др., а также метеорную пыль, посте¬
пенно оседающую в атмосфере. Роль А. газов в атмосфере Земли,
по-видимому, невелика, хотя возможно, что захват протонов сол¬
нечного ветра во время полярных сияний оказывает влияние на рас¬
пределение водорода в верхней атмосфере. Процесс, обратный по
отношению к А., — диссипация атмосферы.
АККУМУЛЯТОР ДАВЛЕНИЯ — элемент ракетной двнгат. уста¬
новки; сосуд (баллон), в к-ром хранится или генерируется газ высо¬
кого давления. Заправляется газом (воздушные, азотные, гелиевые
А. д.); генерация производится в результате сгорания пороха (поро¬
ховые А. д.), жидкого топлива (жидкостные А. д.). А. д. исполь¬
зуется для наддува баков, подачи топлива в двигатель, срабатыва¬
ния пневмоавтоматики, продувок и др. целей.
АКСЕЛЕРОМЕТР — бортовой прибор, измеряющий линейное
ускорение КЛА. В системах инерциальной навигации А. является
одним из видов чувствит. элементов; обычно на КЛА устанавли¬
вают 3 А., измеряющих линейное ускорение в трех взаимно пер¬
пендикулярных направлениях. Особенность А. заключается в том,
что он определяет не истинное, а кажущееся ускорение КЛА.
АКТИВИРОВАННЫЙ УГОЛЬ — уголь, приготовленный пз
растит, органического сырья (обычно древесный) и прошедший спе¬
циальную обработку, применяется в системах регенерации воздуха
и воды СЖО для поглощения вредных примесей, в качестве фильт¬
ров и др.
АКТИВНАЯ ЗОНА ядерного реактор а — часть реак¬
тора, содержащая ядерное горючее, в к-рой в результате реакции
деления ядер выделяется ядерная энергия и генерируются нейт¬
роны, поддерживающие эту реакцию. А. з. содержит замедлитель
и окружена отражателем. В существующих ядерных реакторах
обычно применяется твердофазная активная зона; возможны ядер-
ные реакторы с высокотемпературной жидкой и газофазной А. з.
АКТИВНАЯ СИСТЕМА ОРИЕНТАЦИИ — система ориентации,
в к-рой управляющие моменты, ориентирующие КЛА, вырабаты¬
ваются устройствами (исполнит, органами), питающимися от бор¬
товых источников энергии. Осн. виды этих устройств: реактивные
двигатели ориентации, инерционные исполнительные органы, элект¬
ромагнитные исполнительные органы. В отличие от пассивной
системы ориентации, А. с. о. способна противодействовать отно¬
сительно большим возмущающим моментам (при достаточно мощных
исполнит, органах) и позволяет легко изменять ориентированное
положение КЛА, т. е. решать задачу программного поворота аппа¬
рата; вместе с тем, А. с. о. требует расхода энергии и обладает
меньшим сроком службы, чем пассивная система.
АКТИВНАЯ ТУРБИНА — турбина, в к-рой потенциальная энер¬
гия рабочего тела преобразуется в кинетическую только в сопло¬
вом аппарате статора. В турбонасосном агрегате РД применяются
обычно высокооборотные А. т.
АКТИВНЫЙ ИЛ — биологич. сообщество микроорганизмов-
минерализаторов и отдельных форм простейших организмов, осу¬
ществляющее процесс биохимич. окисления органич. веществ
в аэротенках СЖО КЛА. А. и. образуется на^осньве микрофлоры
ЛЛЬБЕДО 19
окружающей среды. Органич. вещество А. и. в основном состоит
из белка, благодаря чему он может служить пищей для гетеротроф¬
ных организмов.
АКТИВНЫЙ УЧАСТОК — участок полета КЛА с работающими
РД. А. у. в большинстве случаев заканчивается выходом на орбиту
и отделением КО от PH. Когда расположение места старта не по¬
зволяет вывести КЛА сразу на заданную орбиту, полет состоит
из неск. А. у., чередующихся с пассивными участками, на к-рых
РД не работают. Продолжительность А. у. для совр. PH обычно
не превышает 20 мин.; протяженность их существенно меньше,
чем участков орбитального полета. В будущем для К А, снабженных
электрореактивными двигателями, А. у. могут составлять значит,
часть всей траектории полета.
АКТИНОМЕТРИЧЕСКАЯ АППАРАТУРА метеорологи¬
ческих спутников — устанавливаемая на метеорология.
ИСЗ аппаратура для измерения составляющих теплового баланса
Земли. На советских спутниках использована А. а., чувствитель¬
ная в след, областях спектра: 0,3—3 мкм, 8—12 мкм и 3—30 мкм,
что позволило осуществить измерения уходящего коротковолнового
излучения и уходящего длинноволнового излучения. На ИСЗ «Тирос»,
«Эсса» и «Нимбус» применялись пятиканальный радиометр с диа¬
пазонами чувствительности 6,0—6,5 мкм, 8,0—12,0 мкм, 0,2—
6,0 мкм, 8,0—30 мкм и 0,55—0,75 мкм, а также широкоугольные
радиометры. Использование данных измерений в окне прозрач¬
ности 8—12 мкм позволяет решить задачу определения темп-ры
подстилающей поверхности (см. Подстилающей поверхности тем¬
пература) или темп-ры и высоты верхней границы облаков.
АКУСТИЧЕСКАЯ НАГРУЗКА — результат воздействия звуко¬
вого (акустич.) поля высокой интенсивности, возникающего при
работе РД, на КЛА, агрегаты, аппаратуру, сооружения стартового
комплекса космодрома и обслуживающий персонал. Акустич.
энергия, генерируемая реактивной струей РД (на образование
акустич. поля затрачивается до 1% кинетич. энергии струи), имеет
широкий частотный спектр и может вызвать резонансные колеба¬
ния конструкций и их элементов. Особенно чувствительны к А. н.
аппаратура, приборы и элементы систем управления. А. н. может
быть также причиной травматизма обслуживающего персонала.
Количеств, оценка А. н. включает определение таких параметров
акустич. поля, как уровень звукового давления, частотный спектр
и продолжительность воздействия. Она позволяет установить тех-
нич. требования к характеристикам оборудования и аппаратуры и
к методике их испытаний, а также правильно выбрать степень укры¬
тия и безопасные расстояния для размещения оборудования, аппа¬
ратуры и обслуживающего персонала.
АЛЛЕЛОПАТИЯ — взаимное влияние организмов друг на друга,
обусловленное физиологически активными летучими и водораство¬
римыми выделениями этих организмов, в частности взаимовлия¬
ние высших растений; может играть важную роль в космич. био¬
технических системах. В условиях замкнутого круговорота веществ
на КК возможна многосторонняя А., т. е. взаимовлияние растит,
организмов, их влияние на животные организмы и человека и влия¬
ние последних на растения.
АЛЬБЕДО — отношение лучистого потока, рассеянного во всех
направлениях элементом поверхности, к потоку, падающему на
2*
20 АЛЬТИМЕТР КЛА
элемент. Характеризует отражат. способность поверхности. Чем
больше А., тем более светлой выглядит данная поверхность. Напр.,
А. Луны 0,07, т. е. лунная поверхность рассеивает во всех напра¬
влениях 7% падающего на нее излучения, а остальные 93% она
поглощает. Чем больше А. оболочки КЛА, тем меньше нагревают
эту оболочку солнечные лучи.
АЛЬТИМЕТР КЛА — см. Высотомер.
АМЕРИКАНСКИЕ ИСЗ. Первый ИСЗ «Эксплорер-J» выведен
на орбиту 1 февр. 1958. Вес 8,3 кг (вместе с последней ступенью
PH 13,8 кг), форма—цилиндр длиной 2м (вместе с последней ступенью
и носовым конусом) и диаметром 15 см. В полете не ориентирован;
аппаратура работала ок. 27 суток. С 1958 no 1 мая 1970 в США за¬
пущено 632 А. ИСЗ различных типов. Значит, часть А. ИСЗ имеет
малый вес (до 100—200 кг); вес отдельных ИСЗ достигает 3—4 т;
осп. блок КК «Аполлон-4», выведенный на орбиту ИСЗ в ноябре
1967, весил —23,5 га, макс, вес полезного груза, выведенного на
орбиту PH «Сатурн-5>> (включая 3-ю ступень PH), 135 га. В ряде
случаев несколько ИСЗ (до 8) на близкие орбиты выводятся одной
PH. Орбиты А. ИСЗ охватывают область высот от —135 км до
—494 тыс. км («Эксплорер-33»); нек-рые из них выведены на синх¬
ронные орбиты («Синком», «Эрли Берд», «ATS» и др.). Большинство А.
ИСЗ не имеет герметичного корпуса, аппаратура их работает в
вакууме; энергопитание бортовой аппаратуры — от солнечных
батарей, химич. источников тока, топливных элементов (в отдель¬
ных случаях использовались изотопные генераторы). Нек-рые
автоматич. ИСЗ («Дискаверер», «Самос», «Биос») и КК снабжены
спускаемыми аппаратами (капсулами); после полета по орбите про¬
изводится их приводнение в океан.
Осн. амер. исследовательские ИСЗ: «Авангард»
(в 1958—59 запущено 3 ИСЗ для изучения магнитного поля, излу¬
чения Солнца, микрометеоров; вес 1,5—23 кг, макс, высота апогея
3970 км); «Эксплорер» (вес от 7 до 220 кг, высота апогея от 870 км
до 494 тыс. км; предназначен для исследования радиац. пояса,
магнитного поля, характеристик атмосферы и ионосферы, космич.
лучей, микрометеоров и др.; нек-рые ИСЗ ориентированы в по¬
лете); «OSO» — орбитальная солнечная обсерватория (вес 208—
272 кг, высота апогея до 630 км, ориентация на Солнце с высокой
точностью); «ОGO» — орбитальная геофизич. обсерватория (вес
487—610 кг, орбиты круговая с высотой —1000 км и эллиптич.
с высотой апогея до 150 тыс. км, ориентирована в полете); «ОАО» —
орбитальная астрономия, обсерватория (вес 1770—2000 кг, орбита
круговая с высотой 800 км; имеет систему астроориентации высокой
точности); «ОУ» (вес от 9 до 270 кг, высота апогея отнеск. сот км до
111 тыс. км; в нек-рых случаях одной PH запускается несколько
спутников «ОУ» и др. типов; спутники предназначены для изучения
характеристик космич. пространства и отработки нек-рых бортовых
систем); «ATS» (вес с бортовым РДТТ 700 кг, на орбите — 350 кг,
орбиты стационарные, ориентация гравитационная и вращением;
предназначена для отработки и испытаний раз л. бортовых систем,
экспериментов по дальней связи, телевиз. передаче и др.); «Пегас»
(в 1965 запущено 3 ИСЗ для изучения метеорных частиц; вес 1,45 га,
высота апогея до 740 км; снабжен раскрывающимися панелями
с датчиками, размахом 29,3 ж); «ERS» — самые малые А. ИСЗ
(вес до 0,7 кг), предназначенные для изучения радиации. Б и о л о-
АМЕРИКАНСКИЕ ИСЗ 21
Американские ИСЗ: 1 — «Эк¬
сплорер-1»; 2 — «Эксплорер-14»;
3 — «Эхо-2» (на фото показана
наполненная газом оболочка
во время осмотра ее операто¬
ром, находящимся в люльке,
подвешенной к воздушному ша¬
ру); 4 — «Транзит-1 В»; 5 — ИСЗ
сгравитац. системой ориентации
22 АМЕРИКАНСКИЕ РД
гический ИСЗ «БИОС» имеет вес 495 кг, в т. ч. 245 кг — спу¬
скаемая капсула диаметром 1 м; продолжительность полета до 2 су¬
ток (планируются пуски с обезьянами до 30 суток). Метеоро¬
логические ИСЗ: «Тирос» (вес 120—131 кг, высота апогея
970—2580 км, стабилизирован вращением, имеет 2 телевиз. камеры);
«ЭССА», «НИМБУ Съ. Связные ИСЗ: «Телстар» (вес 80 кг,
высота апогея до 10,8 тыс. км, стабилизирован вращением, пред¬
назначен для ретрансляции телевизионных передач); «Синком»
(запущено 3 ИСЗ на синхронные орбиты высотой 34—36 тыс. км,
вес с РДТТ^б? кг, на орбите ~40 кг); «Эрли Берд» (вес 68 кг, орбита
стационарная, входят в систему «Интелсат»); «Эхо» — пассивный
ретранслятор (запущено 2 ИСЗ, надувные оболочки диаметром 30 м
и 41 м из майларовой алюминизированной пленки; вес 68 кг и 256 кг,
высота апогея до 1700 км); «Оскар», «LES», «Реле» и др. Геоде¬
зия. и навигационные ИСЗ: «Транзит» (вес 60—120 кг,
высота апогея 700—1100 км; предназначен для навигации кораблей
и самолетов); «Секор» (вес 18 кг, высота полета 1000—3700 км;
предназначен для геодезич. измерений); «АННА» и др. Значитель¬
ное число А. ИСЗ относится к секретным — данные об их задачах
и характеристиках не публикуются, по-видимому, в связи с воен.
назначением. К 1 мая 1970 запущено 259 амер. секретных ИСЗ;
орбиты — с высотой перигея от 130 км и более, высотой апогея от
250 км до ~3700 км; по неофициальным сообщениям печати, к ним
относятся ИСЗ «Дискаверер», разведывательный ИСЗ с фотоаппа¬
ратурой — «Самос» и др.; запуски производятся с 1961.
АМЕРИКАНСКИЕ РД. Первые работы по ЖРД проводились
Р. Годдардом с 1921. Основное развитие работы по созданию ЖРД
в США получили после 2-й мировой войны. Создана мощная ракетно-
космич. пром-сть, разработано большое количество ЖРД и РДТТ
разл. типа, ведутся интенсивные исследования по РД. Осн. ЖРД
космич. назначения: Белл XLR 81-ВА-9 (тяга 7,25 т, уд. импульс
в пустоте 300 сек., длительность работы 240 сек., вес 136 кг, диаметр
900 мм, давление в камере сгорания 36 ата, топливо — азотная ки¬
слота и несимметричный диметилгидразин; предназначен для сту¬
пени «Аджена»-PH); Пратт Уитни RL10A-3 (тяга 6,8 т, уд. импульс
в пустоте 433 сек., длительность работы 475 сек., вес 132 кг, диаметр
1010 мм, давление в камере сгорания 20,5 ата, топливо — жидкий
кислород и жидкий водород; предназначен для ступени «Цен-
тавр»-PH); наиболее мощный амер. ЖРД Рокитдайн F-1 (тяга
690 т, уд. импульс на земле 260 сек., длительность работы.150 сек.,
вес более 8 т, давление в камере сгорания 63 ата, топливо —
жидкий кислород и керосин; предназначен для 1-й^ступени PH
«Сатурн-5», на к-рой установлено 5 РД); Рокитдайн J-2 (тяга
90,7 т, уд. импульс в пустоте 422 сек., длительность работы 500 сек.,
вес 1580 кг, диаметр 2000 мм, давление в камере сгорания 45 ата,
топливо — жидкий кислород и жидкий водород; предназначен длд
2-й и 3-й ступеней PH «Сатурн-5»); Рокитдайн Н-1 (тяга 85—93 т,
уд. импульс в пустоте 285 сек., длительность работы 160 сек., вес
878 кг, диаметр 1240 мм, давление в камере сгорания 42—45 ата,
работает на жидком кислороде и керосине, предназначен для 1-й
ступени PH «Сатурн-1» и «Сатурн-1 Б»). В числе опытных ЖРД:
Белл (тяга 1,6 т, уд. импульс в пустоте 310 сек. , давление в камере
сгорания 8,5 ата, работает на четырехокиси' азота и 1аэрЬзинё-50;'
предназначен для взлету с Луцы КК «Аполлон»); Спейс Текнолодщц
АНГЛИЙСКИЕ РД 23
(тяга 4,76 т, давление в камере сгорания 7,7 а та, длительность
работы 730 сек., топливо — четырехокпсь азота и аэрозип-50; пред¬
назначен для посадки на Луну КК «Аполлон»); Тиокол ТД-339
(тяга 13—48 кг, вес 2,7 кг, работает на четырехокиси азота и моно-
метилгидразине, рулевой РД КЛА «Сервейер») и др. Разрабатываются
также ЖРД на жидком фторе, ЯРД, ЭРД и др. В числе РДТТ кос-
мич. назначения — Аллегани «Антарес-2» (тяга 10 т, длительность
работы 36 сек., вес 1,2 т, диаметр 760 мм, длина 2,9 м; предназначен
для 3-й ступени PH «Скаут»), «Кастор» (тяга 28 т, длительность
работы 27 сек., вес 4,3 т, диаметр 790 мм, длина 6,2 м\ предназначен
для 2-й ступени PH «Скаут») и др. Уделяется внимание разработке
н использованию РДТТ диаметром 3,4 и 6,6 м.
АМЕРИКАНСКОЕ РАКЕТНОЕ ОБЩЕСТВО — основано в 1930.
В 1933 им был разработан РД на жидком топливе; при запуске ра¬
кета с этим РД достигла высоты 76 ле. В 1935 А. р. о. был построен
испытат. стенд и начались регулярные испытания разл. РД. В 1939—
1940 созданы 2 ЖРД с регенеративным охлаждением. В 1944 испы¬
тывалась ракета с 4 соплами. Во время 2-й мировой войны экспе¬
римент. работа не проводилась, но продолжал издаваться журнал
«Астронавтика». А. р. о. — большая организация, занимающаяся
проблемами управляемых ракет и космич. полетов. Ежегодно про¬
исходят съезды, к к-рым приурочиваются выставки ракет и ракет¬
ного оборудования.
АМИНЫ — высококипящие горючие для ЖРД; производные
углеводородов, содержащие аминогруппу. Многие представители
алифатич. и ароматич. А. и их смеси нашли применение или изуча¬
лись в качестве пускового (для обеспечения самовоспламенения)
и основного горючего для ЖРД (напр., «тонка-250», анилин, ди-
этиламин и др.).
АММИАК ЖИДКИЙ NH3 — низкокипящее горючее для ЖРД.
Бесцветная жидкость с резким характерным раздражающим запа¬
хом, плотность 0,682 г/сж3 (—33,4°), — 77,7°, ^Ш1 — 33,4°.
Токсичен, хороший растворитель многих веществ, в т. ч. нек-рых
металлов, химически стабилен, термостабилен, хороший охладитель.
Слабо агрессивен по отношению к конструкц. металлам, но с медью
совместим только в отсутствии кислорода. Доступен и дешев, полу¬
чается синтетически из азота и водорода; один из основных продук¬
тов химической промышленности. А. ж. как горючее для ЖРД
применяется в паре с жидким кислородом (США) и др. окислите¬
лями.
АНГЛИЙСКИЕ ИСЗ. Первый ИСЗ «Ариель-1», разработанный
совместно с США, запущен 26 апр. 1962 амер. PH «Тор-Дельта»
(вес 133 кг, орбита с высотой апогея ок. 1200 км, предназначен для
исследования ионосферы, заряженных частиц, коротковолнового
излучения Солнца; в полете не ориентирован; энергопитание от
солнечных батарей); «Ариель-2» запущен 27 марта 1964, «Ариель-3»—
о мая 1967 с помощью амер. PH «Скаут» (вес ок. 90 кг, предназначен
для исследования ионосферы и радиошумов на различных часто¬
тах; в полете стабилизирован вращением; энергопитание от солнеч¬
ных батарей).
^J^^KPIE РД. Широкие работы по РД в Англии начаты
после 2-и мировой войны, разрабатывались вспомогат. РД для само¬
летов (стартовые, ускорители), а также для ракет. Серийно изго-
вляются ЖРД Бристол Сидли «Гамма» и «Стентор», работающие
24 АНДЕРС
на перекиси водорода и керосине, предназначенные для ракет
«Блэк Найт» и «Блу Стил» (тяга ЖРД «Гамма 301» равна 10,8 ш,
двухкамерною ЖРД «Стентор» — 7,2—1,8 т). Более совершенны
опытные ЖРД: Бристол Сидли BS. 625 (двухкамерный, тяга 2X 3,5 т,
уд. импульс в пустоте 265 сек., вес 168 кг, предназначен для 2-й сту¬
пени ракеты «Уэстленд»); BS. 606 (восьмикамерный, тяга 8x2,8 т,
вес установки 506 кг, для 1-й ступени той же ракеты), также рабо¬
тающие на перекиси водорода и керосине; ЖРД Бристол Сидли BS.
613, топливо — жидкий кислород и жидкий водород; ЖРД Роллс-
Ройс RZ-2 для баллистической ракеты ср. дальности «Блю Стрик»
(2 камеры тягой по 68 т, длительность работы 150 сек., вес 2X 680 кг,
диаметр ИЗО мм, давление в камере сгорания ок. 40 ата, топ¬
ливо — жидкий кислород и керосин), двигатель RZ-2 исполь¬
зуется на 1-й ступени PH «Европа-1». В серийном производстве
находится РДТТ «Рейвин-2В» фирмы Бристол (лицензия амери¬
канской фирмы Эроджет; тяга 8,1 т и длительность работы 20 сек.,
диаметр 430 мм)\ предназначен для боевых ракет «Блэк Найт» и
«Скайларк».
АНДЕРС (Anders), Уильям А. (р. 1933, Гонконг) — летчик-
космонавт США, майор ВВС. В 1955 окончил Военно-морскую
академию США, получив степень бакалавра наук. По окончании
Технологии, ин-та ВВС А..присвоена степень магистра наук (1962).
Работал инженером в области ядерной физики в Лаборатории воору¬
жений на авиац. базе в Кертленде. С окт. 1963 — в группе космонав¬
тов Нац. управления по аэронавтике и исследованию космич. про¬
странства (США). Совместно с Ф. Борманом и Дж. Ловеллом совер¬
шил полет в качестве 3-го пилота на К К «Аполлон-8», к-рый был
выведен на орбиту вокруг Земли 21 дек. 1968 и затем стартовал
с нее в сторону Луны. Совершив 10 оборотов вокруг Луны, корабль
вернулся на Землю 27 дек. 1968.
АНИЛИН C6H5NH2 — маслянистая желтоватая высококипя-
щая жидкость, плотн. 1,022 г/см? (20°), — 6,2°, £°1Ш 184,4°.
Токсичен, химически стабилен. Не агрессивен по отношению к кон-
струкц. материалам. Как ракетное горючее или его компонент
применялся в Германии, США и Франции в паре с азотной кислотой
и азотнокислотными ракетными окислителями; самовоспламе¬
няется с ними. Для уменьшения темп-ры плавления к А. добавлялся
фурфуриловый спирт (20% по весу) и др.
АННИГИЛЯЦИОННЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ - гипоте-
тич. фотонный РД, в к-ром выделение энергии происходит в резуль¬
тате аннигиляции вещества, т. е. взаимодействия частиц и анти
частиц, с полным их переходом в фотоны.
АНОМАЛИЯ ИСТИННАЯ — угол, образуемый радиусом-век¬
тором небесного тела с направлением на перицентр орбиты. Отсчи¬
тывается от направления на перицентр в направлении движения
небесного тела и может изменяться от 0 до оо.
АНОМАЛИЯ СИЛЫ ТЯЖЕСТИ — разность между замерен¬
ным значением силы тяжести и теоретич. (нормальным) ее зна¬
чением в той же точке Земли, вычисленным при тех или иных
предположениях о внутр. строении Земли. Таким образом,
А. с. т. зависит от выбранной формулы для нормальной силы
тяжести.
АНОМАЛИЯ СРЕДНЯЯ — угол, к-рый составил бы радиус-
вектор небесного тела с направлением на перицентр орбиты, если
АНТЕННА ЗЕМНОЙ СТАНЦИИ 25
бы оно двигалось со ср. угловой скоростью. Отсчитывается от на¬
правления на перицентр орбиты в направлении движения небесного
тела и может изменяться от 0 до со.
АНОМАЛИЯ ЭКСЦЕНТРИЧЕСКАЯ — вспомогат. переменная
эллиптического движения, связанная со временем Кеплера уравне¬
нием. Отсчитывается от направ¬
ления на перицентр орбиты в на¬
правлении движения тела и может
изменяться от 0 до оо. А. э. имеет
след, геометрия, смысл. Пусть
на рис. АРВ — эллиптич. орбита,
а А у Р0, С — соответственно,
перицентр, фокус, центр орбиты, в
Пусть далее AQB — окружность,
проведенная из центра С радиу¬
сом, равным большой полуоси.
Тогда, если Р — положение небесного тела в момент /, a PQ —
перпендикуляр к большой оси эллипса, то А. э. равна углу ACQ.
АНТЕННА — устройство для излучения электромагнитных ко¬
лебаний в окружающее пространство (передающая А.) и для обрат¬
ного процесса (приемная А.). Различают: направл. А., имеющие
направления наибольшего и наименьшего излучения или приема
радиоволн, графически изображаемые диаграммой направленности,
и ненаправл. А., одинаково во всех направлениях излучающие и
принимающие радиоволны. Др. характеристики А.: коэфф. усиле¬
ния (выигрыш в мощности из-за направл. действия А.) и эффектив¬
ная площадь антенны. (Рис.).
АНТЕННА ЗЕМНОЙ СТАНЦИИ системы радиосвязи
через И С 3 — направл. антенна для приема слабых радиосигна¬
лов от ИС, КК и АМС и мощного излучения радиосигналов. Приме¬
няются А. з. с.: двухзеркальные параболические типа Кассегрена
и рупорно-параболич. Формирование узконаправл. радиоизлучения
в двухзеркальной параболич. антенне осуществляется металлич.
(сплошным или сетчатым) зеркалом параболич. формы диаметром
до 60 м, поворачивающимся механически для установления макси¬
мума радиоизлучения на движущийся объект связи. Аналогично
достигается узконаправл. излучение и в рупорно-параболич. ан¬
тенне, диаметр раскрыва к-рой составляет 20—25 м. На сантимет¬
ровом диапазоне А. з. с. имеют коэфф. усиления 60 дб, ослабление
Антенна Центра дальней
космич. с и язи (СССР)
26 АНТИВЕЩЕСТВО
Слева — двухзеркальная антенна Кассегрена! 1 — гиперболич. ееркало|
2 — параболич. зеркало; 3 — облучатель
Справа — рупорно-параболич. антенна: 1 - рупор-облучатель; 2 — раскрыв
рупора; 3 — параболич. зеркало
задних лепестков 40 дб, ширину диаграммы направленности 6—8',
шумовую температуру 10°—20° К. Эффективная площадь больших
антенн 2—3 тыс. м2.
АНТИВЕЩЕСТВО — вещество, состоящее из античастиц (анти¬
протонов, антинейтронов, позитронов). Существуют гипотезы об
антивещественной природе нек-рых известных космических объек¬
тов, в частности комет. Встреча КЛА с куском А. привела бы к
взрыву.
АНТИПОДНЫЙ ЭФФЕКТ — см. Отражение радиоволн.
АПЕКС движения Солнца — точка небесной сферы,
по направлению к к-рой движется Солнце (находится в созвездии
Геркулеса), противоположная ей точка — антиапекс.
АПОГЕЙ — наиболее удаленная от центра Земли точка орбиты
Луны, ИСЗ или к.-л. др. небесного тела, движение к-рого рассма¬
тривается относительно Земли.
АПОГЕЙНОЕ РАССТОЯНИЕ — расстояние апогея от центра
Земли.
«АПОЛЛОН» — наименование разработанных в США КК для
полета космонавтов на Луну, а также программа их разработки и
полетов. Для запуска «А.» предназначена PH «Сатурн-5», первые
полеты к-рой осуществлены в конце 1967 — начале 1968. «А.» со¬
стоит из 2 состыкованных К К (модулей), осуществляющих совмест¬
ный полет к Луне и переход на окололунную орбиту. В одном из
кораблей (т. н. орбитальном) размещаются 3 космонавта; 2 из них
осуществляют во втором (посадочном) корабле спуск на Луну,
а затем взлет с Луны на орбиту ИСЛ с последующей стыковкой
с орбитальным кораблем, на к-ром весь экипаж возвращается на
Землю. Общий вес «А.» с двигателями и запасом топлива ок. 44 т.
Продолжительность первого пребывания посадочного корабля на
поверхности Луны — до одних суток. Орбитальный корабль
(наз. также основным блоком К К) состоит из отсека экипажа —
спускаемого аппарата, в к-ром космонавты находятся в теченио
«АПОЛЛОН» 27
Hcci’o полета, и двигательного отсека. Спускаемый аппарат имеет
форму конуса; вес 5,6 /тс, диаметр основания 3,84 м, высота 3,4 м.
Двигательный отсек весит 22,8 /тс (в т. ч. 17,6 т топлива); его ЖРД
с тягой 10 /тс работает на четырсхокиси азота и аэрозине — 50;
система подачи топлива — вытеснительная. Посадочный корабль
(наз. также лунной кабиной) весит с топливом ок. 14,5 /тс, имеет
высоту 7 м; состоит из 2 ступеней — посадочной, снабженной поса¬
дочным шасси, и взлетной, на к-рой имеется герметнч. кабина кос¬
монавтов. Тяга ЖРД посадочной ступени 0,47—4,76 /тс (регулируе¬
мая), взлетной ступени — 1,6 /тс; оба двигателя работают на четы-
рехокиси азота и аэрозине-50; система подачи топлива — вытесни¬
тельная. После выхода на траекторию полета к Луне производится
перестыковка КК — осн. блок разворачивается на 180° и при¬
стыковывается к лунной кабине для последующего перехода в нее
космонавтов.
Осн. запуски КК «А.» в 1967—70. «А.-4» (без экипажа) выведен
на геоцентрич. орбиту PH «Сатурн-5» 9 ноября 1967, осуществлена
проверка входа спускаемого аппарата в
атмосферу со скоростью И км!сек (за счет
его разгона РД). «А.-5» — запуск 22 янв.
1968 лунной кабины (без экипажа) на
орбиту ИСЗ с помощью PH «Сатурн-1 Б»
для проверки конструкции и РД кабины.
«А.-6» (без экипажа) выведен на геоцент¬
рич. орбиту PH «Сатурн-5» 4 апр. 1968,
в полете имел место ряд отказов, про¬
грамма выполнена не полностью. «А.-7» —
основной блок КК с космонавтами У. Шир-
рой, Д. Эйзелом и У. Каннингемом выве¬
ден PH «Сатурн-1 Б» на орбиту ИСЗ И окт.
1968 и совершил полет в течение 10,7 суток
(163 витка) с приводнением в Атлантич.
океане. «А.-8» — основной блок КК с кос¬
монавтами Ф. Борманом, Дж. Ловеллом и
У. Андерсом 21 дек. 1968 был выведен PH
«Сатурн-5» на траекторию полета к Луне,
перешел 24 дек. на орбиту ИСЛ (высота
периселения 112 км, апоселения 312 км,
после коррекции — орбита круговая вы¬
сотой 113 км), совершил на ней 10 оборо¬
тов, после чего стартовал к Земле и 27 де¬
кабря 1968 приводнился в Тихом океане.
В полете проводились науч. исследования,
телевиз. репортаж, фотосъемка и наблю¬
дения лунной поверхности для оценки ра-
Нде “Раиных площадок для посадки «А.».
«А.-9» с космонавтами Дж. Макдивиттом,
<?Ся^п1К^СГического к°Рабля «Аполлон» на PH
2 — «п1^ 1 ~~ рД системы аварийного спасения;
4KHnSKaenMbIft аппарат орбитального КК (отсек
иипажа); 3 — двигат. отсек орбитального КК;
чт«!?2Сад0Чный (лунная кабина); 5 — пере¬
дник между рн и КК «Аполлон»; 6 — послед¬
няя ступень PH
28 «АПОЛЛОН»
Д. Скоттом п Р. Шпенкартом запущен с помощью PH «Са¬
турн-5» 3 марта 1969 на гсоцентрнч. орбиту. Он совершил деся¬
тисуточный полет с целью проверки и отработки гл. обр. систем
лунного отсека КК; «А.-10» с космонавтами Т. Стаффордом, Дж.
Янгом и Ю. Сернаном, запущенный 18 мая 1969 PH «Сатурн-5»,
вновь совершил облет Луны с выходом 21 мая на селеноцентрич.
орбиту для отработки систем маневрирования в окололунном про¬
странстве. Высота периселения 110 км, апоселения 313 км, после
коррекции соответственно 111 и 113 км. Космонавты Стаффорд и
Сернан перешли в лунную кабину, отделились от основного блока
«А.-10» и опустились до высоты 15 км над поверхностью Луны,
затем орбита была изменена (высота периселения 23 км, апоселе¬
ния 380 км). Полет в лунной кабине длился ок. 8 час. Отделив
посадочную ступень, космонавты во взлетной ступени приблизились
к осповному блоку и состыковались с ним. После перехода космо¬
навтов в основной блок была отделена использованная лунная
кабина. 24 мая на 32-м витке ИСЛ был включен двигатель и КК
перешел на траекторию полета к Земле. Всего на селеноцентрич.
орбите КК пробыл 61 час. 40 мин. После 8-суточного полета 26 мая
КК приводнился в Тихом океане. В полете выполнялись научные
исследования, наблюдения, фотосъемки, телевиз. репортаж.
«А.-11» с экипажем в составе Н. Армстронга (командир корабля),
М. Коллинза (пилот основного блока корабля — «Колумбия»),
Э. Олдрина (пилот лунной кабины корабля — «Орел») совершил
историч. полет с высадкой на Луну и возвращением на Землю.
Пуск PH «Сатурн-5» произведен 16 июля 1969 в 16 час. 32 мин.
со стартовой площадки 39а полигона на мысе Кеннеди. После
12-минутного взлета К К совершил 2,5-часовой полет по геоцентри¬
ческой почти круговой орбите высотой ок. 190 км, затем повторно
был включен двигатель 3-й ступени PH и в течение 5 мин. 47 сек.
произведен разгон КК весом 44,6 т к Луне. 3-я ступень PH полу¬
чила импульс, обеспечивающий выход ее на гелиоцентрич. орбиту.
После коррекции траектории и торможения в течение 6 мин. двига¬
телем, через 76 час. после старта «А.-11» вышел на начальную се¬
леноцентрич. орбиту с высотой периселения 112 км и высотой апо¬
селения 314 км. 20 июля в 00 час. 44 мин. торможением двигателем
в течение 17 сек. «А.-И» выведен на орбиту с высотой периселения
99,4 км и высотой апоселения 121,5 км. Согласно расчетам, к мо¬
менту начала операций по посадке на Луну эта орбита под влия¬
нием аномалий гравитац. поля Луны должна превратиться в кру¬
говую высотой 111 км. Н. Армстронг и Э. Олдрин перешли в лун¬
ную кабину и в 20 час. 47 мин. отстыковались от основного блока
корабля, пилотируемого М. Коллинзом, перейдя к групповому по¬
лету па расстоянии 12—20 м, длившемуся 25 мин., затем включе¬
нием двигателя на несколько секунд М. Коллинз развел корабли.
После включения тормозного двигателя на 30 сек. лунная кабина
перешла на эллиптич. орбиту с минимальным удалением от поверх¬
ности Луны в 15 км. На этой высоте была вновь включена тормоз¬
ная двигательная установка. Запас топлива обеспечивал ок. 2 мин.
горизонтального полета для выбора места посадки. Маневрируя
с помощью ручного управления, чтобы миновать кратер и огромные
камни, поднимая клубы пыли, корабль, пилотируемый Н. Армст¬
ронгом, успешно прилунился 20 июля в 23 час. Д8 мин. на освещен¬
ной Солнцем поверхности. Лунная кабина КК «А.-И» с Н. Армст-
«АПОЛЛОН» 29
Лунная кабина КК «Аполлон-il» на поверхности Луны и космонавт
Э. Олдрин, стоящий рядом с сейсмометром
ронгом и Э. Олдрином совершила посадку на поверхность Луны на
экваторе в юго-западной части Моря Спокойствия, у края кратера
(0°41'15" сев. широты и 23°26' восточной долготы). 21 июля в 5 час.
56 мин. на поверхность Луны ступил первый человек — Нил Арм¬
стронг, а в 6 час. 16 мин. к нему присоединился Эдвин Олдрин.
Космонавты, одетые в скафандры с автономной ранцевой системой
жизнеобеспечения, освоили перемещение по лунной поверхности
ходьбой, бегом и прыжками в пределах 30 м от «Орла», осмотрели
свой корабль снаружи, установили телевизионную камеру на тре¬
ножнике, направив ее в сторону лунного корабля, разместили на
лунной поверхности сейсмометр, лазерно-радарный отражатель, по¬
зволяющий измерять расстояние от Земли до Луны с высокой точно¬
стью, развернули рулон алюминиевой фольги для улавливания час¬
тиц благородных газов, содержащихся в солнечном ветре, собрали
22 кг образцов лунных пород, фотографировали, вели телефонный
разговор с Землей, установили флаг США, оставили на Луне пять
медалей с изображениями погибших космонавтов: Ю. А. Гагарина,
В. М. Комарова, В. Гриссома, Э. Уайта, Р. Чаффи. В течение всего
периода пребывания космонавтов на Луне велась телевизионная
передача на Землю. Место посадки было названо Базой Спокойст¬
вия. В 8 час. в кабину вернулся Олдрин, а через 10 мин. — Армст¬
ронг. Покидая Луну, помимо науч. аппаратуры и официальных
сувениров, космонавты оставили на ней телевизионные и кинока¬
меры, фотокамеру, инструменты для сбора лунных камней, ранце¬
вые системы жизнеобеспечения, чехлы на ботинки и др. предметы.
После ужина и кратковременного сна 21 июля в 20 час. 54 мин.
космонавты стартовали с Луны, пробыв на ней 21 час. 36 мин.;
проведя ряд маневров на селеноцентрич. орбитах, состыковались
22 июля в 00 час. 35 мин. с «Колумбией», перешли в нее, отделили
30 «АПОЛЛОН»
Вход в атмосферу
Разделение
Стыковка
взлетной ступени
с основным блоком
Переход
на траекторию
/ полета к Земле
Сбрасывание
взлетной ступени
Торможение для выхода
'на начальную селено¬
центрическую орбиту
Отделение
лунной кабины
Переход на круговую
селеноцентрическую
орбиту
СОЛНЦЕ
Схема полета КК «Аполлон-11»
лунную кабину и, включив маршевый двигатель, вышли на траек¬
торию полета к Земле. 24 июля в 19 час. 50 мин. «А.-11» успешно при¬
воднился в Тихом океане вблизи острова Джонстон к юго-западу
от Гавайских островов, на расстоянии ок. 17 км от авианосца «Хор-
нет». Вертолет перенес космонавтов в биоизоляц. костюмах и спу¬
скаемый аппарат на авианосец «Хорнет», на к-ром космонавты
перешли в герметизированный фургон для завершения карантина
(21 сутки с момента старта с Луны). После доставки самолетом
в Центр управления космич. полетами в Хьюстоне космонавты были
переведены в изолятор, где пробыли до 12 авг. Отлично выполнив
сложное, трудное, беспрецедентное задание, потребовавшее напря¬
жения всех сил, героический экипаж вернулся на родную планету
в хорошем состоянии.
«А.-12» с космонавтами Ч. Конрадом (командир корабля),
Р. Гордоном (пилот есновного блока корабля — «Янки-Клиппер»)
и А. Бином (пилот лунной кабины — «Интерпид») совершил второй
полет на Луну. Старт произведен 14 ноября 1969 в 19 ч. 22 мин.
с мыса Кеннеди в грозовую погоду. Через 11 мин. 20 сек. КК вы¬
шел на орбиту ИСЗ высотой —190 км и совершил 1,5 оборота во¬
круг Земли; после вторичного включения двигателя третьей сту¬
пени PH на 344 сек., КК вышел на траекторию полета к Луне.
На трассе Земля — Луна потребовалась лишь одна коррекция
траектории, для чего включением двигателя на 8,8 сек. получи¬
ли приращение скорости полета 18,6 м/сек. 18 ноября включе¬
нием двигателя на 354 сек., достигнуто торможение КК и выведение
его на начальную орбиту ИСЛ с высотой периселения 115 км, апо¬
селения 315 км. Последующим включением двигателя на 17 сек.
К К был выведен на орбиту ИСЛ с высотой периселения 98 км и
апоселения 121 кму наклонение 15°. 19 ноября после отделения от
основного блока лунная кабина с космонавтами Конрадом и Бином
была переведена на эллиптпч. орбиту ИСЛ с высотой ^периселения
«АПОЛЛОН» 3i
— 15 км. На конечном участке посадки с ручным управлением КК
облетел кратер диаметром —200 м, в к-ром с апреля 1967 находи¬
лась автоматич. станция «Сервейер-3», и в 09 ч. 54 мин. 29 сек. Кон¬
рад точно посадил лунную кабину в восточной части Океана Бурь
на ровную площадку в 6 м от южною края кратера, на расстоянии
— 180 м от станции.
Конрад вышел из КК на поверхность Луны в 14 ч. 44 мин.,
Бин — в 15 ч. 15 мин. Космонавты установили на Луне антенну,
амер. флаг, алюминиевую ловушку атомов благородных газов, со¬
держащихся в солнечном ветре, радиоизотопную (плутоний 238)
термоэлектрич. энергетич. установку мощностью 63 вт и комплект
приборов: пассивный сейсмометр, спектрометр для изучения сол¬
нечного ветра, магнитометр, детекторы лунной атмосферы и ионо¬
сферы, дающие телеметрич. информацию на Землю; сделали фото-
и киносъемки; собрали образцы лунных пород с поверхности и глу¬
бины до 0,3 м. Поверхность Луны оказалась более пыльной, чем
в месте посадки КК «А.-11». Бин возвратился в лунную кабину
в 18 ч. 16 мин., Конрад — в 18 ч. 27 мин.
20 ноября в 7 ч. 01 мин. Конрад, а через 10 мин. Бип вновь
вышли на поверхность Луны, собрали образцы лунного грунта,
обследовали 6 малых кратеров, спустились в кратер к «Сервейер-3»
и демонтировали нек-рые его элементы для изучения в земных
лабораториях. Завершив работы, предусмотренные программой,
космонавты в 10 ч. 44 мин. возвратились в лунную кабину. При
первом выходе космонавты прошли в общей сложности 1,5 км,
при втором — 1,8 км. Всего ими собрано — 45 кг образцов лунного
грунта. Взлетная ступень лунной кабины стартовала в 17 ч. 26 мин.
и после ряда маневров состыковалась с основным блоком. После
того как космонавты перешли в основной блок КК, взлетная сту¬
пень (масса —2 т) была отстыкована, заторможена и упала на
Луну, вызвав удар, сейсмич. колебания к-рого регистрировались в
течение 55 мин. Проведена широкая программа фотографирования
лунной поверхности с селеноцентрич. орбиты. На 45-м витке был
включен двигатель и КК перешел на траекторию полета к Земле.
В полете на Луну и обратно проводились сеансы телевидения.
После 2 небольших коррекций траектории КК достиг атмосферы
Земли. На высоте — 7 км раскрылись тормозные парашюты, снизив¬
шие скорость КК до 55 м/сек, на высоте 3 км — основные пара¬
шюты, обеспечившие скорость снижения — 8 м /сек. К К привод¬
нился 24 ноября в 23 ч. 58 мин. в 4 о от авианосца «Хорнет» —
флагмана поисково-спасательной группы, в Тихом океане к юго-
востоку от островов Самоа. Полет К К продолжался 10 суток 4 ч.
36 мин. Космонавты прошли карантин в изоляторе до 10 дек.
«А.-13» с космонавтами Дж. Ловеллом (командир корабля),
Дж. Суиджертом, Ф. Хейсом запущен 11 апр. 1970. На расстоянии
330 тыс. км от Земли в КК взорвался кислородный бак высокого
давления, что вызвало разрушение двигат. отсека, недостаток
кислорода для дыхания, вывело из строя топливные элементы и
привело к нехватке электроэнергии, воды и др. трудностям. Жизнь
экипажа оказалась под угрозой, поэтому К К не мог совершить за¬
планированную посадку на Луну. «А -13» облетел Луну на расстоя¬
нии ок. 250 км, КК приводнился в Тихом океане 17 апр. 1970. Сбро-
шеншш на Луну 3-я ступень P1I — «Сатурн-5» вызвала сейсмич.
колебания, длившиеся 4 ч,
32 АПОСЕЛЕНИЙ
АПОСЕЛЕНИЙ — наиболее удаленная от центра Луны точка
орбиты ИСЛ или какого-либо другого небесного тела, движение
которого рассматривается относительно Луны.
АПОЦЕНТР — точка орбиты небесного тела, наиболее удален¬
ная от центрального тела, относительно к-рого рассматривается
движение. При движении планеты вокруг Солнца А. наз. афелием,
при движении Луны или ИСЗ вокруг Земли — апогеем, и т. д.
АРГУМЕНТ ШИРОТЫ — угол, образуемый радиусом-вектором
небесного тела с линией узлов. А. ш. отсчитывается от направления
на восходящий узел (см. Элементы орбиты) в направлении движе¬
ния тела и может изменяться от 0 до оо..
АРМАТУРА ЗАПРАВОЧНЫХ СИСТЕМ — устройства старто¬
вого комплекса космодрома для регулирования расхода компонен¬
тов ракетного топлива и отсечки при заправке PH или сливе из нее
топлива; клапаны, вентили, дроссели и задвижки, вмонтированные
в гидромагистраль заправочной системы, соединит, элементы (флан¬
цевые соединения, штуцера, ниппели и др.), а также приборное
оснащение (манометры, уровнемеры и др.). Клапаны — устройства
для герметич. разделения 2 участков трубопровода, как правило,
двухпозиционного (открыто — закрыто); управляются автомати¬
чески, дистанционно или вручную; по типу привода могут быть
электрическими, электромеханическими и пневматическими. Раз¬
личают клапаны запорные (отсечные), дренажные, предохранитель¬
ные, сливные и обратные. Запорные клапаны служат для отсечки по¬
тока топлива, движущегося по трубопроводу, дренажные — для
сброса паров жидкого топлива или газа из отдельных участков
трубопроводов, заправочных емкостей и топливных баков PH
(через них пары топлива и газы, особенно токсичных и взрыво¬
опасных компонентов, выпускаются в атмосферу или в спец, емко¬
сти) (см. Заправка, Наддув топливных баков). Предохранительный
клапан автоматически открывается при возрастании давления выше
установленного предела; такие клапаны ставят на емкости или уча¬
стки гидравлич. и пневматич. магистралей, подверженные воздей¬
ствию внутр. давления. Сливные клапаны служат для слива компо¬
нентов топлива из участков трубопроводов заправочной системы и
из топливных баков PH. Обратный клапан автоматически пропускает
Отсечной, дистан¬
ционно управляе¬
мый клапан, при¬
меняемый в систе¬
мах заправки ра¬
кет горючим
АРМСТРОНГ 33
поток жидкости или газа только в одном направлении; он предот¬
вращает слив топлива из баков PH в заправочные емкости в случае
аварийной остановки насосной станции и выхода из строя запорных
клапанов. Вентили и дроссели — клапаны, обычно с ручным приво¬
дом, в к-рых запорный орган может регулировать степень перекры¬
тия сечения трубопровода. Задвижки — устройства для полного
или частичного перекрытия сечения трубопровода запорным орга¬
ном, перемещающимся перпендикулярно оси трубопровода; как
правило, они ставятся на трубопроводах большого диаметра и при¬
меняются с ручным приводом или управляются дистанционно.
Вентили и задвижки используются для осуществления вспомогат.
технология, операций в процессе заправки PH, напр. заполнения
магистралей топливом, наддува заправочных емкостей и т. п.
АРМАТУРА ПНЕВМАТИЧЕСКАЯ — устройства стартового
комплекса космодрома для регулирования, отсечки и контроля
подачи сжатого газа на борт PH и др. потребителям. В А. п. входят
клапаны, вентили, редукторы, фильтры, сигнализаторы давления,
манометры, мановакуумметры, реле, датчики дистанц. манометров,
соединит, элементы трубопроводов, вмонтированные в пневматич.
магистрали. Клапаны и вентили выполняют те же функции в пнев ¬
мосистемах, что и гидроклапаны и вентили в гидросистемах (см.
Арматура заправочных систем). Редукторы — приборы для сниже¬
ния давления газа (путем дросселирования) и поддержания его неиз¬
менной величины при подаче газа из баллонов высокого давления
к местам потребления; состоят из клапана, управляемого гибкой
мембраной или сильфоном, деформация к-рых осуществляется
механически (с помощью нажимного винта и пружины) или пневма¬
тически (давлением управляющего газа); изменение управляющего
усилия приводит к перемещению клапана относительно седла и
изменению степени редуцирования газа. Фильтры служат для
очистки газа от влаги и механич. примесей (см. Фильтрация газов,
Компрессорная станция). Сигнализаторы давления — датчики, сра¬
батывающие при определ. величине давления и выдающие олектрич.
сигнал на показывающий прибор или в автоматич. систему управ¬
ления о том, что заданное давление достигнуто. Они состоят из
чувствит. мембраны и электрич. преобразователя контактного или
индуктивного типа. Пневматич. реле автоматически под воздейст¬
вием давления газа замыкают контролируемую ими электроцепь;
исполнит, органы пневмореле — механич. контакты, командный
орган — чувствит. мембрана, деформируемая под воздействием дав¬
ления. Датчики дистанц. манометров — датчики давления с потен-
циомегрич. пли индуктивными преобразователями, вырабатываю¬
щие электрич. сигнал, пропорциональный давлению и передавае¬
мый на показывающий прибор, шкала к-рого градуирована в
единицах давления.
АРМСТРОНГ (Armstrong), Нил (р. 1930, г. Уапаконета, шт.
Огайо) — летчик-космонавт США. Научился летать и получил права
нилота в 16 лет. В 1955 окончил ун-т Пердью в г. Лафайетт, шт. Ин¬
диана, по специальности авиац. техника. Служил в частях ВМФ,
а затем — в Льюисском исследоват. центре летчиком-испытателем.
Испытывал реактивные самолеты, в т. ч. эксперимент, аэрокосмич.
аппарат Х-15. С 1962 — в группе космонавтов Национального уп¬
равления по аэронавтике и исследованию космического простран¬
ства (США). 16 марта 1966 совершил полет в космос (совместно с
34 АРТЕМЬЕВ
В. А. Артемьев А. А. Благонравов М. Валье Г. Гансвиндт
Д. Скоттом) в качестве командира КК «Джемини-8». Полет про¬
должался 10 час. 32 мин. (6,5 витков орбиты). Впервые была осу¬
ществлена стыковка на орбите — с ракетой-целью «Аджена». Через
20 мин. после стыковки возникли непредвиденные колебания ра¬
кеты и корабля. Вследствие этого «Джемини-8» был отделен от ра¬
кеты и совершил преждеврем. посадку.
16—24 июля 1969 совершил первый историч. полет на Луну
совместно с Э. Олдрином и М. Коллинзом в качестве командира КК
«Аполлон-11». Лунная кабина КК «Аполлон-11» с А. и Олдрином
совершила посадку в Море Спокойствия 20 июля 1969. А. — пер¬
вый человек, ступивший на Луну 21 июля 1969 и проведший за
пределами КК 2 часа 21 мин. 16 сек. Всего пробыл на Луне
21 час 36 мин. После успешного выполнения программы вернулся
на Землю.
АРТЕМЬЕВ, Владимир Андреевич (1885—1962) — сов. кон¬
структор ракет на дымном и бездымном порохе. Разработкой ракет
занимался с 1915. В 1921—33 один из осн. сотрудников ГДЛ,
с 1934 — РНИИ. Сконструировал пороховые РД для ракет
ЛенГИРД (1931—33). Многие конструкции его ракет прошли офи¬
циальные испытания. Именем А. назван кратер на обратной стороне
Луны.
АСИНХРОННАЯ КУЛЬТУРА — сложно-возрастная популяция
(совокупность особей одного вида) одноклеточных водорослей,
в к-рой отдельные клетки находятся на разных стадиях развития.
А. к. используется как звено закрытой системы круговорота ве¬
ществ на КК. Характеризуется стабильной во времени продуктив¬
ностью.
АСТЕРОИДЫ — то же, что малые планеты.
АСТРОБИОЛОГИЯ — см. Экзобиология.
АСТРОБОТАНИКА — раздел экзобиологии, занимающийся изу¬
чением проблем возможности растит, жизни на планетах, в част¬
ности влияния внешней среды на оптич. (иреим. спектральные)
свойства растительности и др. Основана сов. астрономом Г. А. Тихо-
вым. А. объяснила, как можно совместить гипотезу о жизни на
Иарсе с отсутствием у темных областей Марса эффекта Вуда —
повышенной отражат. способности в И К лучах. Как выяснилось
на примере земной растительности, эффект Вуда при росте в холод¬
ной среде исчезает, что является защитной реакцией против охлаж¬
дения. Тихов и его последователи провели также важные исследо¬
вания по связи четкости проявления полосы поглощения хлоро¬
филла с темп-рой, по сезонным и широтным вариациям видимой
АСТРОНОМИЧЕСКАЯ ЕДИНИЦА 35
окраски земной растительности и др. А. считает, что между земной
и инопланетной (в частности, марсианской) жизнью существуют
далеко идущие аналогии.
АСТРОДАТЧИК — бортовой прибор, фиксирующий направле¬
ние на к.-л. звезду или значительно удаленную планету. Выпол¬
няется, напр., в виде миниатюрного телескопа с фоточувствит.
устройствами, позволяющими регистрировать отклонения оптич.
оси телескопа от направления на звезду. А. применяется при ре¬
шении задач навигации астрономии, методом, при астрокоррекции
гнростабилизированных платформ, а также служит позиционным
датчиком в точных системах ориентации.
АСТРОИНЕРЦИАЛЬНАЯ НАВИГАЦИЯ — метод навигации
К Л А, комбинирующий средства инерциальной и астрономической
навигации. Осн. цель — астрокоррекция гиростабилизированных
платформ.
АСТРОКОРРЕКЦИЯ гиростабилизированной
платформы КЛА — исправление ее углового положения по
сигналам астродатчиков, определяющих направление на звезды
или др. небесные ориентиры. Применяется, когда заданное угловое
положение платформы, используемой в течение длит, времени,
может быть значительно нарушено из-за ее ухода.
АСТРОМЕТРИЯ — раздел астрономии, посвященный опреде¬
лению положений небесных тел, их размеров и собств. движений.
Задачи А.: а) разработка методов (в т. ч. систем координат небес¬
ных тел) и конструкций наиболее точных измерит, астрономии,
инструментов; б) на основе наблюдений — составление звездных
каталогов; в) по результатам измерений — решение задач астроно¬
мии, напр. изучение неравномерности вращения Земли и движения
полюсов на ее поверхности, и мн. др. При решении астрономия.,
геодезии., геофизич. и др. задач основой служат наблюдения с по¬
мощью универсального и пассажного инструментов, меридианного
круга и др., непрерывно совершенствуемых с целью исключения
влияний ошибок измерения и внешней среды. Эти работы проводятся
на базе результатов исследований сферической астрономии, небесной
механики и др. Первые 2 звездных каталога, содержащие св. 800 и
1000 звезд, были составлены в 4 в. до н. э. В 19 и 20 вв. был создан
ряд звездных каталогов (содержащих положения десятков тыс.
звезд) и обозрений неба (содержащих приближ. координаты сотен
тыс. звезд до 10-й звездной величины). На протяжении последних
30 лет все сов. и мн. зарубежные обсерватории работают над созда¬
нием нового каталога (близок к завершению) — «Каталог слабых
звезд». Он будет содержать — 26 тыс. звезд 7,5—8,5 звездной вели¬
чины. Разрабатывается при этом новая, более совершенная система
координат небесных тел.
АСТРОНАВТ — термин, используемый в ряде стран вместо тер
мина космонавт.
АСТРОНАВТИКА — термин, используемый в ряде стран, в
частности в США, вместо термина космонавтика, принятого в СССР.
А. означает полет к звездам (звездоплавание), в то время как кос¬
монавтика — полет в космос, всеобъемлющий термин, лучше отра¬
жающий совр. задачи человечества по проникновению в мировое
пространство.
АСТРОНОМИЧЕСКАЯ ЕДИНИЦА д л и н ы - 1) Астрономии,
единица длины (а. е. д.) — среднее расстояние Земли от Солнца,
.36 АСТРОНОМИЧЕСКАЯ НАВИГАЦИЯ
равное 14,95*107 км. 2) Парсек — расстояние, соответствующее
годичному параллаксу звезды в 1"; 1 парсек = 206 265 а. е. д. =
= 3,26 светового года -- 30,8- Ю12 км. 3) Световой год — расстоя¬
ние, проходимое световым лучом в течение 1 года; 1 световой год =
= 9,4 • 1012 км.
АСТРОНОМИЧЕСКАЯ НАВИГАЦИЯ — метод навигации КЛА,
при к-ром измеряются углы между линиями, соединяющими КЛА
с к.-л. телами солнечной системы (Солнцем, планетами, спутниками
планет), или углы, к-рые образуют эти линии с направлениями
на известные «неподвижные» звезды, тем самым определяется место¬
положение КЛА внутри солнечной системы, Технич. средствами
А. н. могут быть астродатчики, солнечные датчики и построители
вертикали. Разновидность А. н. — метод, при к-ром измерение
углов заменяется определением моментов восхода светил над краем
планеты, вблизи которой движется спутник.
АСТРОНОМИЧЕСКИЙ СОВЕТ АН СССР (АС) — учреждение,
планирующее и координирующее проведение астрономия, работ
в СССР. АС является также нац. комитетом сов. астрономов, пред¬
ставляющим СССР в Междунар. астрономия, союзе и др. между-
нар. орг-циях. АС организован в 1937. В его составе — видные уче¬
ные в области астрономии и смежных наук. Он проводит свою
работу яерез 15 комиссий, координирующих исследования по отдель¬
ным отраслям астрономии. В функции АС входит также руковод¬
ство оптия. наблюдениями ИСЗ в СССР.
АСТРОНОМИЯ — наука о Вселенной и населяющих ее небес¬
ных телах солнечной системы, звездах, туманностях, галактиках и
внегалактия. туманностях. Задаяи А. — изуяение движений, форм,
размеров, массы, природы, строения, физия, состояния, химия,
состава, происхождения и развития небесных тел, а также межпла¬
нетной среды и межзвездной среды. А. тесно связана с математикой,
физикой, химией и др. науками. Методы А.: спектр, анализ, фото¬
метрия, фотография и ряд др. оптия. и радиотехния. методов, с
1957 применяется электронная и др. аппаратура, размещаемая на
ИСЗ и ИСЛ, на АМС, направляемых в сторону Марса, Венеры,
Луны, или устанавливаемая непосредственно на поверхности Луны.
По методам и объектам исследования А. вклюяает следующие
основные разделы: астрометрию; сферическую астрономию; небес¬
ную механику; звездную астрономию; космогонию', космологию',
внегалактическую астрономию; астрофизику; радиоастрономию;
гравиметрию.
АСТРООРИЕНТАЦИЯ — ориентация КЛА относительно «не¬
подвижных» звезд с помощью астродатчиков. Применяется при аст¬
рофизия. исследованиях, выполнении КЛА тояных маневров и в др.
слуяаях, когда допустимые ошибки ориентации малы и измеряются
угловыми минутами или секундами.
АСТРОФИЗИКА — раздел астрономии, изуяающий физия, при¬
роду небесных тел и процессы, происходящие в их атмосферах.
А. делится на физику Солнца, Лупы и планет, звезд и туманностей,
комет и метеоров. Астрофизия, исследования основаны на анализе
спектров небесных объектов; напр., по линиям поглощения или
излучения судят о их химия, составе; по интенсивности в спект¬
рах определяют темп-ру атмосфер Солнца и звезд; по измерениям
положения спектр, линий изуяают скорости движения небесных тел
по луяу зрения; по характеру линий поглощения и излуяения
АСТРОФИЗИКА 37
делают заключения о процессах, происходящих в атмосферах звезд
(скорости турбулентного движения, плотности атмосфер), о ско¬
ростях вращения звезд, о магнитных полях на Солнце и звездах
и др. Но фотометрия, и поляриметрич. исследованиям излучения
планет и их спутников делают заключения о природе их поверх¬
ности и др. Технич. средства А. — телескопы, снабженные спек¬
трографами, фотометрами, фотокамерами, с использованием элек¬
тронной оптики, телевидения и др. Из всего диапазона электро¬
магнитного излучения небесных светил земная атмосфера пропу¬
скает излучения только в очень ограниченных диапазонах волн:
в оптич. окне — от 3000 А до 3 мкм, в ИК окне — от 8 мкм до
14 мкм и в радиоокне — от неск. мм до 40 м. Вся область спектра
с излучением короче оптич окна поглощается газами атмосферы
Земли: озоном, кислородом и азотом, защищающими все живое
на Земле от губит, действия коротковолнового солнечного излуче¬
ния. Область между оптич. и радиоокном задерживается парами
воды, содержащимися в нижних слоях земной атмосферы. За пре¬
делами радиоокна ионосфера Земли задерживает и отражает все
более длинноволновое излучение.
Осн. средством А. служит изучение электромагнитного излуче¬
ния светил при помощи оптич. и радиотехнич. методов и средств
(см. Радиоастрономия). Инфракрасная астрономия —
наблюдения через инфракрасное окно, с применением чувствит.
приемников, позволяют измерять темп-ры поверхности Луны (соста¬
влена подробная тепловая карта) и планет по их собств. тепловому
излучению, регистрировать «холодные» звезды и т. п. Чтобы умень¬
шить неблагоприятное влияние атмосферы Земли на процесс наблю¬
дения небесных светил, телескопы устанавливают высоко в горах;
в 1960-х гг. их стали поднимать на стратостатах на высоты 20 км
и более, что расширило диапазон исследований и позволило, напр.,
проводя наблюдения на высоте 40 км, обнаружить воду в атмосфе¬
рах Марса и Венеры. Этот раздел А. наз. баллонная астро¬
номия. Появившаяся в 40-х гг. ракетная астрономия
(подъем астрофизич. инструментов на ракетах) дала возможность
получать коротковолновые спектры Солнца за пределами земной
атмосферы. Запуск первых ИСЗ положил начало новому разделу
А. — спутниковой, или космич., астрономии — прове¬
дение систематич. исследований небесных объектов за пределами
земной атмосферы на длительно работающих ИСЗ, космич. зондах,
пролетающих около Луны, Марса, Венеры, в межпланетном про¬
странстве. Уже на 2-м сов. ИСЗ стояли приборы, исследующие
излучение Солнца в коротковолновой области спектра. В даль¬
нейшем спектр Солнца был изучен не только в ультрафиоле¬
товой, но и в рентгеновской областях. Чувствит. приемники
рентгеновского излучения зарегистрировали его также и от
галактич. и внегалактич. объектов. Приборы, установленные на
ИСЛ «Луна-12», обнаружили рентгеновское излучение поверхности
Луны как вторичный эффект флуоресценции вещества под дейст¬
вием рентгеновского излучения Солнца (так зародилась рент¬
геновская астрономия). Исследование состава
у-излучения, идущего от вещества Луны и принятого приборами, ус¬
тановленными на ИСЛ «Луна-12», позволило определить характер
горных пород на поверхности Луны. Есть сведения, что у-излу-
чение поступает и от Солнца во время проявлений его активно
38 АСУ
ctu. Зарождается новый раздел А. — г а м м а а с т р о н о м и я.
В связи с развитием космонавтики перед А. встали новые за¬
дачи, наир.: а) исследование прочности грунта на поверхности Луны
для посадки на ней космич. кораблей; б) изучение плотности
атмосферы Марса для выбора способа торможения при подлете
космич. корабля к его поверхности; в) измерения темп-ры по¬
верхности Венеры; г) обслуживание полетов обитаемых космич.
кораблей на основе изучения механизма вспышек на Солнце,
разработка способов прогнозирования этих явлений, несущих
радиац. опасность космонавтам за пределами земной атмосферы.
Ассенизац.-сан. устройство в ка¬
бине «Космос-110»: 1 — герметич.
контейнер животного; 2 — воздухо¬
заборник кондиционированного воз¬
духа; 3 — вентилятор; 4 — дубли¬
рующий вентилятор; 5 — дополнит,
мощный вентилятор; 6 — фильтры;
7 — сборник жидких отходов; 8 —
сборник твердых отходов
АСУ — ассенизац.-сан. устройство для приемки и транспорти¬
ровки отходов жизнедеятельности человека и др. живых организ¬
мов в систему регенерации воды и минерализации твердых отходов
(в частном случае в изолированные емкости с консервантами), а
также для нужд личной гигиены космонавтов и улучшения сан.-
гигиенич. состояния герметич. кабины. В состав сан.-гигиенич.
средств АСУ в зависимости от продолжительности полета могут
входить: гигиенич. салфетки, умывальники, души, пылесосы, сбор¬
ники для хранения пищевых отбросов и использованных предметов
личной гигиены и т. п. На рис. приведено АСУ, работающее на
принципе принудит, отсоса воздухом выделений животного в сбор¬
ник твердых отходов с последующим прососом воздуха, освободив¬
шегося от твердых выделений, через фильтры.
«АТЛАС» — наименование серии амер. PH, использующих в
качестве 2 первых ступеней МБР «Атлас». Стартовый вес 125—135 т,
общая длина от 31 до 36 м. 1-я ступень имеет 3 ЖРД с суммарной
тягой 163 т, тонливо — жидкий кислород и керосин. В варианте
«Атлас-Аджена» 3-я ступень — «Аджена». В варианте «Атлас-
Центавр» (см. рис., с. 39) 3-я ступень — «Центавр». Вес полезного
груза, выводимого на низкую орбиту ИСЗ, для разл. вариантов —
от 2,2 до 4,5 т. «А.» применяются для запуска ИСЗ «Мидас», «Самос»,
секретных ИСЗ, АМС «Рейнджер», «Маринер», К К «Меркурий» и др.
АТМОСФЕРА ЗЕМЛИ — газовая оболочка, окружающая зем¬
ной шар. В ней живет человек, стартуют ракеты, происходит полет
ИСЗ и КК, торможение и посадка КК. Космонавтика и изучение
атмосферы в целом ряде аспектов неразрывно связаны: знание
свойств атмосферы (плотности, температуры, ветров) необходимо
АТМОСФЕРА КАБИНЫ 39
Профили плотности (1) и темпера¬
туры (2) в атмосфере до высоты
100 км.
Z.hm
Американская ракета-носитель
«Атлас-Центавр»
для космонавтики, к-рая в свою
очередь предоставляет мощные
средства для их исследования.
Основные слои атмосферы раз¬
личаются по изменению темпера¬
туры с высотой (рис. на вклей¬
ке в конце книги). Нижний
слой — тропосфера (толщиной
8 км на полюсе и 18 км на эк¬
ваторе), где температура падает
с высотой в среднем на 6° на 1 км.
Затем выше, примерно до 50 км,
находится стратосфера; в нижней
ее части, приблизительно до 30 км,
температура более или менее по¬
стоянна вследствие режима радиа¬
ционного равновесия; далее тем¬
пература повышается до мезопика
(50—60 км) вследствие поглоще¬
ния солнечной радиации озоном.
Между 50-м и 85-м км расположена
мезосфера, где температура падает
с высотой до мезопаузы; затем на¬
чинается собственно верхняя атмо¬
сфера.
По химич. составу атмосферу
делят на гомосферу (от земной по¬
верхности до 80—90 км), где хи¬
мич. состав и молекулярный вес не
изменяются с высотой, и гетеро¬
сферу, где эти свойства с высотой
меняются. В верхней части гете¬
росферы выделяют еще экзосферу
(с высоты примерно 500 км), где
нейтральные атомы водорода и
гелия могут покидать атмосферу.
АТМОСФЕРА КАБИНЫ —
искусств, газовая среда в замкну¬
том объеме герметич. кабины КЛА,
межпланетной станции и укры-
40 АТМОСФЕРА КАБИНЫ
гия на др. небесном теле. Оптимальной для человека является А. к.,
полностью соответствующая по физич. свойствам и химич. составу
земной атмосфере. Однако в случае разгерметизации кабины при
выходе из нее в открытое космич. пространство и на др. небесные
тела возможны значит, отклонения физич. свойств и химич. со¬
става А. к. от земной атмосферы. А. к. может быть одногазовой —
из газообразного кислорода при давлении от 250 до 420 мм рт. ст.,
или многогазовой — из неск. газов (02, N2, С02 и др.). Преимуще¬
ство одногазовой А. к. — нек-рое снижение вероятности появле¬
ния декомпрессионных расстройств и уменьшение эффекта разгер¬
метизации кабины при выходе космонавтов в космич. пространство
или на поверхность др. небесного тела. Но при использовании одно¬
газовой А. к. необходимо снижение общего барометрич. давления
по сравнению с земной атмосферой и повышение парциального дав¬
ления кислорода (см. Кислород медицинский), что сопряжено с по¬
вышенной пожарной опасностью. 27 янв. 1967 в США при трени¬
ровке в КК «Аполлон» погибли 3 космонавта (В. Гриссом, Э. Уайт,
Р. Чаффи). Пожар произошел в результате неисправностей в ка¬
бине КК, атмосфера к-рой состояла из чистого кислорода. Кроме
того, при одногазовой А. к. усложняется терморегулирования си¬
стема. При длительном (более 2—3 недель) пребывании человека
в одногазовой А. к. отмечаются некоторые сдвиги в состоянии фи¬
зиологических функций, снижающие устойчивость организма к
действию факторов космического полета, поэтому в длит, полете
использование одногазовой А. к. нежелательно.
Ряд важнейших преимуществ имеет многогазовая А. к. из 02,
N2 и С02 и др. при нормальном барометрич. давлении. Однако при
длит, космич. полетах в такой А. к. могут возникать нек-рые от¬
клонения от нормальной земной атмосферы. Допустимые колебания
общего барометрич. давления в кабине в пределах 300—900 мм рт. ст.
Парциальное давление кислорода должно составлять 150—
300 мм рг. ст.; понижение его ниже 150 мм рт. ст. может привести
к появлейию признаков кислородного голодания, снижению соп¬
ротивляемости организма неблагоприятному воздействию факто¬
ров космич. полета и понижению работоспособности членов эки¬
пажа. Повышение давления св. 300 мм рт. ст. в длительном полете
может вызвать значительные изменения со стороны органов дыха¬
ния, сердечно-сосудистой системы и кроветворных органов, а также
снизить сопротивляемость организма. Парциальное давление угле¬
кислого газа не должно быть больше 7,6 мм рт. ст., чему соответ¬
ствует концентрация 1 объемн. % (при норм, барометрич. давле¬
нии); повышение концентрации С02 выше 1% может вызвать отри-
цат. реакции организма в виде одышки, учащения дыхания, чувства
тяжести, иногда головной боли, а до 3% — появление общей сла¬
бости, усиление головной боли, учащение пульса, повышение
артериального давления, резкое падение работоспособности. Кон¬
центрация азота — ок. 78 объемн. %, парциальное давление —
590 мм рт. ст. Физиология, значение азота для живого организма
еще недостаточно выяснено.
Азот является газом-разбавителем и, вероятно, до нек-рой сте¬
пени снижает скорость окислит, процессов в организме, что в
нек-рых случаях представляет собой положительную компенсатор¬
ную реакцию. Работы проф. М. И. Волского показали, что азот
необходим для нормального протекания всех жизненных процес-
ЛТЛТОСФЕРПКИ '.1
сон и opi аппзме. Исключение азота па Л. к. вызывает снижение
общего барометрпч. давления г соответствующими вредными по¬
следствиями для организма. В случае тохнич. необходимости,
вероятно, можно несколько снианть парциальное давление азота.
Возможной является замена ааота др. инертным газом, наир,
гелием, в 7 раа более легким и более теплопроводным, что позволяет
повысить темп-ру в кабине и снизить мощность системы терморе¬
гулирования. Однако гелий имеет меньшую вязкость, более текуч
(усложняется борьба с утечками из кабины). Возможность кратко¬
временного (до 10 суток) пребывания человека в гелиевой, вернее
гелиево-кислородной, среде доказана экспериментально; опасность
появления декомпрессионных расстройств при снижении давления
в кабине в этом случае уменьшается, легче переносится повышенная
темп-pa А. к. У человека, находящегося в гелиево-кислородной
среде, повышается температурный оптимум на 3,5° — G,5°, а также
тембр голоса — на 0,7 октавы. Возможность использования гелиево-
кислородной А. к. требует дальнейшего исследования. В А. к. дол¬
жна поддерживаться относит, влажность в пределах 30—70% при
температуре 20° dz 10%, скорость перемещения газовых потоков —
не более 0,2—0,3 м!сек, скорость изменения давления в процессах
регулирования и др. — не более 2 мм рт. ст. в сек. Все физиче¬
ские свойства А. к. и ее химический состав поддерживаются
с помощью СЖО.
АТМОСФЕРИКИ - электромагнитные сигналы, распространяю¬
щиеся в волноводе Земля — ионосфера, источником к-рых являются
грозовые разряды. В ряде случаев А. выходят за пределы волно¬
вода и распространяются во внешней ионосфере вдоль силовых
линий магнитного поля, образуя атмосферики свистящие. А. со¬
стоит из 2 частей: высокочастотной, формируемо]! волнами с часто¬
тами / ~ 1—50 кгц, и низкочастотной, или т. н. хвоста, с частотами
/ ~ 10 гц — 1 кгц. Высокочастотная часть А. преим. (в 70% слу¬
чаев) представляет собой квазиперноднч. колебания с увеличиваю¬
щимся периодом, ее длительность — (Ю0—1000 мксек. Хвосты А.
имеют длительность от б—8 до нескольких десятков мсек, состоят
из 2 пли 3 полупериодов и наблюдаются примерно в 30% случаев.
Осциллограмма ат-
мосфсрика: а — вы¬
сокочастотна я часть
атмосфсрика; б —
хвост атмосфсрика
k2 АТМОСФЕРИКИ СВИСТЯЩИЕ
Спектр Л. имеет, соответственно, 2 максимума и окрестности частот
fa- 70—150 гц и / - - 0—10 кгц. А. широко используются для пзу-
чеыия расиросj j>aiit‘iiii>i низкочастотных и сверхнизкочастотных
радиоволн около Земли. Регистрация Л. на фиксированных часто¬
тах дает сведения об интенсивности атм. радиопомех.
АТМОСФЕРИКИ СВИСТЯЩИЕ — электромагнитные сигналы —
атмос-ферики, прошедшие через плотные слои ионосферы и распро¬
страняющиеся во внешней ионосфере пройм, вдоль силовых линии
геомагнитного поля однократно или многократно между магнито¬
сопряженными точками. Вследствие значит, дисперсии скоростей
электромагнитных волн в ионосфере атмосферик расплывается,
длительность А. с. становится равной 1—3 сек и более; первоначально
приходят волны т. н. носовой частоты, позднее — волны более
высоких и низких частот (рис.). Характер спектра А. с. опреде¬
ляется напряженностью магнитного поля и концентрацией электро¬
нов и ионов вдоль траектории; спектр охватывает частоты от сотен
гц до 20—30 кгц. А. с. наблюдаются как на поверхности Земли,
так и в ионосфере — на ИСЗ и ракетах. В ионосфере число сигналов
и их интенсивность возрастают. Анализ свойств А. с. позволяет
установить распределение концентрации электронов до высот
в 20—30 тыс. км; с их помощью был обнаружен резкий излом (т. н.
колено) в этом распределении на высотах 12—22 тыс. км, а также
искажение структуры магнитного пол;! во внешней ионосфере, во
время геомагнитных бурь. С помощью ИСЗ были обнаружены низ¬
кочастотные ветви спектра А. с. (ионные А. с.) на частотах меньше
400—500 гц, по к-рым определяются относит, концентрации ионов
и электронов, а также др. параметры ионосферы.
АТОМАРНОЕ РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО — гипотетич. топливо,
содержащее атоЪш, образующие при рекомбинации в РД молекулы
с большим выделением тепла; напр. атомы Н (атомарный водород),
О (атомарный кислород), N (атомарный азот) и др., являющиеся
свободными радикалами. При рекомбинации атомов водорода
Н + Н -> Н2 выделяется 51 300 ккалЫг — наибольшее количество
тепла среди известных химия, реакций. Попытки разработать ме¬
тоды получения стабильного конденсированного А. р. т. или хотя
бы содержания его в виде примеси с достаточной концентрацией
пока не увенчались успехом.
АТОМНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — неточное название
ЯРД.
АУТОИНФЕКЦИЯ — самозаряжение организма, т. е. инфекц.
процесс, вызванный непатогенной в обычных условиях бактериаль¬
ной флорой, постоянно присутствующей в нек-рых полостях, на
покровных тканях и слизистых оболочках организма. Болезнетвор-
ность микрофлоры человека может усиливаться под влиянием коле¬
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ ТТЛГРЕВ 43
баний резистентности и иммунореактивности организма, что учиты¬
вается авиац. и космич. медициной. Длит, пребывание человека
в кабине К К может сопровождаться снижением нммунореактивности
космонавтов, что, в свою очередь, приводит к увеличению коли¬
чества патогенных форм микробов на покровных тканях и вызывает
фурункулы, абсцессы и др.
АФЕЛИЙ — наиболее удаленная от центра Солнца точка орбиты
планеты, КЛА или др. небесного тела, движение к-рого рассматри¬
вается относительно Солнца.
АФЕЛИЙНОЕ РАССТОЯНИЕ — расстояние афелия от центра
Солнца.
АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ — способность Л А,
ракеты или спускаемого аппарата КЛА восстанавливать в полете
свое первоначальное положение в пространстве (по отношению к
вектору скорости) под действием аэродинамич. сил. А. у. имеет
место в том случае, когда точка приложения равнодействующей
аэродинамич. сил (т. н. центр давления) находится сзади центра
масс аппарата. Расстояние между центром масс и центром давления,
определяемое обычно в процентах от общей длины аппарата по про¬
дольной оси, характеризует собой запас статич. устойчивости.
Динамич. устойчивость обеспечивается демпфирующими свойст¬
вами аппарата, определяемыми аэродинамич. характеристиками,
связанными с его формой и балансировкой.
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ НАГРУЗКИ — нагрузки на элементы
конструкции Л А, ракеты или спускаемого аппарата, возникающие
в результате воздействия аэродинамич. сил при движении в атмо¬
сфере. Аэродинамич. силы проявляются в виде распределенных сил
давления и сил трения. При полете ракеты на активном участке
А. н. сначала возрастают по мере набора скорости и, достигнув
нек-рой макс, величины (обычно на высоте 10—12 км), уменьшаются
практически до нуля после выхода ракеты из плотных слоев атмо¬
сферы. Для спускаемого аппарата макс. А. н. имеют место при вхо¬
ждении в плотные слои атмосферы на высоте неск. десятков км.
А. н., как правило, сопровождаются аэродинамическим нагревом
элементов конструкции.
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ МОМЕНТ — момент, действующий на
спускаемый аппарат (СА), движущийся в атмосфере, в результате
чего продольная его ось занимает определ. положение по отношению
к встречному газовому потоку. Угол атаки СА в этом положении
наз. углом его аэродинамич. балансировки и выбирается, исходя
из требуемой величины подъемной силы.
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ НАГРЕВ — нагрев поверхности Л А,
PH или спускаемого аппарата КЛА при движении в атмосфере^
Заметный А. н. имеет место при движении со сверхзвуковой скоро¬
стью и является следствием перехода кинетич. энергии аппарата,
тормозящегося атмосферой, в тепловую энергию газа, обтекающего
аппарат и, в свою очередь, передающего часть тепла поверхности
аппарата. Газ нагревается в скачках уплотнения и в пристеночном,
т. н. пограничном слое, где происходит торможение потока газа по
отношению к поверхности движущегося аппарата. Тепловая энергия
полностью заторможенного газа характеризуется темп-рой тормо¬
жения, достигающей в ряде случаев очень больших значений. Так,
при движении аппарата с первой космич. скоростью в атмосфере
Земли темп-pa торможения, с учетом потери части энергии на дис¬
кк АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ КАЧЕСТВО
социацию, 6000°—8000°. Тепло от нагретого газа передается внеш¬
ней поверхности аппарата путем конвенции и излучения.
АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ КАЧЕСТВО — отношение подъемной
силы к силе лобового сопротивления Л А. Внешняя форма К Л А,
рассчитанных на тяжелые условия спуска в атмосфере, далека от
аэродинамически совершенной, поэтому их А. к. имеет величину
обычно ок. 0,5 и меньше. Малое А. к. спускаемых аппаратов компен¬
сируется большой скоростью полета, благодаря которой развива¬
ется подъемная сила, достаточная для эффективного управления
спуском.
АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ — аэродннамич.
сила, действующая на тело при его движении в воздухе или др.
газе и тормозящая движение этого тела. Величина А. с. пропорцио¬
нальна скоростному напору, площади поперечного сечения тела и
коэфф. аэродннамич. сопротивления, зависящему от формы тела,
Маха числа и угла атаки.
АЭРОЗИН-50 — широко применяемое в США жидкое ракетное
горючее, смесь 50% по весу диметилгидразина несимметричного
и гидразина. Плотность 0,9 (21°С), ^ип 70°С, £*л — 7,3°С.
АЭРОПЛАНКТОН БАКТЕРИАЛЬНЫЙ — совокупность услов-
но патогенных и сапрофитных микроорганизмов в атмосфере кабины
КК. Так как источником увеличения микрофлоры в кабине является
человек, то по микробному составу А. б. идентичен микрофлоре
человека, его покровов и нек-рых полостей. Такие факторы космич.
полета, как ионизирующие излучения, длит, отсутствие нормальных
гигиенич. условий, перегрузки и др., угнетают естеств. противомик-
робную резистентность организма. В связи с этим возрастает опас¬
ность аутоинфекций. Комплекс профилактич. мероприятий позво¬
ляет максимально снизить уровень микробной обсемененности
воздушной среды герметично замкнутого помещения малого объема
при длит. (неск. месяцев) пребывании в нем людей.
АЭРОПОНИКА — выращивание растений без почвы с помощью
распыления питат. раствора в зоне корнеобразования. А. требует
меньшего количества питат. раствора по сравнению с др. способами.
А. пока изучена мало и в широкой практике применяется редко,
но при успешной разработке может быть весьма выгодной по весо¬
вым характеристикам для СЖО.
АЭРОТЕНК — проточный бассейн, в к-ром смесь сточной жид¬
кости и активного ила аэрируется, и при этом происходит биохимич.
окисление (минерализация) органич. веществ сточной жидкости
с образованием раствора минеральных солей и углекислого газа.
А. с механич. аэрацией — одно из возможных устройств СЖО
КК для биологич. минерализации отходов. Получаемый раствор
минеральных солей и углекислый газ могут быть использованы
звеном высших и низших автотрофов, прирост биомассы активного
ила, богатого белками и витамином В12, можно применять в пище¬
вом звене гетеротрофных организмов.
Б
БАЙКОНУР — один из крупнейших космодромов Советского
Союза, расположенный в Карагандинской обл. Казахской ССР.
Трассы Б. простираются на тыс. км над территорией СССР и закан¬
чиваются в акватории Тихого океана. На Б. построен ряд стартовых
комплексов, технич. позиций и измерит, пунктов для осуществле¬
ния обширной программы космич. исследований. Вдоль трасс кос¬
модрома расположен ряд измерит, пунктов (ИП). С Б. был запущен
первый в мире ИСЗ, с Б. совершил первый в мире полет в космос
человек — Ю. А. Гагарин, стартовала в космос первая в мире жен¬
щина — В. В. Терешкова, осуществлены мн. др. запуски для
исследования космоса. С Б. запущены серия пилотируемых КК,
ряд космических станций и многочисл. ИСЗ разл. типов. С Б. не¬
однократно успешно стартовали ракеты в сторону Луны, Марса и
Венеры.
БАЛЛИСТИТ — см. Гомогенное твердое ракетное топливо.
БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА — ракета, полет к-рой проис¬
ходит по баллистической траектории. Б. р., в отличие от крылатой
ракеты, не имеет несущих поверхностей, предназнач. для создания
аэродинамич. подъемной силы при полете в атмосфере. В нек-рых
случаях Б. р. снабжаются стабилизаторами для обеспечения аэро¬
динамич. устойчивости в полете. К Б. р. относятся боевые ракеты
разл. типов (включая межконтинентальные), ракеты-носители и
космические ракеты.
БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ ТРАЕКТОРИЯ — траектория движения
тела при отсутствии аэродинамич. подъемной силы. При полете
баллистич. ракет в пределах атмосферы величина подъемной силы,
в связи с отсутствием несущих поверхностей и небольшими углами
атаки, пренебрежимо мала по сравнению с другими силами (тягой
двигателя и весом ракеты); поэтому они движутся практически
по Б. т.
БАЛЛИСТИЧЕСКИЙ СПУСК — спуск в атмосфере КЛА с
нулевым аэродинамическим качеством. Траектория Б. с. для задан¬
ных характеристик КЛА и известных (с определ. точностью) па¬
раметров атмосферы рассчитывается заранее; применительно
к этой траектории выбирают место и угол входа КЛА в атмосфе¬
ру, обеспечивающие его посадку в заданный район поверхности
планеты.
БАЛЛОННАЯ БАТАРЕЯ — см. Ресиверная.
БАЛЛОННАЯ ПОДАЧА ТОПЛИВА — см. Вытеснительная по¬
дача топлива.
БАРБОТИРОВАНИЕ ТОПЛИВА — продавлнванпе сжатого газа
через слой ракетного топлива с целью его перемешивания в запра¬
вочных емкостях или топливных баках PH на космодроме. При длит,
хранении в заправочных емкостях или длит, стоянии PH на пусковом
устройстве в заправленном состоянии слои топлива в результате
теплообмена с окружающей средой и конвекции приобретают разл.
темп-ру. В высококипящих топливах более теплые слои распола¬
гаются в верхней части емкости, более холодные — в нижней,
в криогенных, наоборот, — нижние слои топлива, испытывающие
46 БАРЖА
дополнит, давление столба находящейся над ними жидкости, имеют
более высокую темп-ру кипения, чем верхние, темп-pa кипения
к-рых соответствует давлению в газовой подушке над уровнем
топлива в емкости. Теплоприток через стенки емкости вызывает
в этом случае испарение в верхних слоях и повышение темп-ры
нижних слоев жидкости до нового значения темп-ры кипения. Для
точного определения веса заправляемого компонента топлива при
объемном методе дозирования необходимо знать его плотность,
зависящую от темп-ры; при Б. т. темп-pa усредняется. Газ, теку¬
щий через жидкость, вызывает как бы искусств, кипение и пере¬
мешивает топливо. Перемешивание может быть произведено также
с помощью насоса; при этом насос забирает топливо из емкости
и подает его обратно в ту же емкость. Б. т. заканчивают, когда
дистанц. термометры, установленные в разл. точках емкости, по¬
казывают одинаковую темп-ру.
БАРЖА для перевозки ракет — средство транспор¬
тирования ступеней тяжелых PH. На палубе Б. предусматриваются
устройства для крепления PH в транспортном положении, а также
сооружаются ангары для защиты PH от воздействия неблагоприят¬
ных внешних условий. Погрузка PH на Б. производится кранами
или с помощью транспортных тележек. Применяются Б. самоход¬
ные и буксируемые. Длина Б. до 100 м, ширина св. 20 м.
Буксируемая баржа с ангаром для перевозки ступени ракеты
(США)
БАРИЦЕНТРИЧЕСКИЕ КООРДИНАТЫ — координаты точки
относительно системы координат, начало которой находится в цент¬
ре масс системы (барицентре). Б. к. используются в небесной
механике.
БАРОКАМЕРА — герметически закрывающаяся воздухонепро¬
ницаемая камера для искусств, изменения барометрич. давления.
Различают Б. низкого (вакуумные) и высокого (компрессионные)
давления; стационарные и передвижные. Б., в к-рой можно изме¬
нять также и температуру, наз. термобарокамерой. Б. низкого дав¬
ления в космич. медицине используются для изучения влияния
высотных факторов (гипоксии, разрежения воздуха, перепада атм.
БАШНЯ ОБСЛУЖИВАНИЯ 4?
Барокамера
давления пт. п.) и измененной газовой среды на организм человека
и животных, высотных испытаний и тренировок, испытаний высот¬
ного снаряжения и аппаратуры и т. д. Б., имитирующие условия
весьма больших высот и космич. пространства, наз. космическими,
служат для наземных испытаний КЛА или их отсеков и элементов.
Объем Б. — от нескольких сот л до десятков л3; как правило,
Б. делается разъемной, чтобы можно было поместить в нее исследуе¬
мый объект. Давление в вакуумных Б. может меняться от атмосфер¬
ного до 10“ 9мм рт. ст. и ниже. Вакуум до давления lO*"3 мм рт. ст.
создается механич. вакуумными насосами, до 10“б мм рт. ст. — диф¬
фузионными насосами, до 10“7 мм рт. ст. — азотными ловушками,
представляющими собой колбы, погруженные в жидкий азот, в
к-рых конденсируется воздух, ниже 10“7 мм рт. ст. — методом
распыления титана (в Б. малого объема) или применением экра¬
нов, охлаждаемых жидким азотом или гелием (для Б. большого
объема).
БАССЕЙН КОСМОДРОМА — служит для приема и маневриро¬
вания барж для перевозки ракет, прибывающих по каналам, а также
в качестве резервного запаса воды для тушения пожаров и охлаж¬
дения циркуляц. воды системы охлаждения конденсаторов холо¬
дильных машин, компрессоров и др. устройств стартового ком¬
плекса.
БАШНЯ ОБСЛУЖИВАНИЯ — металлоконструкция, обеспечи¬
вающая доступ людей, подачу приборов, приспособлений и т. п.
к разл. ярусам обслуживания КЛА, находящегося в вертик. поло¬
жении на пусковой системе космодрома. В ряде случаев на Б. о.
прокладываются коммуникации с наполнит, соединениями для
заправки объектов топливом и термостатирования. Иногда Б. о.
оборудуются мощными подъемными кранами, что позволяет произво¬
дить вертикальную сборку КЛА на пусковой системе. На площадки
Б. о. поднимаются с помощью лифтов и лестниц. Перед пуском
Б. о. удаляют от пусковой системы на безопасное расстояние (само¬
ходные —■ по рельсовой колее, или с помощью транспортера). Вес
совр. Б. о. достигает 3500 т, высота более 100 му сторона основа¬
4ft Бездымный ракетный порох
ния 50 м. Нек-рые Б. о. — автономные агрегаты, имеющие еобстп.
электростанцию, отопление, систему кондиционирования воздуха,
осветит, сеть, вентиляцию и связь (рис.).
БЕЗДЫМНЫЙ РАКЕТНЫЙ ПОРОХ — гомогенное (двухоснов¬
ное) твердое ракетное топливо. Для ракет впервые предложен в 1915
И. П. Граве, а в 1916 им изготовлены из пироксилиновой массы
цилиндрнч. шашки диам. 70 мм. Использование летучего раство¬
рителя препятствовало стабильности свойств шашек большого диа¬
метра. Стабильный пироксилиновый порох на нелетучем раство¬
рителе (тротиле, а впоследствии нитроглицерине) разработан в
1926—27 С. А. Сериковым, изготовлялся в ГДЛ. В СССР разра¬
ботка ракет на Б. р. п. была начата Н. И. Тихомировым и В. А. Ар¬
темьевым в 1920-х гг. (ГДЛ).
Отвод башни обслуживания перед пуском ракеты (США)
БИН 49
БЕЛЯЕВ, Павел Иванович (р. 1925, дер. Челищево Вологодской
обл. — 1970) — летчик-космонавт СССР, полковник. Герой Совет¬
ского Союза. Член КПСС с 1949. В 1942 после окончания десятилетки
поступил на завод. В 1943 добровольно вступил в ряды Сов. Армии.
Был принят в Ейское авиац. училище морских летчиков-истреби-
телей, к-рое окончил в 1945. Участвовал в войне с Японией. С 1956
учился в Военно-воздушной краснознаменной академии, к-рую
закончил в 1959. С 1960 в отряде космонавтов. Совм. с А. А. Леоно¬
вым совершил полет в космос в качестве командира корабля-спут¬
ника «Восход-2». Пилотируемый им корабль был выведен на орбиту
18 марта 1965 и за 26 час. пребывания в космосе совершил 17 обо¬
ротов вокруг Земли, пролетев расстояние св. 717 тыс. км. При
посадке Б. была применена ручная система управления.
БЕРЕГОВОЙ, Георгий Тимофеевич (р. 1921, с. Федоровка Кар¬
довского р-на Полтавской обл.) — летчик-космонавт СССР, генерал-
майор авиации. Дважды Герой Советского Союза, заслуженный
летчик-испытатель СССР. Член КПСС с 1943. Окончил Луганскую
школу военных летчиков (1941). В годы Великой Отечеств, войны
1941—45 воевал в штурмовой авиации. После войны окончил Выс¬
шую офицерскую школу, курсы летчиков-испытателей и в 1956
без отрыва от основной работы — Военно-воздушную краснозна¬
менную академию, ныне им. Гагарина. В 1948—64 работал летчи-
ком-испытателем. С 1964— в отряде космонавтов. 26—30 окт. 1968
Б. на К К «Союз-3» совершил 64 оборота вокруг Земли, пролетев
за 94 часа 51 мин. 2,7 млн. км. Во время полета было проведено
многократное маневрирование К К «Союз-3» и его двукратное сбли¬
жение с беспилотным КК «Союз-2».
БЕРИЛЛИЙ Be — высокоэффективное горючее для РД. Металл
серебристо-серого цвета, плотн. 1,82 г1смъ (20°), *лл 1284°, *°ип
2970°, трудно воспламеняется. Целесообразно применение лишь
с кислородными окислителями. Предложен В. П. Глушко в ГД Л
(1930) к употреблению с кислородом совместно с водородом жидким,
высококипящими горючими и в порохах с целью существ, увели¬
чения эффективности ракетного топлива. Испытывался в виде су¬
спензий, используется в гетерогенных (смесевых) твердых ракет¬
ных топливах. Б. и продукты его сгорания очень токсичны.
Весьма перспективен для ракетно-космич. техники и как конструкц.
материал с высокой уд. прочностью.
БИ-1 — ракетный самолет; первый сов. самолет с ЖРД (см.
Д-1-А-1100). Моноплан с низкорасположенным крылом, стартовый
вес 1,5 w при запасе топлива (азотная кислота и керосин) 500 кг.
Размах крыльев 7,5 м. Разработан А. Я. Березняком и А. М. Исае¬
вым в 1941—42 под руководством гл. конструктора В. Ф. Болхо¬
витинова. 13 мая 1942 летчик Г. Я. Бахчиванджи совершил первые
подлеты БИ-1, а 15 мая 1942 — первый полет на этом самолете.
В 1942—43 на БИ-1 осуществлен ряд полетов со скоростью до
800 км!час. Полеты БИ-1 ознаменовали рождение советской реак¬
тивной авиации.
БИН (Bean), Алан (р. 1932, г. Уилер, шт. Техас) — летчик-
космонавт США, капитан 1-го ранга ВМФ. В 1955 окончил Техас¬
ский ун^т по специальности авиац. техника. Служил в ВМФ, стал
летчиком. С 1963 — в групп© космонавтов Национального управле¬
ния по аэронавтике и исследованию космич. пространства (США).
14—24 ноября 1969 совершил полет на Луну (совместно с Ч. Конра-
3 Космонавтика
50 БИОИНДИКАТОРЫ
дом и Р. Гордоном) длительностью 10 суток 4 ч. 36 мин. в качестве
пилота лунной кабины корабля «Аполлон-12», выполнил (совместно
с Ч. Конрадом) посадку в Океане Бурь 19 ноября 1969. Дважды
выходил на поверхность Луны. Всего пробыл на Луне 31 час 31,5 мин.
БИОИНДИКАТОРЫ — биологич. объекты (микробы, растения,
животные), совершающие космич. полет по новой орбите, на новом
КК или в условиях спец, воздействий, с целью изучения биологич.
факторов космич. пространства (перед полетом человека), биологич.
оценки СЖО, создания биологич. сигнализаторов опасности. Перед
первым полетом человека в космос были проведены многократные
летные эксперименты с животными. Полет собак на спутнике «Кос¬
мос-110» также являлся биологич. разведкой новых орбит, прохо¬
дящих через радиац. пояс, и испытанием новых методич. приемов
исследования в космосе. Создание надежно действующих Б. связано
с разработкой аппаратуры для регистрации биологич. процессов
в течение длит, времени. На 2-м сов. космич. КС был использован
биоэлемент, к-рый сигнализировал об изменении давления в капсуле
с микробами; по этим данным можно было судить об изменениях
в жизнедеятельности микроорганизмов. Для обеспечения длит,
экспериментов на животных разрабатываются датчики, вживляемые
в организм и обеспечивающие передачу данных по радио через
неповрежденную кожу в условиях свободного поведения. Соедине¬
ние Б. с системой автоматич. обработки позволит осуществить био¬
сигнализацию — срочную информацию с Земли или от экипажа
КЛА о появлении неблагоприятных или опасных для жизни людей
условий.
БИОКОМПЛЕКС — видовой и численный состав популяций
растительного и животного происхождения, искусственно подбирае¬
мый на борту К К для надежного обеспечения устойчивой работы
биотехнич. системы. В зависимости от степени замкнутости биотех-
нич. системы в состав Б. могут входить низшие и высшие растения
и животные, микроорганизмы; участником Б. является и сам чело¬
век. При формировании Б. должны быть обеспечены биологич. сов¬
местимость входящих в него живых существ; удовлетворение чело¬
века и др. участников Б. пищей, водой и создание атмосферы при¬
емлемого состава; переработка отходов жизнедеятельности живых
организмов в виды, удобные для потребления участниками Б.;
согласованный по скорости обмен веществ без т. н. тупиков; миним.
потребность отдельных участников Б. в среде обитания, а также
в технич. средствах обеспечения условий норм, жизнедеятельности;
устойчивая и надежная работа в условиях возможных изменений
факторов внешней среды в космич. полете.
БИОЛОГИЧЕСКИЕ ИСЗ — ИСЗ для медико-биологич. экспе¬
риментов, связанных с космич. полетами. Б. ИСЗ имеют на борту
подопытных животных и др. организмы — растения, бактерии
и т. п., напр. сов. ИСЗ «Космос-110», амер. ИСЗ «Биос». В ряде
случаеп медико-биологич. эксперименты проводились на ИСЗ,
имеющих др. осн. назначение, напр. на сов. КС, пуски к-рых
были осуществлены с целью подготовки первых полетов человека
в космос.
БИОЛОГИЧЕСКИЕ РИТМЫ — периодичность возникновения
и прекращения, усиления и ослабления разл. процессов в орга¬
низме. Б. р., связанные по длительности с география, циклами
(смена времен года, дня и ночи), наз. экология, ритмами (сезон¬
БИОСФЕРА
51
ные, суточные, приливно-отливные, лунные и др.). Наиболее изу¬
чены сезонные и суточные Б. р. Зависимость биологии. процессов
от чередования света и темноты в течение суток наз. фотопериодиз¬
мом. Темп-pa среды играет меньшую роль, хотя при ее повышении
продолжительность биологии, циклов неск. уменьшается. У чело¬
века известно ок. 40 функций (пульс, темп-pa тела, дыхание, диурез
и др.), обладающих суточным ритмом. Нормальное осуществление
Б. р. обеспечивает правильное течение всех физиологии, процессов.
Изучение Б. р. и их зависимости от внешних условий очень важно
для космонавтики.
БИОЛОГИЧЕСКОЕ ДЕЙСТВИЕ космической ради¬
ации. Относит, значение опасности разл. компонентов космич.
радиации для организма космонавтов неодинаково и может изме¬
няться в зависимости от длительности и траектории полетов. При
кратковрем. полетах наибольшее значение представляют протоны,
облучение к-рыми возможно при пересечении радиационного пояса
Земли и во время солнечных вспышек. Лучевые поражения, обуслов¬
ленные протонами с энергией 100—600 Мэе, существенно не отли¬
чаются от результатов действия рентгеновского и гамма-излуче¬
ния, т. к. относит, биологич. эффективность протонов (ОБЭ) равна
1,0. С увеличением длительности полетов большое значение приоб¬
ретают тяжелые ионы, ОБЭ к-рых значительно превышает единицу.
БИОМАССА — количество вещества живых организмов на еди¬
ницу поверхности культивирования (обычно на 1 м2) или единицу
объема воды (л, л3), выражаемое в весовых единицах (г). В зависи¬
мости от состава биокомплекса пищевой рацион человека и др. живых
организмов в космич. полетах может восполняться в виде Б. водо¬
рослей, дрожжей и др.
БИОНИКА — науч. направление, использующее принципы по¬
строения биологич. систем для решения технич. проблем. Развитие
средств ориентации, навигации, локации, создание сложных систем
автоматич. управления, разработка все более чувствит. датчиков
и др. требует поисков более простых и надежных решений; такими
решениями располагает зачастую живая природа. В космонавтике
разработка систем бионич. типа крайне необходима, в частности
важное значение имеет разработка устройств для регистрации сверх¬
слабых магнитных, акустических, электрических и др. величин,
систем искусств, обоняния и т. п. Создание самонастраивающихся,
помехоустойчивых устройств для целей управления и навигации
также было бы затруднительно без изучения соответств. биологич.
аналогов. Проблемы биоуправления, оптимизация связи оператора-
космонавта и систем КЛА представляют собой бионич. задачу,
т. к. необходимо «научить» технич. устройства понимать язык био¬
логич. сигналов. Создание замкнутой экологической системы КЛА
связано с моделированием материально-энергетич. связей между
человеком и природой, органич. и неорганич. миром; здесь также
важно применить принципы Б. — отобрать для инженерного вопло¬
щения наиболее рациональные и удачные решения живой природы.
БИОСФЕРА — область распространения живых организмов на
Земле. В Б. входят: водная оболочка Земли (гидросфера), верхняя
часть земной коры (литосфера) и нижняя часть атмосферы. В пре¬
делах Б. обитают все известные на Земле микроорганизмы, расте¬
ния и животные. Круговорот веществ осуществляется в Б. с уча¬
стием всех живых организмов, т. е. носит характер биохимия, прев-
3*
52 БИОТЕЛЕМЕТРИЯ
ращений. В длит, космич. полетах на борту К К должна быть создана
искусств. Б. на основе круговорота веществ для воспроизводства
пищевых продуктов, регенерации газовой среды, воды и поддержа¬
ния необходимых условий жизнедеятельности.
БИОТЕЛЕМЕТРИЯ (биологическая телемет¬
рия) — дистанционное измерение биологич. показателей, осн.
средство исследования человека и животных в условиях космич.
полета. Характерные особенности космич. Б.: необходимость пере¬
дачи данных на очень большие расстояния, дискретный характер
передачи, зависящий от параметров орбиты и география, расположе¬
ния приемных станций, ограничение пропускной способности кана¬
лов передачи, одноврем. передача большого числа параметров, не¬
обходимость сбора информации в условиях обычной деятельности
космонавта и т. п. Система Б. состоит из источника сообщений (кос¬
монавт, датчики, бортовая мед. аппаратура), усиливающего, пере¬
дающего и приемного устройств; потребителя информации (инди¬
каторные и регистрирующие устройства, врач). Серьезное значение
имеют проблемы шума, вызывающего искажение сообщений, а
также согласования объема передаваемых данных с пропускной
способностью канала связи. Для передачи физиологич. данных
нужны каналы с пропускной способностью от 0,1 до 40000 бит/сек;
с целью использования стандартных телеметрия, каналов применяют
способы сжатия сигналов (напр., путем выделения только наиболее
значимых частей сообщений) и коммутации неск. медленно изменяю¬
щихся параметров на один телеметрия, канал. Разработаны также
методы передачи по одному каналу неск. параметров. Проблема
оптимальной загрузки телеметрия, каналов приобретает особое
значение в связи с увеличением продолжительности и дальности
полетов; для «сжатия» информации будут применяться бортовые
системы автоматич. обработки информации.
Контейнер с различными
датчиками и коммуникация¬
ми для научных исследова¬
ний и подачи пищи
БЛОКИРОВКА ПУСКА 53
БИОТЕХНИЧЕСКАЯ СИСТЕМА — система на борту КК, со¬
стоящая из подобранного в зависимости от назначения и продолжи¬
тельности полета биокомплекса и технич. средств, обеспечивающих
оптимальные условия его функционирования. В состав технич.
средств Б. с. входят подсистемы создания и распределения света,
энергообеспечения, терморегулирования, а также космич. оранже¬
рея, кухня, блоки биологич. и физико-химич. регенерации воздуха
и воды, минерализация отходов и т. д.
БИОФИЛЬТР — биологич. окислитель, применяемый для мине¬
рализации органич. загрязнений сточных вод с помощью аэробных
микроорганизмов, развивающихся на поверхности фильтрующего
пористого материала. Биохимич. процесс окисления обеспечивается
кислородом при естеств. циркуляции воздуха за счет разницы тем¬
ператур Б. и окружающей среды; в случае принудительной вентиля¬
ции Б. наз. аэрофильтром. Принцип действия Б. (аэро¬
фильтра) может быть использован для биологической минерали¬
зации смеси твердых и жидких отходов в СЖО при длительных
полетах.
БИОХИМИЧЕСКИЙ СОСТАВ растений — содержание жиз¬
ненно необходимых веществ (белков, углеводов, жиров, витаминов,
минеральных солей, воды и пр.) в растит, тканях. По Б. с. раз¬
личают: белковые — горох, фасоль, соя и т. д.; углеводные —
сахарная и столовая свекла, морковь, картофель, рис и т. д.; ма¬
сличные — подсолнечник, арахис и т. п.; витаминные — шпинат,
щавель, петрушка, лук-перо и т. д. В зависимости от Б. с. возделы¬
ваемых растений в СЖО на основе биологич. круговорота веществ
могут быть созданы разл. космич. оранжереи.
БЛАГОНРАВОВ, Анатолий Аркадьевич (р. 1894) — сов. ученый
в области механики, академик (с 1943). Герой Социалистич. Труда.
Член КПСС с 1937. В 1916 окончил Михайловское арт. училище,
в 1924 — Высшую арт. школу и в 1929 — Военно-технич. акаде¬
мию. С 1938 — профессор Арт. академии в Москве. С 1953 — дирек¬
тор Ин-та машиноведения АН СССР. Науч. труды Б. посвящены
вопросам механики и вооружения. Проводит большую науч.-ор-
ганизац. работу на посту председателя Комиссии по исследованию и
использованию космич. пространства АН СССР. С 1959 — вице-прези¬
дент Комитета по космич. исследованиям (КОСПАР). (Портрет, с. 34).
БЛОК РАЗДЕЛЕНИЯ ВОЗДУХА — установка, входящая в со¬
став станции газоснабжения, напр. космодрома, предназначена для
получения газообразного азота путем ректификации сжиженного
воздуха. Состоит из заключенных в теплоизолирующем корпусе:
насоса жидкого азота, ректификац. колонны (разделит, аппарат
однократной ректификации для разделения воздуха на жидкий
азот и отбросный газ), ожижителя (теплообменник для охлаждения
воздуха перед блоком осушки с целью конденсации влаги и масла),
адсорберов (емкости, заполненные силикагелем, предназначенные
для очистки воздуха от двуокиси углерода и ацетилена), рекупера¬
тивного теплообменника и теплообменника детандерного воздуха
для охлаждения воздуха до темп-ры —150° и —168 , переохлади-
теля жидкого азота, фильтров для очистки газа от механич. частиц
и, наконец, щита контрольно-измерит. приборов.
БЛОКИРОВКА ПУСКА — комплекс устройств, препятствую¬
щих началу выполнения очередной операции пуска PH до выполне¬
ния предыдущих операций. Обеспечивает заданную последователь¬
54 БЛОЧНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
ность срабатывания систем и механизмов пусковой системы космо¬
дрома с целью исключения аварийных ситуаций из-за нарушения
установленной последовательности технологических процессов уста¬
новки, заправки и пуска PH. Пример Б. п.: для процесса установки
PH не может быть освобождена от захватов стрелы установщика
до закрепления ее на стартовой системе; стрела установщика не
может вернуться из вертик. положения в горизонтальное до осво¬
бождения PH от захватов; для процесса заправки PH — клапан
заливки заправочной магистрали не откроется до поступления
сигнала от датчика давления заправочной емкости о завершении
наддува емкости, приводной электродвигатель насоса горючего не
включится до получения сигнала от сигнализатора о наличии жид¬
кости, о заполнении горючим корпуса насоса.
БЛОЧНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — РД, состоящий из
нескольких двигат. блоков (двигателей, предназначенных только
для комплектации Б. р. д. и не имеющих ряда элементов), объеди¬
ненных общими системами запуска, крепления и т. п. Преимущество
Б. р. д. перед однокамерным двигателем — достижение большой
тяги набором агрегатов (камеры сгорания, ТНА и др.), отработан¬
ных на меньшую тягу; меньший габарит по длине.
БОЛЕЗНЬ ДВИЖЕНИЯ — проявляется в виде комплекса симп¬
томов (головокружение, бледность, повышенная потливость, серд¬
цебиение, повышенное слюноотделение, тошнота, рвота), возник¬
новение к-рых обусловлено длит, действием вестибулярных раз¬
дражителей при пользовании разл. средствами передвижения. Осн.
значение в развитии Б. д. имеют длительно действующие прямоли¬
нейные ускорения. Разновидности Б. д.: морская болезнь, воздушная
болезнь, т. н. спутниковая болезнь и т. п. Лучший способ профилак¬
тики Б. д. — тренировка вестибулярного анализатора (см. Вести¬
булярная тренировка).
БОЛИД — очень яркий крупный метеор. Пол^т Б. нередко
сопровождается звуками, подобными раскатам грома, и часто —
выпадением метеоритов.
БОЛЬШАЯ ПОЛУОСЬ эллиптической орбиты-
величина, равная половине большой оси эллипса и характеризую¬
щая геометрия, размеры орбиты.
БОРМАН (Borman), Фрэнк (р. 1928, г. Гэри, шт. Индиана) —
летчик-космонавт США, полковник ВВС. По окончании в 1950 В осн.
академии США был воен. летчиком и прошел подготовку на авиац.
базе ВВС Уильямс. В 1951—56 служил в разл. летных частях США.
В 1957 окончил Калифорнийский технология, ин-т и в 1957—60
преподавал термодинамику и гидромеханику в Воен. академии США.
В 1960 окончил Школу летчиков реактивной авиации и космонав¬
тики ВВС и работал в ней преподавателем. С 1962 — в группе кос¬
монавтов Нац. управления по аэронавтике и исследованию космич.
пространства (США). Совм. с Дж.Ловеллом совершил полет в космос
в качестве командира КК «Джемини-7». «Джемини-7» был выведен
на орбиту 4 дек. 1965 и за 14 суток (330час. 35 мин.) 206 раз облетел
вокруг Земли. Во время этого полета было произведено сближение
с помощью ручного управления КК «Джемини-7» с «Джемини-6»
до расстояния 1,8 м.
Совместно с Дж. Ловеллом и У. Андерсом совершил облет Луны
в качестве командира К К «Аполлон-8». К К стартовал 21 дек. 1968,.
сделал почти 2 витка вокруг Земли, 24 дек. вышел на селеноцентрич^
БРАДИКИНЕЗИЯ 55
орбиту, совершил 10 оборотов вокруг Луны, 25 дек. перешел на
траекторию полета к Земле и 27 дек. 1968 приводнился в Тихом
океане в районе острова Рождества.
БОРОВОДОРОДЫ (б о р а н ы) — горючие для РД; соединения
бора с водородом, напр. диборан (В2Н6), пентаборан (В5Н9) и др.
Б. предложены как горючее для ЖРД Ю. В. Кондратюком в 1929.
БОРТОВАЯ МЕДИЦИНСКАЯ АППАРАТУРА — важная со¬
ставная часть системы физиологии, измерений на КК. Б. м. а. обес¬
печивает усиление и преобразование сигналов, поступающих от
датчиков и электродов, находящихся на космонавтах, ввод мед.
информации в телеметрия, систему для передачи данных на Землю,
в бортовую вычислит, машину или бортовое запоминающее устрой¬
ство. По сравнению с наземными приборами Б. м. а. отличается
малыми габаритами, весом и энергопотреблением. Разрабатывается
с использованием транзисторов, новейших радиотехнич. материа¬
лов и деталей. Б. м. а. рассчитана на регистрацию неск. раз л.
физиологии, функций. Отличит, черта Б. м. а. — высокая надеж¬
ность при длит, работе и воздействии экстремальных условий (виб¬
рации, перегрузки и т. п.). Включается и выключается Б. м. а. от
бортового программного устройства или по командам с Земли,
отдельные типы Б. м. а. могут управляться вручную космонавтом.
Так, на корабле «Восход-1» был установлен усилит, блок для физио¬
логии. исследований по спец, программе, этим блоком управлял
врач-космонавт Б. Б. Егоров. Дальнейшее развитие и совершен¬
ствование Б. м. а. связано с микроминиатюризацией, разработкой
модульных конструкций, повышением чувствительности и помехо¬
устойчивости усилит, каналов.
БОРТОВАЯ РАДИОСИСТЕМА КОСМИЧЕСКОЙ СВЯЗИ - ком¬
плекс радиотехнич. аппаратуры на ИС, К К или АМС для обмена ин¬
формацией (телеметрия, телевидение, телеграф, телефон, команды
управления и т. д.) с Землей или между К Л А. Передача инфор¬
мации ведется в диапазонах волн, слабо поглощаемых атмосферой.
Б. р. к. с. состоит йз антенно-фидерных, приемно-передающих уст¬
ройств, устройств формирования нужной структуры сигнала, уст¬
ройств для выделенйй и разделения принимаемых сигналов и источ¬
ников электропитания. В состав Б. р. к. с. могут дополнительно
входить устройства преобразования сигналов, поступающих на
передачу с различных источников информации.
БОРТОВОЕ ПРОГРАММНО-ВРЕМЕННОЕ УСТРОЙСТВО —
установленный на борту КЛА электронный прибор, осуществляю¬
щий выдачу команд управления бортовыми системами в заданные
моменты времени. Программа выдачи команд (последовательность
их выдачй й временные интервалы между ними) может быть у ста¬
нов лейй. заранее (напр., при подготовке к полету) или задаваться
Ь полете с Земли по командной радиолинии; в последнем случае
необходимо устройство для запоминания вводимой программы.
Б. п.-в. у. позволяет осуществлять управление КЛА при отсутст¬
вии радиовидимости и в промежутках между сеансами радиосвязи
€ Землей. У совр. КЛА оно представляет собой сложную электрон¬
ную систему, выполненную обычно на полупроводниковых эле¬
ментах.
БРАДИКИНЕЗИЯ — общая замедленность движений; замедлен¬
ные плавШб движёйЙЙ, отмечаемые у космонавтов во время полета;
«вязана с состоянием невесомости. 6. во время космич. полета может
5в БРАУН
привести к изменениям в опорно-мышечном аппарате и развитию1
гипокинезической болезни.
БРАУН (Braun), Вернер, фон (р. 1912) —ученый в области раке¬
тостроения. Род. в Германии. Учился в Цюрихском и Берлинском
технологич. ин-тах и в Берлинском ун-те. С 1930 начал работы
в области ракет на жидком топливе. В 1934 провел 2 запуска ракет
(типа А-2) сЖРД, достигших высоты 2,5 км. С 1937 — один из руко¬
водителей нем. воен. исследоват. ракетн. центра в Пенемюнде. Ра¬
боты Б. были тесно связаны с планами гитлеровского воен. коман¬
дования во 2-й мировой войне. Гл. конструктор ракеты V-2 (ФАУ-2),
к-рая была использована для обстрела территорий Великобрита¬
нии и Голландии. С 1945 — в США, где возглавил Службу проек¬
тирования и разработки вооружения армии США в Форт-Блиссе
(шт. Техас). Затем работал консультантом по запуску ракет на
полигоне Уайт-Сандс (шт. Нью-Мексико) и руководителем отделе¬
ния разработок Агентства баллистич. ракет армии США (шт. Ала¬
бама). В 1956 был назначен руководителем работ по созданию меж¬
континентальных баллистич. ракет «Юпитер» и ИСЗ серии «Экспло¬
рер». Руководитель разработок PH серии «Сатурн» и КК серии
«Аполлон». С 1960 — руководящий член Нац. управления по аст¬
ронавтике и исследованию космич. пространства (НАСА, США) и
директор Центра космич. полетов НАСА. С 1970 — зам. иом. дирек¬
тора НАСА по планированию пилотируемых космич. полетов. Автор
ряда работ: «Das Marsprojekt» (1952), «Across the space frontier»*
(1952), «Space medicine» (1952), «The conquest of the Moon» (1953)r
«Station in space» (1953), «The exploration of Mars» (1956, cobm*
c W. Ley), «Project satellite» (1958), «First man to the Moon» (1960).
БРИТАНСКОЕ МЕЖПЛАНЕТНОЕ ОБЩЕСТВО — обществен¬
ная орг-ция, основанная в 1933. В 1936 Б. м. о. насчитывало ужо
100 членов, в этом же году при обществе был организован Технич.
комитет, в задачи к-рого входили исследования в области проекти¬
рования и оборудования К К. К 1939 членами общества был разра¬
ботан детальный проект КК, рассчитанного на экипаж из 3 человек
и предназначенного для 20-дневной экспедиции на Луну. В после-
воен. годы были организованы исследоват. группы с целью теоре-
тич. разработки разл. вопросов космонавтики: проектов космич*
станции, скафандра космонавта, встречи и заправки КЛА на ор¬
бите, использования ядерной энергии для РД, создания глобальной
системы связи на ИСЗ на синхронных орбитах и т. д. В 1950 состо¬
ялся 1-й Междунар. астронавтич. конгресс в Париже, организован¬
ный Британским и Немецким межпланетными обществами, на 2-м
Конгрессе в Лондоне был принят устав Междунар. астронавтич*
федерации, за основу к-рого был взят устав Б. м. о. Согласно уставу,
цель Междунар. астронавтич. федерации — содействовать развитию
космонавтики, межпланетных исследований и космич. связи путем
проведения исследований, публикации открытий и содействия меж¬
дунар. сотрудничеству в области космонавтики. Общество издает-
журнал «Космический полет», проводит большую работу по рас¬
пространению знаний, имеющих отношение к космонавтике, и орга¬
низует тематич. симпозиумы.
БРОНИРУЮЩЕЕ ПОКРЫТИЕ для зарядов твердого
ракетного топлива — покрытие, применяемое для за¬
щиты поверхностей заряда твердого топлива, горение к-рых необ¬
ходимо предотвратить. Изготовляется из полимерных материалов..
БЫКОВСКИЙ 57
Для гетерогенных топлив Б. п. иногда делается из полимерного свя¬
зующего с инертным наполнителем. Создание Б. п. для зарядов
с длит, горением топлива — трудная задача, особенно, если оно
должно выполнять функции крепящего слоя.
БУСТЕРНЫЙ НАСОС — вспомогат. насос в системе подачи топ¬
лива или рабочего тела из баков ракеты в РД, создающий подпор
для повышения давления на входе в осн. насос двигателя. Разли¬
чают струйные, осевые (шнековые) и осецентробежные Б. н. Уста¬
навливается в топливном баке или непосредственно под ним либо
перед осн. топливным насосом двигателя; Б. н. может быть встроен
в основной (преднасос).
БЫКОВСКИЙ, Валерий Федорович (р. 1934, Павловский Посад
Московской обл.) — летчик-космонавт СССР, полковник. Герой
Советского Союза. Член КПСС с 1963. Окончил школу московского
аэроклуба, в 1955 — Качинское военно-авиац. училище летчиков,
в 1968 — Военно-воздушную инженерную академию (Москва). Был
воен. летчиком. С 1960—в отряде космонавтов. 14—19 июня 1963
на КК «Восток-5» совершил за 119 час. 81 виток вокруг Земли,
пролетев св. 3,3 млн. км. С 16 июня полет Б. происходил одновре¬
менно с полетом КК «Восток-6», пилотируемого В. В. Терешковой.
Между космонавтами была установлена двусторонняя связь, с
кораблей велись широковещат. телевизионные передачи.
в
ВАКУУМНЫЕ ИСПЫТАНИЯ — испытания КЛА и их отдель¬
ных систем (терморегулирования, ориентации, тормозной двигатель¬
ной установки и т. п.) на воздействие высокого вакуума. При В. и.
объект помещается в барокамеру, в к-рой создается заданный ва¬
куум, и с помощью разл. методов проверяется герметичность объ¬
екта. Сигнализатор не герметичности — газообразный гелий, спо¬
собный проникать в малейшие неплотности. Используются след,
методы проверки герметичности. Метод натекания — о вытекании
газа из испытуемого объекта в барокамеру с нач. вакуумом ИН—
10-6 мм рт. ст. судят по повышению давления в ней. Метод прост,
но ненадежен, т. к. течь может иметь место не только в испытуемом
объекте, но и в самой камере. Метод мерных течей — вначале
в барокамеру впускают заранее известное количество газообразного
гелия и по нему тарируют гелиевый течеискатель, затем в камеру
помещают испытуемый объект, наддутый гелием, в ней создается
вакуум до КН—ПН мм рт. ст., и по течеискателю определяют
концентрацию гелия в камере, к-рая при негерметичности объекта
окажется выше допустимой. Метод обдува — из объекта откачи¬
вается воздух, а затем он по швам и стыкам обдувается гелием;
концентрация гелия, проникшего через неплотности внутрь объекта,
фиксируется течеискателем, а при появлении недопустимо высокой
концентрации включается звуковая сигнализация. Метод наддува —
испытуемый объект наддувается гелием, швы и соединит, элементы
исследуются пистолетом, соединенным с течеискателем, что дает
возможность не только обнаружить негерметичность объекта, но
и определить место неплотности.
ВАЛЬЕ (Valier), Макс (1895—1930)— нем. конструктор в обла¬
сти ракетной техники и пропагандист идеи межпланетных полетов.
В 1913 поступил в Инсбрукский ун-т, где изучал астрономию,
физику и математику. В 1917—18 служил летчиком в австрийской
авиачасти. В 1918—22 продолжал свое образование в Венском,
Инсбрукском и Мюнхенском ун-тах. В. разрабатывал идею приме¬
нения реактивных двигателей на экипажах, передвигающихся
по поверхности Земли (автомобилях, дрезинах, санях), и самолетах.
Получив финансовую поддержку от промышленника Ф. Опеля,
В. совм. со специалистом по пиротехнич. ракетам Ф. Зандером
построил гоночный автомобиль с пороховыми стартовой и маршевой
ракетами в качестве двигателя, к-рый в марте 1928 прошел испыта¬
ния. В 1929 В. создали испытал гоночный автомобиль с 24 твердо¬
топливными ракетами. В 1930 начал эксперименты с ЖРД, во время
к-рых погиб при взрыве камеры сгорания. Автор книги «Полет в ми¬
ровое пространство как техническая возможность» (рус. пер., 1936).
(Портрет, с. 34).
ВАН ГУ (ок. 1500) — согласно легенде, китайский изобретатель
пилотируемого порохового ракетного летат. аппарата. В. Г. соеди¬
нил два коробчатых воздушных змея с помощью фермы и снабдил
их сидением. В нижней части змеев были установлены 47 пороховых
ракет, к-рые при старте одновременно поджигали 47 чел. По-гиб
при попытке осуществления полета в результате взрыва ракет.
Кратеру на обратной стороне Луны присвоено имя В. Г.
«ВЕНЕРА»
Г>9
ВЕГЕТАЦИОННЫЙ ПЕРИОД — время жизнедеятельности рас¬
тений, период их роста и развития. Регулирование условий культи¬
вирования растений в космич. оранжереях позволяет изменять про¬
должительность В. и. возделываемых культур.
ВЕНЕРА — вторая по порядку от Солнца планета Солнечной
системы. Ср. расстояние от Солнца — 0,723 а. е. д. (108,2 млн. км),
эксцентриситет — 0,0068, наклон орбиты к плоскости эклиптики —
3° 23',7. Планета движется по орбите со ср. скоростью 35 км/сек,
совершая полный оборот вокруг Солнца за 224,7 дня. Диаметр В.
вместе с облачным покровом составляет 0,960 диаметра Земли
(12 228 км), масса — 0,815 земной (4,87 • 1027 г), ср. плотность —
5 г/см3, ускорение силы тяжести на экваторе — 0,89 земного ускоре¬
ния (869 см/сек2). Вторая космич. скорость на планете — 10,2 км/сек.
Наименьшее расстояние В. от Земли — 38 млн. км, наибольшее —
261 млн. км. Имеются след, оценки периода вращения планеты
вокруг своей оси: 1; 1,5; 4; 15; 24; 224,7 и 243 земных суток. Наклон
экватора к плоскости орбиты оценивается разл. наблюдателями
в след, значениях: 0°, 14°, 32°, 39°. Такое различие результатов
связано с тем, что поверхность В. закрыта плотным облачным
покровом и совершенно не доступна для наблюдений. Атмосфера
В. впервые была открыта М. В. Ломоносовым в 1761 при наблюде¬
ниях прохождения планеты по диску Солнца. Вследствие непрозрач¬
ности исследованию доступны лишь самые верхние слои атмосферы.
По данным АМС «Венера-4», «Венера-5» и «Венера-6», ожидае¬
мые темп-pa и давление атмосферы на уровне поверхности В. на¬
ходятся в интервале 400—530°С и 60—140 am. Результаты назем¬
ных радиоастрономия, и радиолокац. измерений приводят к близ¬
ким значениям темп-ры и давления. Сходные результаты получены
амер. станцией «Маринер-5» (480°С и 100 am). Темп-pa околополяр-
ных областей примерно на 150° ниже, чем в подсолнечной точке.
По ИК-исследованиям с Земли темп-pa в облачном слое ок. 235—
240°К. По измерениям АМС «Венера-5» и «Венера-6», концентра¬
ция углекислого газа в атмосфере В. достигает 93—97%, азота
вместе с благородными газами 2—5%, кислорода не больше 0,4%,
содержание водяного пара на уровне высот, соответствующих дав¬
лению 0,6 am, от 4 до И мг/л. Диэлектрич. постоянная поверхности
Венеры равна 3—4, что соответствует сухой песчаной или камени¬
стой почве. Космич. исследования окрестности Венеры не обнару¬
жили магнитного поля и радиац. поясов. Установлено существова¬
ние водородной короны. В февр. 1961 в сторону Венеры была впер¬
вые запущена сов. АМС «Венера-1», приблизившаяся к ней на рас¬
стояние ок. 100 тыс. км; в дек. 1962 амер. АМС «Маринер-2» прошла
около планеты на расстоянии 35 тыс. км и передала науч. наблюде¬
ния; 1 марта 1966 «Венера-3» впервые достигла планеты; 18 окт.
1967 «Венера-4» вошла в атмосферу Венеры и измерила ее состав,
темп-ру, плотность и давление, опустившись до уровня 18 am;
19 окт. 1967 АМС «Маринер-5» пролетела около планеты на рас¬
стоянии 3970 км и передала на Землю результаты измерений; 16 и
17 мая 1969 плавный спуск в атмосфере В. до высоты, соответствую¬
щей давлению. 27 am, совершили «Венера-5» и «Венера-6», расширив
наши знания о^ этой планете.
«ВЕНЕРА» — наименование сов. АМС, запускаемых к планете
Венера начиная с 1961. АМС, помимо науч. аппаратуры, имеют
сложный комплекс бортовой аппаратуры, включающий системы
во «ВЕНЕРА
Слева — АМС «Венера-1».
Справа — схема АМС «Венера-2»:
1 — корректирующая двигательная
установка; 2 — штырь магнитомет¬
ра; 3 — радиаторы системы термо¬
регулирования; 4 — панели сол¬
нечных батарей; 5 — спец, отсек;
6 — баллоны системы ориентации;
7 — микродвигатели системы ориен¬
тации; 8 — орбитальный отсек; 9 —
остронаправленная антенна; 10 —
малонаправленная антенна; 11 —
датчик постоянной солнечной ра¬
диации; 12 — датчик точной звезд¬
ной и солнечной ориентации
Вымпел, доставленный 1 мар¬
та 1966 на поверхность пла¬
неты Венера советской АМС
«Венера-3». Внутри шара —
медаль, на одной стороне
которой изображен Герб
Советского Союза, на дру¬
гой — планеты Солнечной
системы
ВЕНЕРА)
61
АМС «Венера-4»: 1 — орбитальный отсек; 2 — датчик ориентации на звезду;
3 — датчик ориентации на Солнце; 4 — баллоны двигательной установки;
5 — датчик ориентации на Землю; 6 — трехкомпонентный магнитометр;
7 — параболическая остронаправленная антенна; 8 — мэлонаправленная
антенна; 9 — радиационная поверхность системы терморегулирования
(является частью параболической антенны); 10 — солнечные батареи;
11 — корректирующая двигательная установка; 12 — микродвигатели
системы ориентации; 13 — счетчики для исследования космических лучей;
14 — спускаемый аппарат
ориентации; энергопитания с солнечными батареями; корректи¬
рующую двигат. установку; радиосистему дальней связи и изме¬
рения орбиты и др.
«Венер а-1» запущена 12 февр. 1961. Вес 643,5 кг. 19—20 мая
1961 она прошла на расстоянии ок. 100 тыс. км от Венеры и вышла
на орбиту спутника Солнца с перигелием 106 млн. км, афелием
151 млн. км.
«Венер а-2» запущена 12 нояб. 1965 с целью сближения с
планетой Венера. Вес 963 кг. АМС имела отсек с фототелевизион¬
ной системой и комплекс науч. аппаратуры для изучения космич.
пространства. 27 февр. 1966 «В.-2» прошла на расстоянии 24 тыс. км
от поверхности Венеры и вышла на орбиту спутника Солнца с пери¬
гелием ок. 107 млн. км, афелием ок. 179 млн. км.
«Венер а-3» запущена 16 нояб. 1965 с целью достижения
поверхности планеты Венера. Вес 960 кг. АМС имела спускаемый
аппарат в виде шара диам. 900 мм с теплозащитным покрытием.
Посадка на поверхность планеты была предусмотрена с помощью
парашютной системы. В спускаемом аппарате находились радиоси¬
стема, науч. аппаратура, источники питания, вымпел с Гербом
Сов. Союза. В полете было проведено 63 сеанса радиосвязи, осу¬
ществлена коррекция траектории, обеспечившая попадание стан¬
ции на планету. 1 марта 1966 станция достигла поверхности Венеры,
осуществив первый в мире полет автоматич. КЛА на другую пла¬
нету.
«Венер а-4» запущена 12 июня 1967. В полете проведено
114 сеансов радиосвязи с передачей науч. информации. На расстоя-
62 ВЕНТИЛЯЦИЯ
нии 12 млн. км от Земли осуществлена коррекция траектории для
попадания на планету. 18 окт. 1967, пройдя расстояние ок. 350 млн.
км, АМС вошла со 2-й космич. скоростью в атмосферу Венеры и от
нее отделился спускаемый аппарат (диаметром ~ 1 м) с 2 радио¬
передатчиками дециметрового диапазона, телеметрич. системой,
науч. аппаратурой, радиовысотомером, системой терморегули¬
рования, источниками электропитания. После аэродинамич. тор¬
можения аппарата скорость снизилась с 10,7 км/сек до 300 м/сек,
затем была введена в действие парашютная система; приборы в те¬
чение 1,5 часов спуска на парашюте на ночной стороне планеты
измеряли давление, плотность, темп-ру и химич. состав атмосферы
Венеры. Вес станции 1106 кг, спускаемого аппарата 383 кг. Аппа¬
рат доставил на поверхность Венеры 2-й вымпел с изображением
Герба Сов. Союза. АМС, запущенная с Земли, впервые осуществила
плавный спуск в атмосфере другой планеты. Получены непосред¬
ственные данные о характеристиках атмосферы Венеры в интервале
давлений 0,5—18 am.
«Венер а-5» запущена 5 янв., «В е н е р а -6» — 10 янв. 1969.
Вес по ИЗО кг. Обе АМС снабжены упрочненными спускаемыми
аппаратами весом по 405 кг с расширенным составом научной и
измерит, аппаратуры для продолжения исследований межпланет¬
ной среды и атмосферы Венеры, начатых «В.-4». В спускаемых аппа¬
ратах находились вымпелы с изображением Герба Сов. Союза и
барельефом В. И. Ленина. В полете проводились регулярные сеансы
радиосвязи (73 — с «В.-5», 63 — с «В.-6») и приема науч. информа¬
ции (на частоте 922, 763 Мгц). После выполнения предусмотренной
коррекции траекторий на расстоянии 15,5—15,7 млн. км от Земли
АМС достигли Венеры 16 и 17 мая 1969, спускаемые аппараты с науч.
аппаратурой автоматически отделились от АМС и в результате
аэродинамич. торможения в атмосфере планеты их скорость снизи¬
лась с 11,17 км/сек до 210 м/сек, затем были приведены в действие
парашютные системы и спускаемые аппараты совершили плав¬
ный спуск в атмосфере в течение 51—53 мин на ночной стороне
планеты. Совместный полет АМС обеспечил большой объем инфор¬
мации, включая уточненные данные об атмосфере Венеры в интер¬
вале давлений 0,5—27 am, т. е. до более глубоких слоев атмосферы,
чем при полете «В .-4». «Венера-7» запущена 17 авг. 1970.
ВЕНТИЛЯЦИЯ — циркуляция воздуха в кабине К К с помощью
вентиляторов, необходимая в связи с тем, что в космич. полете
вследствие невесомости отсутствует конвективное перемешивание
воздуха, соответственно нарушается теплоотдача от человека и
появляются застойные температурные зоны. При длит, пребывании
человека в кабине скорость движения воздуха должна быть в пре¬
делах 0,2—0,3 м/сек при относит, влажности 30—70% и темп-ре
20° =h 3°. В. подскафандрового пространства должна обеспечивать
удаление выделяемых космонавтом углекислого газа и влаги. При
больших колебаниях внешней темп-ры, влагосодержании 5—8 г/ле3
и физич. активности космонавта в скафандре необходима объемная
скорость не менее 250 л/мин, темп-pa газовой смеси, подаваемой
в скафандр, от + 10° до + 22°.
ВЕРН (Verne), Жюль (1828—1905) — франц. писатель, автор
научно-фантастич. приключенческих романов. Идея полета с Земли
в космич. пространство изложена им в книгах: «С Земли на Луну»
(1865), «Вокруг Луны» (1870), «Гектор Сервадак» (1877) и «Пятьсот
ВЕРХНЯЯ АТМОСФЕРА 63
миллионов бегумы» (1879) (рус. пер. см. Собр. соч., т. 1 — 12, М.,
1957). Именем В. назван кратер на обратной стороне Луны.
ВЕРТИКАЛ — большой круг, образуемый в вертнк. плоскости
небесной сферы.
ВЕРТИКАЛИЗАЦИЯ — доведение PH, установленной на пуско¬
вую систему, до строго вертик. положения. Наибольшее отклоне¬
ние оси PH или элемента ее бортовой системы управления от верти¬
кали не должно превышать неск. угловых мин. В. достигается
установкой базисной опорной плоскости PH на заранее выверенную
опорную неподвижную плоскость пусковой системы; поворотом
опорной плоскости пусковой системы вместе с установл. па нее PH
вокруг 2 взаимно-перпендикулярных осей с помощью подъемных
механизмов пусковой системы. Разработаны системы автоматич. В.
ВЕРХНЯЯ АТМОСФЕРА — часть земной атмосферы, простира¬
ющаяся от высоты — 20—30 км до ее внешней границы. Уже на
высоте 20—30 км в атмосфере начинаются интенсивные фотохимич.
процессы; несколько выше к ним добавляются ионизац. процессы.
По сравнению с нижней атмосферой все эти процессы в В. а. играют
доминирующую роль. Молекулы, атомы, ионы и электроны, дви¬
жущиеся в межпланетном пространстве вместе с Землей, образуют
ее атмосферу, плотность к-рой резко уменьшается с высотой. Вслед¬
ствие частых взаимных соударений частицы В. а. до высот 500—
1000 км совершают беспорядочное движение; выше их движение
(подъем и возвращение) происходит практически без соударений
с др. частицами. Чем ближе к вертикали направление движения
частиц и чем больше их скорость, тем выше уровень подъема частиц.
Область атмосферы выше — 500 км наз. экзосферой. Нейтраль¬
ные частицы атмосферы движутся в экзосфере по баллистич. траек¬
ториям и замкнутым орбитам, заряженные — только вдоль геомаг¬
нитных силовых линий. Все нейтральные частицы межпланетной
среды могут свободно проникать в земную атмосферу до основания
экзосферы. Однако магнитное поле Земли препятствует проникнове¬
нию в экзосферу внешних заряж. частиц; эти частицы проникают
в земную атмосферу тем глубже, чем больше их скорость и чем ближе
ее направление к полярным геомагнитным силовым линиям. Т. о.,
внешняя граница атмосферы различна для собственных и внеш¬
них частиц. Внешние области атмосферы и межпланетная среда со¬
стоят в основном из ионизированных частиц. Межпланетный иони¬
зированный газ имеет свои собств. магнитные поля; обтекая геома¬
гнитное поле, он разрушает его на расстоянии неск. земных радиу¬
сов в зависимости от геомагнитной активности (обычно ок. 8—10 зем¬
ных радиусов). Околоземное пространство, в к-ром располагаются
стабильные геомагнитные силовые линии, иногда называется маг¬
нитосферой.
Значение В. а. Уже давно было установлено, что ионизация
В. а. определяет условия распространения радиоволн на большие
расстояния. Плотность атмосферы на больших высотах незначи¬
тельна по сравнению с ее приземными значениями, но она ока¬
зывает заметное влияние на торможение движения ИСЗ и опреде¬
ляет время их существования. Радиосвязь на земле и в космосе
существенно зависит от состояния ионизации; активные нейтральные
и ионизированные частицы могут осложнять работу аппаратуры
К Л А. Наиболее энергичные заряженные частицы преодолевают
значительные толщи вещества, поэтому они радиационно опасны,
ВЕРХНЯЯ АТМОСФЕРА
особенно для живых организмов, совершающих космические поле¬
ты. Изучение В. а. открывает широкие возможности для решения
ряда научных проблем, связанных с ее происхождением и взаимо¬
действием с окружающей средой.
Способы исследования В. а. Верхняя атмосфера
интенсивно изучается с помощью приборов, поднимаемых на раке¬
тах и ИСЗ. Ценные сведения о свойствах В. а. и происходящих
в ней процессах получаются также и с помощью наземных наблю¬
дений: распространения радио- и звуковых волн, излучения (напр.,
во время полярных сияний), изменения интенсивности геомагнит¬
ного поля и т. и. Особо важно одновременное комплексное иссле¬
дование с помощью наземных средств и космич. аппаратов.
Основные процессы в В. а. В верхней атмосфере
поглощается гл. обр. электромагнитное излучение Солнца короче
3000 А, вследствие чего молекулы воздуха диссоциируют на атомы;
излучение короче 1200 А вызывает ионизацию молекул и атомов.
В полярные области спорадически вторгаются также энергичные
заряженные частицы, увеличивающие диссоциацию и ионизацию.
Энергия, вносимая электромагнитным излучением и заряженными
частицами, вызывает разогревание В. а. Дополнит, источник разо¬
грева — магнитогидродинамич. волны, генерируемые во время
геомагнитных возмущений на границе магнитосферы и поглощаю¬
щиеся в области атмосферы, содержащей наибольшее количество
ионов. Разогревание В. а. сопровождается увеличением ее протя¬
женности по высоте; неравномерный разогрев приводит к циркуля¬
ции В. а., усиливаемой солнечными и лунными приливами. Кроме
того, циркуляция и колебат. движения нижней атмосферы также
частично передаются вверх.
Энергия, вносимая в В. а., только частично переходит в тепло¬
вую и вызывает расширение атмосферы. Др. часть поглощаемой
энергии переходит в потенциальную форму, связанную с возбужде¬
нием молекул и появлением свободных атомов, ионов и электронов.
Темп-pa в каждой области атмосферы определяется равновесием
между притоком и оттоком тепла; это очень сложные процессы,
еще во многом не изученные. Темп-pa неоднородна как в горизон¬
тальном, так и в вертик. направлениях. Распределение скоростей
молекул, атомов, ионов и электронов в области их макс, концентра¬
ций значительно отличается от равновесного (максвелловского).
Особенно преобладают избыточные скорости у вновь образующихся
частиц (у атомов — при диссоциации, у электронов — при иониза¬
ции). Ср. темп-pa нейтральных частиц, ионов и электронов иногда
значительно различается; особенно высокой она бывает у электро¬
нов (с превышением на тысячи град.). На высотах 20—100 км атмо¬
сфера охлаждается в основном за счет ИК излучения, гл. обр. озона,
гидроксила, а также водяного пара и углекислоты. Выше 80 км
охлаждение совершается за счет ИК излучения гидроксила, диффуз¬
ного излучения окиси азота в видимой области, излучения атомар¬
ного кислорода в области 63 мкм, 6300 и 5577 А, а также за счет
теплопроводности, обеспечивающей отток тепла из более теплых
высоких областей вниз, прибл. к уровню 80 км. Во время полярных
сияний эмиссионное излучение резко возрастает и появляется много
раз л. эмиссий в видимой и ультрафиолетовой областях спектра.
При вторжении электронов с энергией в неск. десятков кэв возникает
также рентгеновское излучение.
ВЕРХНЯЯ АТМОСФЕРА 65
Энергия, выделяющаяся при воссоединении (рекомбинации)
атомов в молекулы, а также ионов и электронов в нейтральные
частицы, переходит частично в эмиссионное излучение, а частично —
в тепло. Эти процессы происходят значительно позже первичных
процессов диссоциации и ионизации, поэтому разогревание атмо¬
сферы неск. запаздывает относительно этих первичных процессов.
Все это еще более усложняется циркуляцией в вертикальных и в осо¬
бенности горизонт, направлениях, кинетич. энергия циркуляции
также переходит в тепловую с запаздыванием. В результате цирку¬
ляции вновь образующиеся атомы, ионы и электроны уносятся из
места их образования, поэтому отток тепла может не только запазды¬
вать относительно поглощения активного агента, но может даже
сказываться в др. областях, в т. ч. более протяженных; охлаждение
атмосферы после дневного разогрева продолжается в ночное время.
С проблемой теплового баланса связаны также малоизученные
вопросы диссипации земной атмосферы и аккреции ею внеземного
вещества. Диссипация действует как охлаждающий фактор; наиболее
легко улетучиваются из атмосферы легкие атомы водорода и гелия.
Диссииация ионов и электронов затрудняется из-за геомагнитного
поля, в к-ром эти частицы могут перемещаться только около его
силовых линий. Диссипация ионов и электронов, как и их проник¬
новение в атмосферу, может осуществляться только в полярных
областях. Есть основания полагать, что во время полярных сияний
поток протонов, вторгающихся в В. а. над высокоширотными обла¬
стями, может достигать 1010 см^-сек"1. Несмотря на то, что в призем¬
ных слоях содержится много водорода в водяном паре, его относит,
концентрация на высотах более 100 км на много порядков меньше.
Это свидетельствует о преобладании процесса диссипации водорода
над его аккрецией.
В В. а. задерживается большое количество вещества микроме¬
теоров (ок. 104 т в сутки над всей поверхностью Земли). В резуль¬
тате там создается значит, запас легкоионизирующихся металлич.
атомов. Иногда проникновение микрометеоритной пыли в холодные
области на высоте ок. 80 км сопровождается появлением прозрач¬
ных, т. н. серебристых облаков, замечаемых в сумеречное время;
такие облака появляются при оледенении микрометеорной пыли.
Циркуляция верхней ионизированной и, следовательно, обла¬
дающей хорошей электропроводностью атмосферы в геомагнитном
поле сопровождается генерацией эдс. При скоростях ветра, дохо¬
дящих до неск. сотен м/сек, возникают эдс, достигающие 10-4 в-смг1.
Это приводит к появлению в В. а. систем электрич. токов и связан¬
ных с ними магнитных полей. Наиболее регулярными являются
системы токов, вызываемые циркуляцией, связанной с приливами;
эти токи локализуются гл. обр. в области, имеющей наибольшую
электропроводность на высоте ок. 100 км. Электрич. поля в В. а.
сопровождаются существ, перераспределением ионизации; они вы¬
зывают направленный дрейф ионов. Значит, эффект получается
в случае долгоживущих металлич. ионов. Иногда такие ионы, кон¬
центрируются в очень тонкие спорадич. слои в области высот 90—
130 км. Вследствие преобладания электропроводимости вдоль гео¬
магнитных силовых линий, электрич. поля из нижних слоев атмо¬
сферы передаются вверх в магнитосферу и оказывают существ,
воздействие на движение в ней заряженных частиц. Ветровые
движения практически прекращаются на высотах больше 200—
66 ВЕРХНЯЯ АТМОСФЕРА
300 км, где частицы начинают удерживаться около геомагнитных
силовых линий. Дополнит, электрич. поля в В. а. создаются также
на границах локальных областей ионизации из-за преобладания
скоростей у электронов по сравнению с тяжелыми ионами. На этих
границах возникают небольшие электрич. поля, препятствующие
убеганию из них электронов. Диффузия очагов ионизации при нали¬
чии указанных выше полей наз. амбиполярной диффузией.
Атомы и ионы чрезвычайно активны в химич. отношении. Они
легко вступают в реакции с др. нейтральными частицами; химич.
активность усиливается в В. а. благодаря присутствию в ней осо¬
бенно активных колебательно возбужденных молекул. В результате
имеет место цепь сложных химич. превращений, при этом возникает
эмиссионное излучение. Присутствие в В. а. промежуточных про¬
дуктов иногда легко обнаруживается по их сумеречной флуоресцен¬
ции. Так, напр., обнаружены атомы натрия, кальция, лития, орто¬
гелия, ионизированные молекулы азота. В В. а. образуются моле¬
кулы окиси азота и ее ионы, а также отрицат. ионы, в особенности
ночью, когда разрушающее их световое излучение незначительно.
Наиболее эффективна диссоциация молекулярного кислорода; атомы
кислорода легко присоединяются к молекулам кислорода, в резуль¬
тате чего образуются трехатомные молекулы озона. Наибольшая
концентрация озона приходится на высоты ок. 30 км. Озон интен¬
сивно поглощает солнечное ультрафиолетовое излучение короче
3000 А, кроме того, в озонном слое поглощается нек-рая доля ИК
излучения Земли, в результате чего на высоте ок. 50 км имеет место
температурный максимум.
Концентрация ионов и электронов в В. а. зависит не только
от скорости новообразования, но и от времени существования
ионов и электронов до их рекомбинации в нейтральные частицы.
Электроны очень медленно рекомбинируют с атомарными ионами
и очень быстро — с молекулярными. Ионы атомарного кислорода
и азота легко вступают в реакции с молекулами азота и кислорода г
в результате к-рых образуются молекулярные ионы. Поэтому,
в присутствии большого количества нейтральных молекул, реком¬
бинация ионов и электронов протекает очень быстро. Хотя качест¬
венно процесс рекомбинации достаточно ясен, его количеств, трак¬
товка все еще значительно затруднена из-за большой изменчивости
коэфф. эффективности реакций, обеспечивающих рекомбинацию.
Скорость этих процессов ускоряется при колебат. возбуждении моле¬
кул, быстрые электроны возбуждают колебат. состояния у молеку¬
лярного азота; недавно обнаружено, что в результате этого с повы¬
шением электронной темп-ры концентрация электронов умень¬
шается. Стабильность металлич. ионов объясняется тем, что они
плохо реагируют с нейтральными молекулами атмосферы и не уча¬
ствуют в образовании легко рекомбинирующих молекулярных ионов.
Характеристика областей В. а. Вследствие ин¬
тенсивной циркуляции в В. а. ее относит, атомарный состав остается
прибл. постоянным до высот 100—150 км, однако относит, молеку¬
лярное строение даже ниже этих высот не является неизменным.
В области от 20 до 80 км содержится озон, выше 100 км начи¬
нается диссоциация молекулярного кислорода, а выше 200 км —
диссоциация молекулярного азота. На высотах более 150—200 км
циркуляция атмосферы оказывается недостаточной для пост, рав¬
номерного перемешивания, поэтому выше этих уровней начинают
ВЕРХНЯЯ АТМОСФЕРА 67
преобладать более легкие частицы. На высотах 150—180 км доми¬
нирует атомарный кислород, затем начинается зона преобладания
легких атомов гелия и в особенности водорода. Детальная картина
состава В. а. существенно меняется в зависимости от времени
суток, сезона, география, широты, солнечной активности и геомаг¬
нитных возмущений.
От состава В. а. зависит и темп-pa ее нейтральных частиц.
В В. а. наблюдаются 2 температурных минимума, прибл. 220° и
180° К на высотах соответственно ок. 15 и 80 км. На высоте ок.
50 км имеется температурный максимум, соответствующий прибл.
270° К. Выше темп-pa возрастает обычно до значений ок. 1000°—
1500° К на высотах 200—400 км, а дальше она практически остается
постоянной. На больших высотах колебания темп-ры более значи¬
тельны. В дневное время на экваториальных и ср. широтах темп-ра
В. а. имеет макс, значение в освещенной области, однако ночью
темп-ра над полярными областями больше, особенно во время поляр¬
ных сияний и геомагнитных возмущений. Плотность В. а. также
Существенно меняется в зависимости от тех же условий:
Высота (км)
0
100
200
300
т
600
800
Плотность (г/см3)
1,3 • 10-»
5 * 10—10
3.10-*»
2-10-*»
3-10-**
ю-*«
10-»»
На расстоянии неск. земных радиусов плотность нейтральных
частиц падает до значений, меньших 10~24 г/сле3. Выше 150 км,
чем больше высота, тем больше вариации плотности; ниже 150 км
они менее значительны и имеют обратное направление. Плотность
В. а. выше 150—200 км существенно увеличивается с усилением
Солнечной активности и геомагнитной возмущенности, обнаружи¬
ваются ее небольшие колебания и с 27-дневным периодом враще¬
ния Солнца. Плотность В. а. выше 150—200 км значительно больше
днем, чем ночью, заметны небольшие вариации ее в течение года.
Осн. вариации плотности В. а. обязаны вариациям интенсивности
Солнечного излучения короче 1200 А. Однако плотность В. а. на
больших высотах резко возрастает во время полярных сияний и
геомагнитных возмущений. Это происходит из-за разогревания В. а.
магнитогидродинамич. волнами и вторгающимися быстрыми заря¬
женными частицами.
Для описания давления в В. а. удобнее всего пользоваться
понятием «высота однородной атмосферы» (см. также Шкала вы¬
сот), под к-рым подразумевается высота столба атмосферы с равно¬
мерной плотностью, равной плотности реальной атмосферы на дан¬
ном уровне; когда вес этого столба равен весу столба реальной
атмосферы над этим уровнем, давление равно произведению плот¬
ности на высоту однородной атмосферы на данном уровне. Высота
однородной атмосферы увеличивается со значений 10 км прибл.
на 100-к.и уровне до значений 60 км на 300-кле уровне и до еще боль¬
ших значений на больших высотах. Область В. а. со значит, иони¬
зацией, к-рая определяет условия распространения радиоволн,
принято наз. ионосферой. Ионосфера ниже 100 км обычно наз.
областью D; осн. ионизация в этой области в обычных условиях
создается рентгеновским излучением Солнца и практически су¬
ществует только в дневное время. На высоких широтах ее дополнит.
в8 ВЕРХНЯЯ АТМОСФЕРА
источником являются энергичные электроны и протоны. В обычных
дневных условиях концентрация электронов достигает 104 см~3т
ночью она значительно уменьшается, но во время проникновения
энергичных электронов и протонов становится более 104 см~3.
Осн. ионы в этой области — молекулярные ионы, в т. ч. и такие
сложные, как Н30+ и Н502+; время сохранения ионизации меньше
100 сек. В области Z), в к-рой электроны испытывают очень большое
число соударений с окружающими частицами атмосферы, происхо¬
дит интенсивное поглощение радиоволн
Ионосфера на высотах 100—150 км наз. областью Е\ в ней в обыч¬
ное дневное время концентрация электронов достигает значений
2*105 смг3, ночью она падает до значений ок. 104 смг3. При поляр¬
ных сияниях в любое время суток ионизация резко возрастает и
становится крайне неравномерной. В течение дня и во время поляр¬
ных сияний осн. ионы в этой области — молекулярные. Дневная
ионизация частично обязана излучению Солнца короче 1200 А,
частично собств. рентгеновскому излучению ионосферы. Однако
в обычных новых условиях важным компонентом являются метал-
лич. атомарные ионы. Ср. время существования молекулярных ионов
меньше 1000 сек. Металлич. атомарные ионы значительно долговеч¬
нее, как указывалось выше, они иногда концентрируются в очень
узкие спорадич. слои (Es). Область ионосферы выше 150 км занята
слоями F2 и F,, образующимися вследствие поглощения излучения
Солнца короче 500 А. Осн. максимум ионизации F2 расположен на
высотах ок. 300 км, в обычных дневных условиях концентрация
электронов достигает здесь значений 2*10® слг3, ночью она на поря¬
док величины меньше. С высотой возрастает содержание долгожи¬
вущих ионов атомарного кислорода, ср. время их существования
может достигать одних суток и более. Ночная ионизация в основном
является остатком дневной. Дополнит, ионизация создается прито¬
ком из освещенных областей посторонних ионов и электронов в ре¬
зультате циркуляции В. а. Во время геомагнитных возмущений и
полярных сияний плотность электронов в области F2 над средними
и особенно высокими широтами уменьшается, а над экваториаль¬
ными — неск. увеличивается. Это объясняется изменениями элект¬
ронной темп-ры и гл. обр. содержания молекул, к-рые вызываются
усилением в это время циркуляции В. а. В дневное время иногда
появляется небольшой дополнит, максимум ионизации ниже обла¬
сти F2 на высотах 150—200 км, именуемый областью Ее харак¬
теристики — средние между Е и F2. Слои F2 и Fx хорошо отражают
электромагнитные волны радиовещат. диапазона, что обеспечивает
их распространение на большие расстояния.
Ионизация В. а. имеет неоднородную структуру, что оказывает
влияние на поглощение и рассеяние радиоволн. Обычно размер
неоднородностей превышает десятки километров. От нижней гра¬
ницы экзосферы начинается область атмосферы, где соударения
между ее частицами практически не имеют существ, значения.
В этой области движение частиц в основном контролируется гео¬
магнитным полем, и заряженные частицы совершают в ней 3 вида
движений: вращательное вокруг геомагнитных силовых линий,
колебательное вдоль них и вращательное дрейфовое вокруг Земли.
Чем больше энергия частиц и удаленность их от Земли, тем быстрее
они дрейфуют вокруг Земли. При колебаниях заряженных частиц
угол между их скоростью и геомагнитной силовой линией увеличи¬
ВЕРХНЯЯ АТМОСФЕРА 6 В
вается по мере вхождения в более сильное геомагнитное поле и
наоборот. В т. н. зеркальных точках этот угол становится равным
90°, и заряженные частицы изменяют направление своего движения
(т. е. отражаются). Такое движение заряженных частиц в магнито¬
сфере нарушается их редкими столкновениями вблизи зеркальных
точек с частицами земной атмосферы, неоднородностями и вариа¬
циями геомагнитного поля, а также электрич. полями, проникаю¬
щими в магнитосферу из ионосферы и межпланетного пространства.
Небольшие электрич. поля могут оказывать заметное влияние на
движение заряженных частиц с малой энергией; при соответств.
конфигурациях электрич. полей становится возможным дрейф
частиц в радиальных направлениях — внутрь и наружу.
Магнитосфера наполнена разнообразными частицами с весьма
широким диапазоном энергий. Концентрация тепловых протонов
и электронов уменьшается, начиная со значений 104—105 смга
на нижней границе экзосферы; их концентрация на границе
магнитосферы еще окончательно не установлена, раз л. источ¬
ники указывают значения от 1 до неск. сотен в 1 см3. Энергия
таких протонов и электронов, называемых тепловой плазмой,,
неск. возрастает от границы экзосферы до внешней границы маг¬
нитосферы; распределение тепловой плазмы вокруг Земли нерав¬
номерно.
В магнитосфере содержатся также протоны и электроны более
высоких энергий; каждый вид таких частиц имеет свое характерное-
распределение в пространстве на разл. расстояниях от Земли, они
имеют повышенную интенсивность в экваториальной плоскости.
Такие частицы довольно длит, время совершают стабильный дрейф
вокруг Земли и образуют радиационный пояс. Протоны с энергией
10—100 Мэе и электроны с энергией больше 40 кэв образуют макси¬
мум интенсивности на расстоянии 1,5 радиусов Земли от ее центра;
их потоки в экваториальной плоскости оцениваются прибл. в 10*
и 109 частиц см~2-сек~1 соответственно. На расстоянии 2—5 земных
радиусов концентрируются протоны с энергией в неск. сотен кэвг
их поток в экваториальной плоскости достигает 109 см~2-сек~х. Кон¬
центрация электронов с энергией больше 40 кэв на расстояниях
4—5 земных радиусов весьма непостоянна и в экваториальной пло¬
скости может быть охарактеризована потоками порядка 107—
109 смг2 сект1. Все указанные частицы радиац. пояса совершают*
дрейф вокруг Земли за неск. часов.
За время геомагнитных возмущений и полярных сияний в ниж¬
ние слои В. а. через магнитосферу проникают весьма интенсивные
потоки электронов с энергией в неск. кэв и частично десятков кэв,
а также протонов с энергией в неск. сотен эв и неск. кэв. Иногда
они вторгаются раздельно, и области вторжения имеют дискретную
структуру. Особенно большие плотности потоков наблюдаются
в случае электронов с энергией в неск. кэв\ во время таких вторже¬
ний наблюдаются резкие колебания интенсивности геомагнитного
поля и систем дополнит, токов в ионосфере. Эти частицы отличаются
от частиц обычного радиац. пояса. Энергия, выделяемая В. а. во
время полярных сияний и геомагнитных возмущений, превышает
энергию, содержащуюся в обычном радиац. поясе. Частицы внутр.
радиац. пояса могут быть отчасти продуктами распада нейтронов,
образующихся в нижней атмосфере при облучении ее космич. лу¬
чами. Однако полная физич. картина происхождения частиц радиац..
70 ВЕСТИБУЛОМЕТРИЯ
пояса и полярных сияний, а также вариаций их расположения и
интенсивности окончательно не установлена. Наиболее вероятным
представляется их проникновение в магнитосферу и ионосферу из
межпланетного пространства.
Как известно, из Солнца постоянно извергаются потоки рас¬
каленного ионизированного газа, образующие солнечный ветер.
Зарегистрированы скорости солнечного ветра от неск. сотен км-сект1
до тысячи км-сект1 при ср. плотности заряженных частиц около
неск. единиц в 1 см3. Однако в наст, время имеются нек-рые про¬
тиворечивые эксперимент, данные. При приближении к Земле
примерно на расстоянии 12—14 земных радиусов солнечный ветер
создает ударную волну, в к-рой происходит перераспределение
энергии между разл. видами частиц, затем частицы обтекают гео¬
магнитное поле, образуя в противосолнечной стороне плазменный
хвост. Обтекание геомагнитного поля сопровождается его значит,
деформациями, в особенности на внешних частях. Частицы
радиац. поясов и солнечного ветра, достигающие ионосферы, при
этих условиях изменяют свою энергию как в сторону увеличения,
так и в сторону уменьшения.
Осн. трудность изучения процесса проникновения заряж. ча¬
стиц извне в ионосферу и магнитосферу состоит в том, что геомагнит¬
ные возмущения и полярные сияния разл. типов бывают лишь
иногда, между тем как солнечный ветер — довольно постоянный
феномен. Можно только предполагать наличие нек-рых причин
такого несоответствия: спорадич. появление в солнечном ветре спец,
структур собств. магнитных полей, изменение в солнечном ветре
относит, состава ионов водорода и гелия (недавно энергичные ионы
гелия обнаружены и в радиац. поясах), образование систем электрич.
полей в ионосфере, благоприятствующих проникновению внешних
заряж. частиц, а также нек-рые вариации плотности и энергии ча¬
стиц солнечного ветра.
ВЕСТИБУЛОМЕТРИЯ — комплекс методич. приемов исследо¬
вания функции вестибулярного анализатора. Сущность В. заклю¬
чается в оценке реакций, возникающих в ответ на раздражение ре¬
цепторов вестибулярного анализатора (см. Вестибулярные раздра¬
жители). В клинич. практике чаще пользуются качеств, анали¬
зом вестибулярных реакций (наличие и характер реакции), но за
последние десятилетия разработаны методы, позволяющие давать
их количеств, оценку. С этой целью применяются раздражения угло¬
выми ускорениями, полученными с помощью электровращающихся
установок, и электрич. стимуляция лабиринта — способы, позво¬
ляющие строго дозировать величину и продолжительность действия
вестибулярных раздражителей. Объективная регистрация вести¬
булярных реакций, поддающихся количеств, анализу, дает возмож¬
ность при этих способах раздражения определять пороги чувстви¬
тельности и реактивность вестибулярного анализатора в ответ на
возрастающие вестибулярные стимулы. В качестве таких реакций
обычно используются кажущиеся ощущения противовращения
(иллюзии) и вестибуло-соматические рефлексы (глазодвигат. реак¬
ции и перераспределение мышечного тонуса). Динамическая В.
применяется с целью определения изменений функционального со¬
стояния вестибулярного анализатора под влиянием патологических
процессов или действия различных факторов внешней среды. В. слу¬
жит также для оценки эффекта вестибулярной тренировки.
ВЕТРЫ 71
ВЕСТИБУЛЯРНАЯ ТРЕНИРОВКА — комплекс мероприятий,
повышающих устойчивость организма к воздействиям вестибуляр¬
ных раздражителей. В. т. включает физич. упражнения (активная
тренировка), обязательная составная часть к-рых — движения,
вызывающие раздражение вестибулярного рецептора (наклоны,
повороты, прыжки, упражнения на снарядах — батуте, перекла¬
дине и т. п.), а также повторные воздействия на организм (пассив¬
ная тренировка) угловых и прямолинейных ускорений с помощью
вращающихся установок, четырехштанговых качалей и др. Особый
раздел В. т. — тренировка на Л А. В результате В. т. повышается
способность удерживать равновесие и ориентироваться в простран¬
стве и вместе с тем подавляются неблагоприятные вестибуло-веге-
тативные реакции.
ВЕСТИБУЛЯРНЫЕ РАЗДРАЖИТЕЛИ — внешние воздействия,
под влиянием к-рых наступает ответная реакция возбуждения ве¬
стибулярного анализатора: изменение скорости при движениях,
величины и направления силы тяжести. Это так называемые адек¬
ватные В. р., восприятие к-рых обусловлено строением и функцией
вестибулярного анализатора. Кроме того, вестибулярные реакции
можно получить в ответ на термическую и электрическую стиму¬
ляцию лабиринта и вестибулярного нерва (калорич. и гальванич.
проба); это т. н. неадекватные В. р. Использование дозированных
В. р. позволяет оценивать чувствительность и реактивность вести¬
булярного анализатора (сц, Вестибулометрия).
ВЕТРОВОЕ КРЕПЛЕНИЕ — устройства и приспособления, обес¬
печивающие в период предстартовой подготовки надежное удержа¬
ние PH на пусковой системе космодрома при воздействии на PH
макс, рабочего ветра (ветра, при к-ром еще возможен пуск). Особо
нуждаются в В. к. незаправленные PH, установленные на пуско¬
вую систему. Конструктивно В. к. оформляются в виде ветровых
захватов, стяжек и т. п. В. к. ставятся после установки PH на
пусковую систему и снимаются (отводятся) перед пуском, они при¬
водятся в действие с помощью устройств, управляемых дистан¬
ционно или вручную. Часто ветровые и штормовые крепления PH
выполняются в единой конструкции.
ВЕТРЫ в верхней атмосфере — регулярно сущест¬
вующее движение воздуха, имеющее разл. характер на разных
высотах. Крупномасштабное ср. движение масс воздуха наз.
циркуляцией; осн. циркуляция атмосферы на высотах от
30 км до мезопаузы (примерно 85 км) происходит вдоль широты,
причем в среднем В. направлены летом на запад, а зимой — на
восток, с несколько большей скоростью. Переход от одного типа
циркуляции к др. происходит сравнительно быстро. Макс, скорости
наблюдаются в области мезопика на ср. широтах и достигают 60—
90 м/сек на высотах 80—100 км.
Изучаются В. при помощи измерений падения сфер, скорости
распространения звука, дрейфа метеорных следов, пространственно-
временных вариаций интенсивностей эмиссий, распылений искусств,
светящихся облаков натрия и т. п., а также по наблюдениям сереб¬
ристых облаков. По данным исследований дрейфа следов метеоров,
преобладают В. со скоростями 15 м/сек, летом — с северо-запада,
зимой — с запада, а весной и осенью преобладают слабые воет.
В. Возможно, что в Юж. полушарии ср. картина В. отличается от
описанной. Кроме того, существуют регулярные суточнтле вариации
72 ВЕТРЫ
направления и скорости В. Мгновенная картина В., полученная
по измерениям движения облаков паров натрия, выпущенных
ракет, показывает, что часто существуют движения с весьма разл.
направлениями и величинами скоростей от 5 до 200 м/сек. Верти¬
кальные движения имеют гораздо меньшие скорости, порядка
1 — 10 см /сек. Эти данные, однако, могут быть искажены влиянием
ударной волны от движущейся ракеты и химич. реакциями испарен¬
ных веществ с атмосферными компонентами. Особенно резки коле¬
бания в области высот 100—110 км, где движение нейтральных
частиц увлекает за собой и ионы (но не действует заметно на элек¬
троны). В этой т. н. динамо-области движение нейтральных частиц
может вызывать ср. движение ионов относительно электронов,
т. е. электрич. ток, что, в свою очередь, приводит к появлению
вариаций геомагнитного поля. Появление электрич. полей в верх¬
ней атмосфере в результате ветровых движений нейтральных частиц
должно приводить и к др. интересным следствиям — к изменениям
траекторий частиц поясов радиации, возникновению возмущений
в ионосфере и даже к образованию узких спорадич. слоев ионосферы.
На больших высотах, особенно в термопаузе, преобладающую роль
играет отток нейтральных частиц из дневной области повышенной
темп-ры и плотности к охлажденной ночной области. Однако,
вследствие уменьшения концентрации гелия и особенно водорода
на дневной стороне из-за увеличения диссипации, горизонтальные
потоки этих газов, обтекающих Землю, направлены с ночной сто¬
роны на дневную. На больших высотах ионы уже почти не увле¬
каются при соударениях с нейтральными частицами, т. к. удер¬
живаются магнитным полем, но они оказывают весьма заметное
тормозящее действие на движение нейтральных частиц. Поэтому
скорость В. должна уменьшаться там, где концентрация ионов
в ионосфере увеличена. Асимметрия областей наибольшего разо¬
грева и охлаждения относительно полуденного меридиана и анома¬
лии в структуре ионосферы в результате должны давать весьма
сложную картину В. на высотах термопаузы со скоростями 30—
150 м/сек. Дополнит, локальные системы В. могут возникать и
вследствие разогрева во время полярных сияний. Ветровой перенос
частиц верхней атмосферы должен приводить к выравниванию дав¬
ления, к перемешиванию компонентов атмосферы, а также и к вы¬
равниванию ее состава по высоте.
ВЕТРЫ в ионосфере — регулярно существующие в ионо¬
сфере движения глобального характера нейтральных масс атмо¬
сферы (В.) и ее ионизиров. части (дрейфы). Горизонт, скорости В.
я дрейфов колеблются примерно от 5 м/сек до 300—400 м/сек и зави-
. сят от магнитной активности времени суток и геомагнитной широты,
при этом направление и значение скорости дрейфа ионизиров.
частиц из-за влияния, в частности, пост, магнитного поля Земли
может отличаться от движения нейтральной компоненты. В ниж¬
ней части ионосферы (на высотах 70—100 кж, т. н. метеорная зона)
и в области Е (т. н. динамо-область) до высот примерно 150 км иони¬
зиров. компонента увлекается нейтральной. На этих высотах ско¬
рости В. составляют 60—80 м/сек и имеют преобладающую полу¬
суточную компоненту движения. В области F скорость дрейфа
порядка 80—100 м/сек, при этом на ср. широтах дрейф направлен
лреим. на восток и к полюсам, ночью — на запад и к экватору, а
ш приэкваториальной зоне (южнее 35° геомагнитной широты) —
ВЛАГООТДЕЛИТЕЛЬ 73Г
в противоположную сторону. В вертик. направлении (т. е. по вы¬
соте) скорость В. и дрейфа много меньше горизонт, скорости,
она имеет величину порядка 5—15 м/сек и четко выраженную
суточную зависимость. Наличие системы В. и дрейфов вызывает
систематич. изменения магнитного поля Земли и влияет на вы¬
сотное и широтное распределение электронной концентрации в
ионосфере.
ВЕТЧИНКИН, Владимир Петрович (1888—1950) — сов. аэроди¬
намик. В 1915 окончил Московское высшее технич. училище. Пре¬
подавал там же, а также в Воеино-воздушной инженерной акаде¬
мии и Московском авиационном ин-те (с 1928 — проф.). С 1918
работал в Центр, аэрогидродинамич. ин-те. Разрабатывал проблемы
динамики ракетного полета. Его именем назван кратер на обратной
стороны Луны.
ВИБРАЦИЯ — 1) В. КЛА — колебат. движения отдельных
элементов конструкции КЛА или его PH. Осн. источники В. —
работающие РД. В. отдельных элементов могут возникать также
вследствие пульсации компонентов топлива в трубопроводах и др.
причин. Частоты В. составляют от неск. единиц до тыс. гц. Обычно
характеризуется частотой и величиной перегрузки.
2) В. РД — механич. колебания РД, всегда сопровождающие
его работу. Вызываются вибрац. горением и др. причинами. Разви¬
тая В. РД может привести к его разрушению (см. Автоколебания,
Вынужденные колебания). Исключение В. недопустимо большой
интенсивности — одна из сложнейших задач создания РД.
3) В. живого организма в полете — сложные
колебат. движения, чаще всего имеющие одновременно различные
направления и параметры, характеризуются частотой, амплитудой
и т. н. виброускорением, т. е. изменением скорости в единицу вре¬
мени (м/сек2), либо виброперегрузкой, выражаемой в единицах,
кратных ускорению свободного падения g (см. Ускорение). При
воздействии на человека В. вызывает специфич. ощущение сотря¬
сения (паллэстезию). Различают общую В., когда в колебат. процесс
вовлечен весь организм, и локальную, воздействующую на отдель¬
ные участки организма. Общая В. возникает на активном участке
космич. полета, когда колебания КЛА передаются космонавтам во
время работы РД, либо при аэродинамич. воздействиях на КЛА,
во время прохождения им плотных слоев атмосферы. В., действую¬
щие на организм в космич. полете, по своим параметрам принадле¬
жат к переносимым человеком: величина виброперегрузки при этом
не превышает обычно 0,1 g, лишь в редких случаях достигая 1 g.
Неприятные ощущения, обусловленные В., снижаются при при¬
менении демпфирующих устройств. При отборе космонавтов необ¬
ходимо учитывать индивидуальную реакцию на В.
ВИЗИРЫ — оптич. (а также телевизионные, инфракрасные и др,)
приборы, с помощью к-рых комонавт контролирует угловое поло¬
жение КК относительно выбранных опорных ориентиров в процессе
ручной ориентации. Напр., оптический В. кораблей-спутников «Во¬
сток» и «Восход» позволял контролировать положение КК относи¬
тельно Земли и выполнять вручную их трехосную орбитальную
ориентацию.
ВЛАГООТДЕЛИТЕЛЬ (сепаратор влаги) — механич.
устройство для отделения (сепарации) и сбора конденсата влаги
из воздуха кабины после его охлаждения в теплообменнике системы
74 ВЛАЖНОСТЬ ВОЗДУХА
терморегулирования КК. Влагоотделитель К К «Меркурий» пред¬
ставляет собой полимерную губку с периодич. автоматич. отжимом.
На космическом корабле «Аполлон» установлен центробежный В.
ВЛАЖНОСТЬ ВОЗДУХА — содержание водяных паров в воз¬
духе, напр. в герметич. кабине. В. в. в сочетании с темп-рой воз¬
действует на организм человека, а также на работу оборудования
КК. В. в. может оцениваться упругостью (парциальным давлением)
водяных паров в воздухе, абс. влажностью (количеством пара в
г/м3 воздуха), относит, влажностью (отношением абсолютной В. в.
к максимально возможной при данной темп-ре), точкой росы и др.
Источниками увеличения В. в. могут быть нек-рые звенья СЖО
(регенерация воздуха, биологич. звенья и др.). При использовании
гидроокиси лития для удаления углекислоты образуется вода, при
электролитич. разложении воды в атмосферу кабины вместе с кисло¬
родом поступают водяные пары. В кабинах КК относит. В. в. должна
поддерживаться в пределах 30—70% при темп-ре окружающего
воздуха + 20° ±10%.
ВНЕГАЛАКТИЧЕСКАЯ АСТРОНОМИЯ — раздел астрономии,
в к-ром изучаются пространство и небесные тела, находящиеся
вне нашей Галактики, — звездные системы, наз. галактиками.
Галактики (Г.) вращаются вокруг своих осей с периодами в сотни
млн. лет и больше; чем быстрее их вращение, тем больше они сплюс¬
нуты и тем больше их звезды концентрируются к плоскости враще¬
ния. Кроме того, звезды концентрируются и к центру Г. Ближай¬
шие к нам Г. видны невооруженным глазом в виде слабых туман¬
ных пятен: Магеллановы Облака в Юж. полушарии и Большая ту¬
манность в созвездии Андромеды в Сев. полушарии неба. Фотогра¬
фия Г. передает сложную структуру — они в основном состоят из
звезд. При помощи больших телескопов можно насчитать миллиарды
Г. Осн. формы Г. — спиральная (в виде плоских ветвей, спирально
закручивающихся вокруг ядра) и эллиптическая (звезды, сгущаясь
к центру, заполняют объем пространства в форме эллипсоида вра¬
щения). Изредка встречаются хаотические неправильные Г., напр.
Магеллановы Облака. Известно также неск. тыс. скоплений, или
облаков Г., из к-рых ближайшее к нам находится в скоплении
Девы (есть основание считать, что оно служит ядром сплющенной
системы, состоящей из многих тыс. Г., в число к-рых входит и наша
Галактика). Эллиптич. Г. состоят только из звезд, а спиральные и
неправильные содержат еще и диффузную материю (слой, состоящий
из облаков космич. пыли, нейтрального и ионизированного газа),
к-рая составляет неск. % от общей массы. Все спиральные Г. содер¬
жат горячий ионизированный водород, к-рый светится и излучает
энергию (тепловое радиоизлучение). Кроме того, нек-рые Г., обла¬
дающие магнитным полем и огромным количеством протонов и элект¬
ронов (движущихся со скоростями, близкими к скорости света),
испускают мощное излучение в радиодиапазоне; они наз. радио¬
галактиками. В 1960-х гг. обнаружены др., столь же мощные
источники радиоизлучения, т. н. квазары. Они в десятки раз пре¬
восходят радиогалактики, однако на вид неотличимы от обычных
звезд, расстояния до них достигают неск. млрд, световых лет. Радио¬
галактики могут быть использованы в космонавтике в качестве не¬
бесных радиомаяков.
ВНЕЗЕМНЫЕ ЦИВИЛИЗАЦИИ (иноп л анетные) - об¬
щества разумный существ на др. планетах. В Солнечной системе
ВОДНЫЕ ПУТИ 75
В. ц., вероятно, не существуют; пока остается открытым вопрос
о существовании В. ц. на Марсе в прошлом. Вероятность сущест¬
вования В. ц. на планетных системах др. звезд пока не может быть
оценена сколько-нибудь достоверно. В 17—19 вв. существовало
убеждение в обитаемости чуть ли не каждой планеты и даже Солнца
и звезд. В наст, время верхний предел вероятности существования
В. ц. для отдельной звезды оценивается величиной порядка одной
миллионной или существенно меньшей. Отсутствие разумных сигна¬
лов в быстро увеличивающемся объеме информации, накапливае¬
мой совр. астрономией, приводит все большее число исследователей
к убеждению в чрезвычайной редкости В. ц. (не более неск. В. ц.
на Галактику, т. е. 1011 звезд). Научный анализ проблемы В. ц.
сосредоточен на определении вероятности образования планетной
системы (с планетами, подходящими по условиям для развития
жизни) у звезд разных типов, возможности возникновения жизни
на планете и эволюции ее до появления разумных существ. Труд¬
ностью этих исследований является единственность известного
примера планетной системы и жизни. Наиболее спорен вопрос
о длительности существования достаточно развитой цивилизации
(т. н. технологии, эры). В частности, этим определяются энерге-
тич. ресурсы В. ц. и, в конечном счете, возможность ее обна¬
ружения.
ВОДНЫЕ ПУТИ -- используются для доставки на космодром
ступеней особо мощных PH. Накладывают наименьшие, по срав¬
нению с транспортировкой грузов по железным и шоссейным доро¬
гам и по воздуху, ограничения на габариты и вес транспортируемых
Транспортировка ступени ракеты на барже по каналу (США)
76 ВОДОО БЕСИЕЧЕНШ:
ракет. По В. п. перевозят ступени ракет весом свыше 150 т, диамет¬
ром корпуса более 10 м и длиной свыше 50 м. Недостаток транспор¬
тировки по В. п. — значит, длительность.
ВОДООБЕСПЕЧЕНИЕ. При кратковрем. полетах В. основы¬
вается на запасах воды, при длит, полетах — на получении воды
путем регенерации из влагосодержащих отходов жизнедеятель¬
ности человека и биокомплекса. Создание на борту К К системы
регенерации целесообразно уже при 15—20-дневных полетах. Ис¬
точники получения воды — моча, конденсат атмосферной влаги,
транспирационная и сан.-бытовая вода. Вода может регенери¬
роваться с помощью физико-химич. и биологич. методов или их
сочетания.
ВОДООБМЫВЩИК — передвижной, самоходный или букси¬
руемый агрегат, с помощью к-рого производятся обмывочные опе¬
рации на космодроме. Состоит из емкости с теплоизоляцией, уст¬
ройства для подогрева воды, насосной установки с запорной и кон¬
трольной арматурой, шлангов и пожарных стволов, топливного
бака и автошасси. В емкость с водой могут добавляться нейтрализую¬
щие компоненты, напр. сода, в этом случае В. часто наз. нейтра-
лизац. машиной.
ВОДОРОД ЖИДКИЙ Н2 — криогенное горючее для ЖРД. Про¬
зрачная бесцветная, самая низкокипящая (кроме гелия) и самая
легкая жидкость, плотность 0,071 г/см3 (—253°), t° нл — 259,2°,
t° кип —252,8°. Не токсичен, пожароопасен — смесь водорода и
воздуха взрывается. Коррозионно пассивен, конструкционные
материалы при совмещении с В. ж. должны сохранять необходимые
механические свойства. В. ж., несмотря на низкую плотность, —
одно из наиболее высокоэффективных горючих для верхних сту¬
пеней ракет. Применяется в паре с жидким кислородом, изучается
использование в паре с жидким фтором. В. ж. — наиболее эффек¬
тивное рабочее тело для разрабатываемых ЯРД. Низкая темп-ра
кипения осложняет эксплуатацию, особенно — длит, хранение.
Получается электролизом или глубоким охлаждением газовых
смесей, содержащих свободный водород. Предложен для ЖРД
К. Э. Циолковским в 1903.
ВОДОРОСЛИ ОДНОКЛЕТОЧНЫЕ — зеленые водоросли, состо¬
ящие из 1 клетки микроскопия, размеров; типичный представитель—
хлорелла. В. о. имеют высокий коэфф. размножения, их можно
культивировать в суспензиях высокой плотности и собирать урожай
непрерывно создаваемой биомассы. Возможна любая степень ин¬
тенсификации процесса культивирования, приводящая к созданию
компактных установок небольшого веса и с малым энергопотребле¬
нием. В составе биокомплекса КК В. о. могут использоваться для
регенерации воздуха, пройз-ва пищевой и кормовой биомассы и
утилизации нек-рой части жидких и твердых отходов жизнедея¬
тельности. См. Воспроизводство пищи.
ВОДЫ ХРАНЕНИЕ. При сравнительно непродолжительных
космич. полетах система водообеспечения основывается на запасах
воды на борту КК, поэтому необходимы надежные методы В. х.,
обеспечивающие ее химия, и органолептич. свойства. Вода, входя¬
щая в состав НАЗ, также подвергается обработке с целью сохране¬
ния ее свойств и качеств в течение длит, срока. Тара для В. х.
изготовляется из материалов, не влияющих на ее свойства, и пред¬
варительно стерилизуется. Существует неск. методов обработки
ВОЗДУШНОЕ ТЕРМОСТЛТИРОВАИИЕ 77
воды. Химические — обработка воды консервирующими сред¬
ствами. Наиболее перспективно хлорирование воды, недостатки
его — сложность автоматизации, недопустимость выделения хлора
в атмосферу кабины, нежелательность хранения на борту КК пре¬
паратов, выделяющих активный хлор. Широко применяются пре¬
параты серебра (напр., на КК «Восток» и «Восход»). Методы кон¬
сервации препаратами серебра: контакт воды с посеребренными
поверхностями (контактный метод); использование растворимых
солей серебра; электролитич. способ введения в воду ионов серебра.
Чистая природная вода с невысоким содержанием органич. веществ
и солей в таре из стекла или полиэтилена может быть сохранена
до 6 месяцев. Биологические — введение в воду антибио¬
тиков (хлормицетина, стрептомицина, аурсамицина, террамицина,
субтилпна и др.); на длит, время не могут быть рекомендованы.
Физические — облучение, воздействие ультразвуков дает
высокий бактерицидный эффект, но требует дополнит, расхода
энергии. Сюда же относится и метод замораживания воды. Послед¬
ний метод может найти широкое применение при полете ориентиро¬
ванного КК (используются низкие темп-ры на теневой его стороне).
ВОЕННЫЙ ИСЗ — ИСЗ предназначается для разведки из
космоса, поражения других ИСЗ или наземных целей и т. п.
задач. К В. ИСЗ относятся амер. ИСЗ «Дискаверер» и «Самос», снаб¬
женные фотография, и др. разведывательной аппаратурой. Данные
об их характеристиках не публикуются. Выведение с ядерными за¬
рядами на борту, использование космич. пространства в военных
целях запрещено международными соглашениями (см. Космиче¬
ское право).
ВОЗБУЖДЕНИЕ КОЛЕБАНИЙ в РД — режимы работы РД,
при к-рых возникают автоколебания. Различают жесткий и мягкий
режимы В. к. При жестком режиме автоколебания системы возни¬
кают от нач. импульса достаточно большой величины, напр. при
подаче ударной волны в камеру сгорания РД; при мягком — от
сколь угодно малых нач. импульсов, в частности вследствие флук¬
туаций в самой автоколебат. системе. Мягкий режим, напр., наблю¬
дается при эксперимент, определении границы устойчивости ра¬
боты РД путем медленного изменения режима его работы.
ВОЗДУХОПОДОГРЕВАТЕЛЬ — передвижной или стационарный
аппарат для подогрева воздуха и подачи его в отсеки PH и стартовой
системы космодрома с целью поддержания в них температурного
режима. Состоит из нагреват. устройства, воздуходувки, блока управ¬
ления и контроля. Нагреват. устройство выполняется в виде элект-
рич. спиралей, обтекаемых холодным воздухом, или спец, жаровни,
нагреваемой бензиновой горелкой, так что холодный воздух омывает
ее внешнюю поверхность. Макс, темп-pa подогретого воздуха 120°.
ВОЗДУШНОЕ ТЕРМОСТАТИРОВАНИЕ — поддержание под
обтекателем Щ1А заданной темп-ры, необходимой для того, чтобы,
напр., аппаратура, компоненты топлива, заправленные в баки кор¬
ректирующего и тормозного РД, и др. имели определ. темп-ру.
Обычно система В. т. работает с момента установки КЛА на пуско¬
вую систему космодрома до момента пуска; иногда она включается
с момента выхода КЛА из МИК. Обычно система В. т. — двухкон¬
турная; в 1-м контуре циркулирует промежуточный теплоноситель-
хладагент, напр. раствор хлористого кальция, охлаждаемый или
подогреваемый в теплообменнике холодильно-нагреват. машины и,
78 ВОЗДУШНОЕ ФОРСИРОВАНИЕ
в свою очередь, в спец, теплообменнике охлаждающий или нагре¬
вающий воздух, циркулирующий во 2-м, разомкнутом контуре и
используемый для В. т. К Л А, причем циркуляция воздуха во 2-м
контуре (обдув К Л А) осуществляется воздуходувками.
ВОЗДУШНОЕ ФОРСИРОВАНИЕ ракетного двигате¬
ля — повышение тяги и уд. тяги РД подсасыванием с помощью
эжектора атм. воздуха в реактивную струю для увеличения ее
массы или дожигания продуктов сгорания топлива, обогащенного
горючим. Неоднократно предлагалось, но не используется.
ВОЗДУШНО-КОСМИЧЕСКИЙ САМОЛЕТ (ВКС) — новый вид
пилотируемого РЛА с несущей поверхностью (в частности, крыла¬
того), предназначенный для полета в атмосфере и в космич. про¬
странстве, сочетающий свойства самолета и КЛА. Рассчитан на
многократное использование, должен быть способен взлетать с
аэродромов, разгоняться до орбитальной скорости, совершать полет
в космич. пространстве и возвращаться на землю с посадкой на
аэродром. Одно из осн. назначений ВКС — осуществление космич,
транспорта, в т. ч. снабжение обитаемых орбитальных станций
и смена их экипажа. За счет многоразового использования ВКС
предполагается обеспечить большую его эффективность и экономич¬
ность в сравнении с совр. PH. В США рассматривается возможность
применения ВКС для военных целей. Вероятной силовой установкой
ВКС явится сочетание ВРД — для полета в пределах атмосферы,
и ЖРД — для полета в космич. пространстве (см. Воздушно-ракет¬
ный двигатель). Изучается также возможность применения ядерных
силовых установок. Проводится исследование ряда сложных проб¬
лем, связанных с созданием ВКС, и разрабатываются отдельные
проекты ВКС (напр., «Астро» — в США, «Мустард» — в Англии)
с нач. весом до неск. сот т.
ВОЗДУШНО-РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — комбинированный
реактивный двигатель, в к-ром осуществляются циклы ВРД и РД.
Возможно использование в космонавтике для воздушно-космических
самолетов. Иногда так называют двигатель, в к-ром применяется
в качестве окислителя сжиженный в полете атм. воздух; такой ги-
потетич. двигатель предлагается для длит, полетов в верхних слоях
атмосферы (рис., с. 79).
ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ВРД) — реактивный
двигатель, использующий для сжигания горючего воздух окружаю¬
щей атмосферы. ВРД — основа реактивной авиации; в космонав¬
тике может быть использован на воздушно-космических самолетах
и др.
ВОЗМУЩАЮЩИЕ МОМЕНТЫ — моменты, нарушающие задан¬
ное угловое положение КЛА, приданное ему в процессе ориентации
или угловой стабилизации. При работе РД осн. источник В. м. —
отклонение силы тяги РД от расчетного направления; при движении
в атмосфере существенную роль играют аэродинамич. В. м. В си¬
стемах ориентации, где управляющие моменты малы, заметное
влияние могут оказывать даже весьма слабые В. м., такие, как
гравитационные моменты, моменты сил давления солнечного света,
В. м. от ударов микрометеоров, моменты взаимодействия токоне¬
сущих контуров бортовых систем с внешним магнитным полем и др.
При проектировании точных систем ориентации учитывают все ис¬
точники В. м. и принимают меры для возможно более полного их
устранения.
ВОЗМУЩЕНИЯ ПЕРВОГО ПОРЯДКА 79
Воздушно-ракетный двига¬
тель: а — схема ВРД,
в котором происходит сго¬
рание жидкого водорода
со сжиженным атм. кисло¬
родом; i — гиперзвуковой
воздухозаборник; 2 — ус¬
тановка сжижения воз¬
духа; 3 — жидкий водо¬
род; 4 — насосы; 5 —
предварит. охладитель;
6 — ожижитель (конденса¬
тор); 7 — сепаратор; 8 —
жидкий азот; 9 — обогащенный кислородом жидкий воздух; 10 — ка¬
мера; б — заправка КК сжиженным атм. кислородом с орбитального
аппарата, снабженного ВРД
ВОЗМУЩЕНИЯ ВЕКОВЫЕ — возмущения, пропорциональные
времени t (или th, где к — положит, целое число). Т. о., они неогра¬
ниченно возрастают при неогранич. возрастании времени. Поэтому
В. в. играют весьма существ, роль в эволюции орбит небесных тел.
Эффективные методы определения В. в. разработаны Гауссом и
Лагранжем.
ВОЗМУЩЕНИЯ ДОЛГОПЕРИОДИЧЕСКИЕ — периодич. воз¬
мущения, период к-рых имеет порядок 100 и более периодов обра¬
щения возмущаемого небесного тела. Амплитуды В. д. обычно во
много раз превосходят амплитуды др. периодич. возмущений. Поэ¬
тому В. д. наряду с возмущениями вековыми играют важную роль
в эволюции орбит небесных тел.
ВОЗМУЩЕНИЯ КОРОТКОПЕРИОДИЧЕСКИЕ — периодичес¬
кие возмущения, период к-рых имеет порядок одного периода обра¬
щения возмущаемого небесного тела. Амплитуды В. к. обычно
гораздо меньше амплитуд возмущений долгопериодических.
ВОЗМУЩЕНИЯ ОРБИТЫ — отклонения в движениях небес¬
ных тел (планет, спутников планет, КЛА и т. п.) от траекторий, пред-
вычисленных на основе задачи двух тел, т. е. от конических сечений.
Объясняются тем, что каждая планета притягивается не только
центральным телом — Солнцем, но также всеми др. планетами.
В. о. в движении ИСЗ вызываются несферичностью Земли, сопро¬
тивлением воздуха, притяжением Луны и Солнца и т. д. Определе¬
ние В. о. небесных тел является одной из главных задач небесной
механики. Существует большое число методов вычисления В. о. как
в координатах небесных тел, так и в элементах орбиты.
ВОЗМУЩЕНИЯ ПЕРВОГО ПОРЯДКА — возмущения, пропор¬
циональные 1-й степени массы возмущающего небесного тела,
80 ВОЗМУЩЕНИЯ СМЕШАННЫЕ
1-й степени сжатия Земли, 1-й степени плотности воздуха или
вообще 1-й степени к.-л. величины, характеризующей возмущаю¬
щую силу.
ВОЗМУЩЕНИЯ СМЕШАННЫЕ — возмущения, имеющие вид
произведений времени t (или tk, где к — положит, целое число) на
периодич. функцию времени. В. с. можно рассматривать как пе-
риодич. возмущения, амплитуда к-рых возрастает неограниченно
со временем.
ВОЗМУЩЕННОЕ ДВИЖЕНИЕ — истинное движение, совер¬
шаемое небесным телом.
ВОЛКОВ, Владислав Николаевич (р. 1935, Москва) — летчик-
космонавт СССР. Герой Советского Союза. Член КПСС с 1965.
В 1953 по окончании школы поступил в Московский авиац. ин-т,
окончив к-рый работал в конструкторском бюро. С 1966— в отряде
космонавтов. 12—17 окт. 1969 совершил полет в космос на корабле-
спутнике «Союз-7» в качестве борт-инженера, совместно с
А. В. Филипченко и В. В. Горбатко; выполнил ряд научно-технич.
экспериментов и исследований в околоземном космич. пространстве.
За 5 суток пребывания в космосе совершил суточный групповой
полет с КК «Союз-6» и 3-суточный групповой полет с КК «Союз-6»
и «Союз-8»; сделал 80 оборотов вокруг Земли.
ВОЛЫНОВ, Борис Валентинович (р. 1934, Иркутск) — летчик-
космонавт СССР, полковник. Герой Советского Союза. Член КПСС
с 1958. Окончил Волгоградское военное авиац. училище. С 1956 слу¬
жил в авиац. частях. С 1960 — в отряде космонавтов. В 1968 без
отрыва от основной работы окончил Военно-воздушную инженерную
академию (Москва). 15—18 янв. 1969 совершил полет в космос в ка¬
честве командира К К «Союз-5», доставившего на околоземную ор¬
биту космонавтов А. С. Елисеева и Е. В. Xрунова. В. совместно с кос¬
монавтом В. А. Шаталовым осуществил эксперимент по сближению
и стыковке кораблей «Союз-4» и «Союз-5», обеспечив космонавтам
Елисееву и Xрунову возможность перехода через открытый космос
в корабль «Союз-4». В. пробыл в космосе 72 часа 46 мин., пролетел
2 млн. км, совершив 50 оборотов вокруг Земли.
ВОСПЛАМЕНИТЕЛЬ — устройство для обеспечения зажигания
топлива в РД.
ВОСПРОИЗВОДСТВО пищи — воспроизводство пищевых про¬
дуктов из отходов жизнедеятельности человека и биокомплекса
с целью обеспечения питанием экипажа в космич. полете. Рацио¬
нально при продолжительности полета в несколько лет и более,
а также на планетных станциях. В. п. осуществляется путем по¬
строения СЖО, основанных на круговороте веществ. Наиболее
реален круговорот веществ, включающий одноклеточные водоросли,
высшие растения, пищевых животных и человека.
Водоросли могут быть использованы для регенерации воздуха,
питания животных и человека, а также утилизации отходов жизне¬
деятельности после их предварит, переработки. Практически вся
биомасса водорослей может быть употреблена для кормления живот¬
ных и питания человека. Однако одноклеточные водоросли имеют
плотную оболочку, трудно поддающуюся перевариванию, что суще¬
ственно затрудняет их использование в питании человека; недо¬
статком является также высокое содержание хлорофилла. Разра¬
ботаны методы разрушения клеточных оболочек и удаления пиг¬
ментов, что значительно повышает пищевую ценность этих водо¬
ВОСПРОИЗВОДСТВО ПИЩИ 81
рослей. Количество переработанной биомассы водорослей в суточ¬
ном рационе не должно превышать 10—15%.
Высшие растегшя в качестве одного из звеньев биологич. СЖО
также способны обеспечивать регенерацию воздуха и воды, утили¬
зацию отходов жизнедеятельности человека и животных после их
предварит, переработки. Наиболее перспективны для космич. оран¬
жереи картофель, томаты, разл. сорта капусты, морковь и др. выс¬
шие растения, поставщики витаминов — шпинат, салат, лук и др.
Такая оранжерея практически необходима, если длит, космич.
путешествие будет осуществляться в основном с использованием
запасов пищевых продуктов. При этом она будет источником клет¬
чатки и минеральных веществ.
Для удовлетворения потребностей в полноценных белках жи¬
вотного происхождения в систему В. п. биологич. СЖО включают
нек-рых животных. При их выборе исходят из след, требований:
полноценность получаемых белков, использование растит, материала
(водоросли, непищевые части оранжерейных растений) и отходов
жизнедеятельности человека, отсутствие или минимум несъедобных
частей, простота и надежность культивирования с высокой ско¬
ростью роста в минимально возможном пространстве, устойчивость
к воздействию неблагоприятных факторов космич. полета. Этим
требованиям отвечают низшие животные, включая микробиальную
флору, водородные бактерии и др. Возможность использования их
для питания космонавтов еще подвергается тщательной проверке;
изучаются также представители пресноводного и морского зоопланк¬
тона, рыбы, наземные беспозвоночные. На инопланетных космиче¬
ских станциях, где снимается требование минимального простран¬
ства и ограниченного потребления кислорода, реально применение
высших животных — домашней птицы, кроликов и др. Для корм¬
ления кур могут служить одноклеточные водоросли, непищевые
части высших растений, отходы питания человека, отходы жизне¬
деятельности человека и самих кур. Для кур разработаны ме¬
тоды принудительного кормления, что может иметь большое
значение в условиях невесомости или пониженной гравитации;
они могут содержаться в ограниченном пространстве (клеточ¬
ное содержание), возможно воспроизведение потомства путем
инкубации.
В. п. в физико-химич. СЖО связано с синтезом осн. пищевых
веществ из отходов жизнедеятельности человека и биокомплекса.
Реально может быть осуществлен синтез только моносоединений —
аминокислот, жирных кислот и глюкозы, предполагается также
использование находящихся в круговороте минеральных веществ,
в то время как витамины целесообразно брать в запас, либо полу¬
чать в космич. оранжерее. Использование синтетич. химич. пищи
в длит, экспериментах, включая опыты на выживаемость, размно¬
жение и лактацию в нескольких поколениях, показало, что она
обеспечивает нормальные рост, продолжительность жизни и раз¬
множение у подопытных животных (крыс). Проведенные клинич.
обследования человека показали, что рацион, составленный из
химически чистых (моносоединений) пищевых веществ, обеспечи¬
вает нормальный вес тела, быстро восполняет белковые запасы
в случае белковой недостаточности и не вызывает никаких откло¬
нений в функции печени и почек. С целью установления пригодно¬
сти химич. рационов для питания человека в условиях длит, космич.
4 Космонавтика
82 «ВОСТОК»
полета были проведены клиынч. исследования, при к-рых жидкая
химпч. пища состояла из полного набора аминокислот в сбаланси¬
рованном по потребностям количестве, глюкозы, солей ненасыщен¬
ной жирной кислоты, полного набора витаминов и необходимого
набора минеральных солей, суточная калорийность рациона со¬
ставляла 2700 ккал. Данные, полученные в этих опытах, показали,
что подобные рационы пригодны для длительного питания человека,
не вызывают неблагоприятных физиология., биохимия. реакций и
не оказывают токсич. действия. Химия, пища имеет ряд преимуществ:
высокая калорийность при макс, компактности, полная раствори¬
мость, обеспечивающая возможность введения пищи в жидком виде
в условиях, не позволяющих использовать твердые вещества, не¬
большое количество отходов, облегчающее проблему удаления их,
хорошая сохраняемость, легкость составления рациона, позволяю¬
щая по потребности изменять соотношение аминокислот и др.
компонентов, что дает возможность составлять рацион в соответ¬
ствии с индивидуальными потребностями космонавта в условиях
космич. полета. Существ, недостатки — отрицат. психология, реак¬
ция, отсутствие факторов, возбуждающих перистальтику и слу¬
жащих одновременно источником нормального развития микро¬
флоры кишечника (клетчатка), длит, выключение из пищеварит.
процессов ферментов, обеспечивающих гидролиз таких пищевых
полимеров, как белки, жиры, полисахар. Возможно, что эта проб¬
лема могла бы быть решена путем сочетания химия, рационов с про¬
дуктами миним. оранжереи. Одним из перспективных путей реше¬
ния проблемы В. п. является сочетание биология, и физико-химич.
синтеза пищевых веществ с одновременным созданием на борту за¬
пасов нек-рых биологически важных незаменимых соединений,
используемых в микроколичествах.
«ВОСТОК» — наименование серии сов. одноместных КК, пред-
назнач. для полетов по околоземной орбите, на к-рых были совер¬
шены первые полеты сов. космонавтов.
«Восток» — первый космический корабль, на к-ром 12 апр.
1961 был осуществлен полет человека в космическое пространство.
КК пилотировался летчиком-космонавтом Ю. А. Гагариным. Был
запущен с космодрома Байконур в 9 час. 07 мин. по московскому
времени и, совершив один оборот по орбите, приземлился в 10 час.
55 мин. в районе деревни Смеловка Саратовской обл. Высота пери¬
гея орбиты 181 км, высота апогея 327 км. КК «В.» имеет сферич.
спускаемый аппарат, являющийся одновременно кабиной космо¬
навта, и приборный отсек с бортовой аппаратурой и тормозной дви¬
гательной установкой. Вес КК с последней ступенью PH 6,17 т,
длина 7,35 м, вес без последней ступени 4,73 т, вес спускаемого
аппарата 2,4 т, а его диам. 2,3 м. Космонавт в скафандре разме¬
щается в катапультируемом кресле; управление кораблем осущест¬
вляется автоматически, а также космонавтом. СЖО рассчитана
на 10 суток; в полете непрерывно поддерживается радиосвязь с Зем¬
лей. Для посадки корабля включается ТДУ, уменьшающая его
скорость для перехода на траекторию спуска, затем спускаемый
аппарат отделяется; после торможения спускаемого аппарата в ат¬
мосфере космонавт катапультируется из кабины (на высоте 7 км)
и приземляется на парашюте. Предусмотрена также возмож¬
ность приземления космонавта в спускаемом аппарате. Первый
полет КК «В.» подтвердил надежность его конструкции и обору-
«ВОСТОК» 83
«Восток» (общий вид)
дования и показал, что тренированный человек нормально пере¬
носит условия выведения на орбиту, орбитального полета и спуска
на Землю.
«В о с т о к - 2» — выведен на орбиту 6 авг. 1961, пилотировался
летчиком-космонавтом Г. С. Титовым. Совершил 17 оборотов по
орбите при общей продолжительности полета 25 час. 11 мин. и 7 авг.
приземлился в районе поселка Красный Кут Саратовской обл.
Параметры орбиты: высота перигея 178 км, высота апогея 244 км,
В полете проведены медико-биологич. эксперименты и киносъемка
Земли с борта корабля. Полет подтвердил возможность длительного
пребывания человека в условиях невесомости и дал ценные сведе¬
ния для подготовки последующих полетов сов. космонавтов.
«В о с т о к - 3» — выведен на орбиту И авг. 1962; пилотиро¬
вался летчиком-космонавтом А. Г. Николаевым. Совершил св.
64 оборотов по орбите при общей продолжительности полета
94 час. 10 мин. и 15 авг. приземлился в районе г. Каркаралинска
Карагандинской обл. Параметры орбиты: высота перигея 180,7 км,
высота апогея 234,6 км, «В.-З» совершил первый в мире групповой
полет с К К «Восток-4».
«В о с т о к - 4» — выведен на орбиту 12 авг. 1962, пилотиро¬
вался летчиком-космонавтом П. Р. Поповичем. Совершил 48 оборо¬
тов по орбите при общей продолжительности полета 70,7 часов и
15 авг. приземлился в районе поселка Атасу Карагандинской обл.
Параметры орбиты: высота перигея 179,8 км, высота апогея 236,7 км,
В соответствии с программой КК, «В.-З» и «В.-4» совершили первый
в мире групповой полет продолжительностью 70 час. 28 мин.; ми¬
нимальное расстояние между кораблями ок. 5 км. В полете поддер¬
живалась радиосвязь между КК и с Землей. На Землю впервые
4*
84 < ВОСТОК»
Схема спуска КК
«Восток» с орбиты
передавались телевизионные изображения космонавтов, транслиро¬
вавшиеся по телевизионной сети СССР и интервидения, чем было
положено начало космовидению. Во время полета проведены науч¬
ные и медико-биологич. эксперименты. В состоянии невесомости
космонавты свободно плавали в кабине. Их работоспособность со¬
хранялась полностью. Полетом КК «В.-З» и «В.-4» впервые была
доказана возможность многосуточного космического полета че¬
ловека.
«В о с т о к - 5» — выведен на орбиту 14 июня 1963, пилотиро¬
вался летчиком-космонавтом В. Ф. Быковским. Совершил 81 оборот
по орбите при общей продолжительности полета 119 часов и 19 июня
приземлился в 540 км к сев.-зап. от г. Караганды. Параметры ор¬
биты: высота перигея 181 км, высота апогея 222,1 км. Около 3 суток
«В.-5» находился в совместном полете с КК «В.-6».
«В о с т о к - 6» — выведен на орбиту 16 июня 1963, пилотиро¬
вался первой в мире женщиной-космонавтом В. В. Терешковой.
Совершил 48 оборотов по орбите при общей продолжительности по¬
лета 70,7 часа и 19 июня совершил посадку в 620 км к северо-востоку
от Караганды. Параметры орбиты: высота перигея 183 км, высота
апогея 231 км. Почти 3 суток К К «В.-5» и «В.-6» находились в сов¬
местном полете, между кораблями поддерживалась двусторонняя
радиосвязь. Регулярно проводились сеансы связи с Землей и пере¬
дача на Землю телевизионных изображений космонавтов. Была
Кабина КК «Восток»: 1 —
пульт пилота; 2 — прибор¬
ная доска (с глобусом); 3 —
телевизионная камера; 4 —
иллюминатор с оптическим
ориентатором; 5 — ручка
управления ориентацией;
6 — радиоприемник; 7 —
контейнеры с пищей
ВОСТОЧНЫЙ ИСПЫТАТЕЛЬНЫЙ ПОЛИГОН 85
проведена расширенная программа медико-биологич. исследований
и научных исследований с участием космонавтов. Получены дан¬
ные для дальнейшего усовершенствования систем КК.
«ВОСТОК» -PH — наименование серии сов. трехступенчатых
PH, к-рыми были выведены на орбиту КК «Восток». «В.»-РН состоит
из 6 блоков: центрального, 4 боковых и блока 3-й ступени. 1-я и
2- я ступени выполнены по схеме «пакет», с продольным делением
(см. Составная ракета) и включают центральный и боковые блоки.
3- я ступень выполнена по схеме с поперечным делением и устанав¬
ливается на центр, блоке. Боковые блоки расположены симметрично
вокруг центрального и соединены с ним 2 поясами силовых связей —
верхним и нижним, к-рые имеют механизмы для отделения боковых
блоков в полете после окончания работы их РД. Каждый из блоков
PH снабжен самостоят. двигат. установкой (ДУ); топливо—жидкий
кислород и керосин. ДУ центр, блока — многокамерная, состоит
из четырехкамерного осн. РД и 4 однокамерных рулевых РД. ДУ
бокового блока состоит из четырехкамерного осн. РД и 2 однока¬
мерных рулевых РД (см. РД-107, РД-108). Блок 3-й ступени
имеет однокамерный РД с 4 рулевыми соплами. Основные и руле¬
вые РД каждого блока имеют общий ТНА. К К «Восток» устанавли¬
вается на блоке 3-й ступени, под головным обтекателем, к-рый за¬
щищает его от аэродинамич. нагрузок при полете в плотных слоях
атмосферы на участке выведения. Общая длина — 38 м, диаметр
(по воздушным рулям) — 10,3 м\ длина центр, блока — 28 м, его
макс, диаметр — 2,95 м; длина бокового блока — 19 м, при макс,
диаметре 3 м; длина 3-й ступени с КК и головным обтекателем —
10 м. Вес полезного груза, выводимого на орбиту (КК «Восток»), —
4725 кг. На активном участке 1-й ступени РД центрального и боко¬
вых блоков работают одновременно. После израсходования топлива
боковых блоков производится выключение их РД и отделение их
от центр, блока. РД центр, блока продолжает работать на режиме
полной тяги. После прохождения плотных слоев атмосферы сбрасы¬
вается головной обтекатель. Спустя нек-рое время, после израсходо¬
вания топлива центр, блока, осуществляется запуск РД 3-й сту¬
пени и отделение ее от центр, блока. Выключение РД 3-й ступени
и подача команды на отделение К К производятся системой управле¬
ния при достижении расчетной скорости, соответствующей выве¬
дению КК на заданную орбиту. «В.»-РН является крупнейшим
достижением сов. и мирового ракетостроения. По своим данным
она значительно превосходит все PH, созданные до 1964. Ее высо¬
кие энергетич. характеристики и большая надежность обеспечили
успешную отработку советских КС и полеты К К «Восток» с космо¬
навтами.
ВОСТОЧНЫЙ ИСПЫТАТЕЛЬНЫЙ ПОЛИГОН (до 1965 наз.
Атлантический полигон) — самый крупный космодром США; его
стартовые комплексы расположены на мысе Кеннеди в районе,
центр к-рого имеет координаты 28°30' с. ш. и 80°50' з. д. Площадь
космодрома 400 км2\ его трасса протяженностью 20 000 км прости¬
рается над Атлантич. и Индийским океанами. По трассе располо¬
жено ок. 15 измерит, пунктов (ИП), оборудованных оптич., теле-
метрич. и радиолокац. аппаратурой. Кроме того, слежение за поле¬
том ракет осуществляют с десятков кораблей и самолетов, а также
более чем со ста отдельных наземных постов наблюдения. Сущест¬
вующая на В, и. ц. система измерит, пунктов позволяет запускать
86 «ВОСХОД»
ракеты под азимутом от 44° до 110° и выводить ИСЗ на орбиты с на¬
клонением к плоскости экватора от 28,5° до 52,4° при восточном
направлении запуска. Работу всех систем и служб В. и. п. коорди¬
нирует центр управления полигона. В здании центра оборудованы:
7 табло (в т. ч. табло с размерами 2,4 мХ 2,4 м), на к-рых изобра¬
жаются фактич. и расчетные параметры траектории ракеты и ука¬
зываются ожидаемые точки падения, 34 телевизионных экрана,
137 панелей управления и 800 демонстрац. щитов для контроля за
работой станций слежения. Все эти средства отображения информа¬
ции обслуживают ок. 100 операторов. Основной объем космич.
исследований США осуществляется с помощью стартовых комплек¬
сов В. и. п.
На мысе Кеннеди построены стартовые комплексы для запуска
разл. космич. объектов с помощью PH «Атлас», «Титан», «Сатурн»
и др. В. и. п. был центром осуществления таких важных амер<
программ исследования космич. пространства, как программы за¬
пуска пилотируемых КК «Меркурий» и «Джемини». Для посылки
космонавтов на Луну в соответствии с программой «Аполлон»
на В. и. п. создан стартовый комплекс 39, обеспечивающий запуски
PH «Сатурн-5». Кроме проведения космич. исследований, В. и. п.
широко используется для осуществления программы испытаний
боевых ракет США. Обслуживающий персонал космодрома (вклю¬
чая станции обслуживания) более 20 000 чел. В течение года на
космодроме проводят св. 200 летных и неск. тысяч стендовых испы¬
таний ракет. Годовая стоимость эксплуатации полигона превышает
100 млн. долл.
«ВОСХОД » — наименование серии сов. многоместных К К, пред-
ннзнач. для полетов по околоземной орбите.
«Восход» — трехместный КК; выведен на орбиту 12 окт.
1964; вес 5320 кг. Экипаж состоял из командира корабля, летчика-
космонавта В. М. Комарова, научного сотрудника-космонавта
К. П. Феоктистова и врача-космонавта Б. Б. Егорова. Продолжи¬
тельность полета 24 часа 17 мин. Параметры орбиты: высота перигея
177,5 км, высота апогея 408 км. 13 окт. 1964 КК совершил посадку
в 312 км к северо-востоку от г. Кустаная. По конструкции и обору¬
дованию К К «В.» отличался от К К серии «Восток»; он был снабжен
системой мягкой посадки, имел резервную тормозную двигательную
установку, новое приборное оборудование (дополнит, систему
ориентации с ионными датчиками, усовершенствованную телеви¬
зионную и радиотехнич. аппаратуру и др.). Задачи полета: испыта¬
ние нового многоместного пилотируемого КК, исследование работо¬
способности и взаимодействия в полете группы космонавтов, спе¬
циалистов в различных областях науки и техники, проведение
физико-технич. исследований и расширенной программы медико-
биологич. исследований. Программа полета выполнена полностью,
получен обширный научный материал.
«Восход -2» — двухместный КК; выведен на орбиту 18 марта
1965, общая продолжительность полета 26 час. Параметры орбиты:
высота перигея 173 км, высота апогея 498 км. Был снабжен шлюзо¬
вым отсеком и оборудованием для выхода человека в космос. Эки¬
паж КК состоял из командира КК, летчика-космонавта П.И. Беляе¬
ва и второго пилота — летчика-космонавта А. А. Леонова. В полете
впервые в истории космонавт А. А. Леонов совершил выход в от¬
крытое космич. пространство. Космонавт в скафандре с автономной
ирл ч I:Б11 ы й контроль
СЖО находился вне кабины КК в течение 20 мин., вне шлюза в от¬
крытом космосе в течение 12 мин., временами удаляясь от корабля
на расстояние до 5 м. Таким образом была впервые практически
подтверждена возможность пребывания и работы космонавта в спец,
снаряжении вне КК. Процесс выхода и пребывание А. А. Леонова
вне КК были засняты кинокамерами, установленными снаружи
КК и в шлюзовом отсеке. 19 марта КК приземлился в районе
г. Перми. Посадка была произведена с использованием ручной
системы управления.
ВОСХОДЯЩИЙ УЗЕЛ — см. Элементы орбиты.
ВРАЧЕБНЫЙ КОНТРОЛЬ в космическом поле¬
те — наблюдение за состоянием здоровья экипажа КК. В полете
регистрируется относительно небольшое число физиологии, пока¬
зателей с помощью датчиков, постоянно находящихся на теле кос¬
монавта. Важное значение имеет отбор наиболее информативных,
с точки зрения быстрой оценки состояния космонавта, показателей.
Должна быть обеспечена высокая помехоустойчивость записей,
т. к. информация должна быть высококачественной не только в
периоды покоя, но и при интенсивной работе космонавта, во время
движения и мышечных напряжений. В полетах сов. космонавтов,
как правило, В. к. осуществлялся по данным электрокардиографии,
сейсмокардиографии и пневмографии; соответствующие датчики фик¬
сировались с помощью нагрудного пояса. Обычно физиология,
функции регистрируются по радиотелеметрия, каналам; кроме того,
для В. к. используются данные телевидения и радиопереговоров.
После старта КЛА начинает действовать сеть наземных телеметрия,
измерит, пунктов, на каждом из к-рых имеется мед. группа. Все
данные о состоянии космонавта концентрируются в центре по руко¬
водству полетом и сопоставляются с материалами наземных испы¬
таний и тренировок. При полетах кораблей «Восток» и «Восход»
важное значение имела непрерывная передача пульса космонавта
через передатчик «Сигнал». Разработаны методы математич. оценки
ритма сердечных сокращений, обеспечивающие контроль состоя¬
ния космонавта по одному единственному показателю — пульсу.
Участие в космическом полете врача существенно не изменяет
88 ВРАЩАЮЩАЯСЯ КОМНАТА
общих принципов 13. к., однако надежность контроля повышается.
Врач может быстрее обнаружить отклонения в состоянии членов
экипажа и оказать им помощь, но нуждается в контроле со стороны
наземного медицинского персонала. В будущем В. к. будет осу¬
ществляться с использованием бортовых вычислительных машин.
ВРАЩАЮЩАЯСЯ КОМНАТА — стенд для изучения длит, вли¬
яния малых ускорений на организм человека для профессиональ¬
ного отбора и вестибулярной тренировки.
ВРЕДНЫЕ ПРИМЕСИ — токсические или раздражающие газо¬
образные вещества, к-рые могут загрязнять атмосферу кабины КК
и отрицательно влиять на организм человека и оборудование (осо¬
бенно при длит, космич. полетах). К В. п. относятся, наир., выде¬
ления человеческого организма, пищевых отходов, вещества, выде¬
ляемые сан.-гигиенич. средствами, конструкц., декоративными и
защитными материалами КК и оборудования, теплоносителями и др.
Организм человека может выделить св. 400 различных химич. соеди¬
нений, относящихся к 22 химич. группам: окись углерода, аммиак
и его метилированные производные, кетоны, альдегиды, жирные
кислоты и др. Интенсивность выделения колеблется в значит, пре¬
делах, в зависимости от индивидуальных особенностей организма,
характера выполняемой работы, пищи и др. факторов. При оценке
В. п. необходимо учитывать их взаимодействие между собой, с во¬
дой, с осн. газами атмосферы кабины.
ВРЕМЯ. В основе счета В. лежит вращение Земли и обращение
ее вокруг Солнца. Отсчеты оборотов Земли относительно равноденст¬
вия весеннего точки определяют звездное В.(1 оборот = 1 звезд¬
ным суткам), относительно Солнца — истинное солнеч¬
но е В. На практике пользуются средним солнечным В.,
в к-ром средние солнечные сутки в течение года имеют постоянную
величину. Среднее солнечное В. отличается от истинного на перемен¬
ную величину, наз. уравнением времени и достигающую 16,4 мин.
В., отсчитываемое от полуночи в месте наблюдения, зависит
от его география, долготы и наз. местным В. Местное ср. сол¬
нечное В. на нулевом меридиане наз. всемирным (миро¬
вым) В. Введено также поясное В.: вся земная поверхность
разделена по долготе на 24 пояса, и все пункты каждого пояса
живут по ср. солнечному В. ср. меридиана пояса. В. соседних поя¬
сов различается точно на 1 час. В декретном и летнем В.
часы переводятся на 1 час вперед на весь год (или на лето). Декрет¬
ное В. 2-го часового пояса, в к-ром расположена Москва, наз.
московским.
ВСЕЛЕННАЯ — окружающий нас мир — бесконечный во вре¬
мени и пространстве и безгранично разнообразный по тем формам,
к-рые принимает движущаяся материя (см. Солнечная система, Га-
лактика, Метагалактика).
ВСЕМИРНОГО ТЯГОТЕНИЯ ЗАКОН — закон о гравитац. свой¬
ствах материи, открытый великим англ, ученым Ньютоном. Фор¬
мулируется след, образом: всякая материальная частица притяги¬
вает др. материальную частицу с силой, пропорциональной произ¬
ведению масс этих частиц и обратно пропорциональной квадрату
их взаимного расстояния.
ВТОРАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СКОРОСТЬ — наименьшая нач. ско
рость, к-рую нужно сообщить телу, чтобы оно, начав движение
вблизи поверхности Земли, преодолело земное притяжение. Эта
ВЫСОКОКИПЯЩИИ КОМПОНЕНТ РАКИТНОГО ТОПЛИВА
89
скорость меняется с высотой, будучи приведенной к поверхности
Земли, она равна 11,19 км/сек. Если в нач. момент времени тело
имело В. к. с. и на него не действуют никакие др. силы, кроме
силы земного тяготения, то оно будет двигаться относительно Земли
но параболической орбите.
ВУМЕРА ПОЛИГОН — англо-австралийский ракетный полигон,
расположенный в Юж. Австралии в районе г. Вумера (Woomera).
Сухопутная трасса В. п. протяженностью 2000 км проходит над
малонасел. районами Австралии и в случае необходимости может
быть продолжена на 4400 км в Индийский океан. На полигоне про¬
водятся экспериментальные запуски англ. PH «Блю-Стрик», ракет
«Европа», создаваемых в соответствии с программой Европейской
организации по разработке ракет (ELDO), а также запуски иссле¬
довательских ракет в верхние слои атмосферы. Основной объем
работы полигона составляют испытания боевых ракет. На нем
испытываются почти все английские ракеты. В. п. используется
США и нек-рыми др. странами НАТО.
На полигоне оборудованы 6 стартовых площадок. Вдоль трасс
В. п. расположено св. 200 контрольно-измерит. пунктов. Функцио¬
нируют 2 телеметрич. системы. Одна из них представляет собой
24-канальную установку с антеннами, к-рые автоматически следят
за полетами боевых ракет, другая предназначена для обслужива¬
ния запусков PH.
Персонал В. п. ок. 6000 чел., из них в районе стартовых пло¬
щадок постоянно находится 1000 чел. Ежегодные расходы по эксплу¬
атации полигона достигают 45 млн. долл. Руководящий орган
полигона — н.-и. центр по разработке вооружения, расположен¬
ный в австралийском городе Солсбери.
ВЫКЛЮЧЕНИЕ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ - совокупность
переходных процессов, происходящих в РД от момента подачи
команды на выключение до полного прекращения тяги. Выключе¬
ние ЖРД производится принудительным (в заданной последова¬
тельности) прекращением подачи топлива в камеру сгорания,
а также рабочего тела для привода ТНА или вытеснения топлива.
РДТТ иногда выключается сбросом давления в камере сгорания,
вследствие чего прекращается горение топлива.
ВЫНУЖДЕННЫЕ КОЛЕБАНИЯ в ракетном двига¬
теле — колебания, возникающие в системе под действием перио¬
дически изменяющейся внешней силы. Характер В. к. и, в част¬
ности, их амплитуда определяются характером этой силы, парамет¬
рами колебат. системы и т. п. В начале воздействия внешней силы
В. к. неустановившиеся (они не являются периодическими) и лишь
по прошествии нек-рого промежутка времени в системе устанавли¬
ваются периодич. В. к. с частотой изменения внешней силы. В. к.
в колебат. системе устанавливаются тем быстрее, чем больше за¬
тухание колебаний в ней. Если частота изменения внешней силы
совпадает с собственной частотой колебат. системы, то возникает
явление резонанса. В. к. давления газа в камере сгорания ЖРД
наблюдаются, напр., при продольных колебаниях корпуса ракеты
или столба жидкости на входе в РД.
ВЫСОКОКИПЯЩИЙ КОМПОНЕНТ РАКЕТНОГО ТОПЛИВА —
компонент жидкого топлива (окислитель, горючее) с t°Kun не ниже
25° в условиях эксплуатации (см. Низкокипящий компонент ракет¬
ного топлива),
90 ВЫСОКОЧАСТОТНЫ К КОЛЕБАНИЯ
ВЫСОКОЧАСТОТНЫЕ КОЛЕБАНИЯ ракетного дви¬
гателя — см. Автоколебания.
ВЫСОТА (в астрометрии) — координата в горизонт, системе не¬
бесных координат: угол между направлением на светило и плос¬
костью горизонта; измеряется от 0° до 90°.
ВЫСОТА АПОГЕЯ — расстояние между апогеем Луны, ИСЗ или
к.-л. др. небесного тела и поверхностью Земли.
ВЫСОТА АПОСЕЛЕНИЯ — расстояние между апоселением ИСЛ
или к.-л. др. небесного тела и лунной поверхностью.
ВЫСОТА ПЕРИГЕЯ — расстояние между перигеем Луны, ИСЗ
или к.-л. др. небесного тела и земной поверхностью.
ВЫСОТА ПЕРИСЕЛЕНИЯ — расстояние между периселением
ИСЛ или к.-л. др. небесного тела и лунной поверхностью.
ВЫСОТНАЯ БОЛЕЗНЬ (болезнь высоты, горная бо¬
лезнь)— патология, состояние, возникающее при подъеме на боль¬
шие высоты из-за понижения парциального давления кислорода во
вдыхаемом воздухе. Основные симптомы В. б. — одышка, сердцебие¬
ние, головокружение, шум в ушах, головная боль, мышечная сла¬
бость, потливость, нарушение остроты зрения, сонливость, снижение
работоспособности, тошнота и др. Профилактика В. б. — вдыхание
кислорода. Альпинизм, плавание, занятие подводным спортом, спо¬
собствующие повышению устойчивости организма к кислородному го¬
лоданию, должны включаться в программу тренировки космонавтов.
ВЫСОТНОСТЬ СОПЛА — высота полета, на к-рой сопло РД
работает на расчетном режиме, т. е. с расширением газов в сопле
до окружающего атм. давления. При нерегулируемом сопле работа
на меньшей высоте (с перерасширением газов) будет сопровождаться
уменьшением тяги, а на большей высоте — увеличением тяги из-за
действия перепада давлений на выходе из сопла, но это увеличение
будет меньше, чем для сопла с соответственно увеличенной высот¬
ностью (см. Степень расширения сопла).
ВЫСОТНО-ЧАСТОТНАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА ИОНОСФЕРЫ -
см. Ионозонд.
ВЫСОТОМЕР (альтиметр) КЛА — прибор, измеряющий
(периодически или непрерывно) расстояние до поверхности небес¬
ного тела, вблизи к-рого движется аппарат. При мягкой посадке
КЛА на планеты или их спутники, лишенные атмосферы, сигналы
В. используются для управления РД, тормозящим аппарат при сни¬
жении; на искусств, спутниках В. служат для определения нек-рых
параметров орбиты, к-рые можно получить после соответствующей
математич. обработки его показаний. Наиболее распространенный
тип В. КЛА основан на принципе радиолокации поверхности пла¬
неты или др. небесного тела.
ВЫТЕСНИТЕЛЬНАЯ ЗАПРАВКА - см. Заправка.
ВЫТЕСНИТЕЛЬНАЯ ПОДАЧА ТОПЛИВА - подача топлива
путем его вытеснения из баков сжатым газом. Применяется для
ЖРД малой мощности и при небольших запасах топлива в баках.
Наиболее проста баллонная подача при помощи сжатого газа (воз¬
духа, азота, гелия), запасаемого в баллоне (газовый аккумулятор
давления). Баллонная подача часто применяется также при стендо¬
вых испытаниях РД. Иногда газ нужного давления получается
в результате сгорания в газогенераторе твердого топлива (пороховой
аккумулятор давления) либо жидкого топлива (жидкостный акку¬
мулятор давления).
г
ГАГАРИН, Юрий Алексеевич (1934, с. Клушино Гжатского
р-на Смоленской обл. — 1968) — летчик-космонавт СССР, полков¬
ник, первый человек, совершивший полет в космос. Герой Совет¬
ского Союза. Депутат Верховного Совета СССР. Член КПСС с 1960.
В 1951 окончил ремесленное училище литейщиков под Москвой,
в 1955 — Саратовский индустриальный техникум и одновременно
школу аэроклуба, в 1957 — 1-е Чкаловское военно-авиац. училище
летчиков. В 1968 окончил Военно-воздушную инженерную акаде¬
мию (Москва). С 1960 в отряде космонавтов. 12 апр. 1961 совершил
космич. полет, облетев на корабле «Восток» за 1 час 48 мин. земной
шар. Погиб 27 марта 1968 в результате катастрофы при выполнении
тренировочного полета на самолете. Именем Г. назван кратер на
обратной стороне Луны. Г. Гжатск переименован в г. Гагарин.
ГАГАРИНА МЕДАЛЬ — золотая медаль имени Юрия Алексее¬
вича Гагарина, учрежденная в 1968 г. Г. м. ежегодно награждаются
по решению Международной авиационной федерации (ФАИ) лет¬
чики-космонавты, достигшие в течение истекшего года наивысших
результатов в области освоения человеком космич. пространства
в мирных целях. Первой медалью награжден Г. Т. Береговой (1969).
ГАЗИФИКАТОР — аппарат для хранения жидкого кислорода
(азота, водорода и др.) и его превращения в газ требуемого давления,
применяемый, напр., в СЖО, а также в др. системах КК. Обычно
состоит из сосуда Дьюара, испарителя, регуляторов, поддерживаю¬
щих заданное рабочее давление, и запасомера. В газификаторе КК
«Джемини» и «Аполлон» жидкий кислород сохраняется в однофаз¬
ном состоянии при сверхкритич. давлении.
ГАЗИФИКАЦИЯ — процесс превращения жидкости в газ,
используемый на космодроме или на КК. Сжиженные газы удобны
для хранения и транспортировки, т. к. в этом случае объем и вес
потребных емкостей определ. весовых количеств газа существенно
меньше, чем при хранении и транспортировке этого же газа под
давлением, а на месте потребления (космодроме) жидкость в Гази¬
фикаторах превращают снова в газ. Для заправки бортовых балло¬
нов PH сжатыми газами используется газообразный азот; на стан.
92 ГАЗОАНАЛИЗАТОР
ции газоснабжения в блоке разделения воздуха азот получают в жид¬
ком виде, а далее в газификаторах превращают в газообразный.
ГАЗОАНАЛИЗАТОР — авгоматич. прибор для количественного
определения газового состава атмосферы кабины КК, чаще всего
по кислороду, азоту, углекислому газу и водяным парам. Резуль¬
таты анализа обычно фиксируются показывающим устройством на
приборной доске космонавта и по каналу радиотелеметрии пере¬
даются на Землю. Г. может быть использован для автоматич. управ¬
ления системой регенерации воздуха. Электрохимия. Г. основаны на
принципе изменения омич, сопротивления окисленного металла в за¬
висимости от концентрации кислорода в атмосфере герметич. ка¬
бины; магнитные Г. работают на принципе сравнения магнитных
проводимостей исследуемого газа с эталонным газом.
ГАЗОВАЯ ДИНАМИКА (газодинамика) — научная дис¬
циплина, изучающая движение газов с большими скоростями (с уче¬
том сжимаемости); теоретич. основа расчета течения рабочего тела
в соплах и др. агрегатах РД, полета в атмосфере и др.
ГАЗОВЫЕ РУЛИ — профилированные поворотные пластины,
устанавливаемые в газовом потоке на выходе из сопла РД для откло¬
нения потока, и, т. о., управления вектором тяги. 4 Г. р. обеспе¬
чивают управление полетом ракеты по тангажу, крену и рысканию.
Изготовляются из жароупорного материала, напр. графита. Пред¬
ложены К. Э. Циолковским.
ГАЗОГЕНЕРАТОР (ГГ) — агрегат ЖРД, в к-ром за счет сгора¬
ния или разложения (термич., каталитич. и др.) топлива или его
компонентов вырабатывается горячий газ (*° 200°—900°), служащий
рабочим телом для привода ТНА, наддува топливных баков, работы
системы управления и др. В Г. чаще всего совместно используются
компоненты осн. топлива при значениях коэфф. избытка окислит,
элементов, сильно отличных от единицы. Иногда в Г. разлагается
один из компонентов осн. топлива (окислитель или горючее), напр.
несимметричный диметил гидразин. Могут применяться и вспомогат.
ракетные топлива. В зависимости от состава вырабатываемого газа
различают восстановит, или окислит. Г. Осн. элементы Г. — смеси¬
тельная головка и корпус.
ГАЗОДИНАМИЧЕСКАЯ ЛАБОРАТОРИЯ (ГДЛ) — первая сов.
ракетная н.-и. и опытно-конструкторская организация. Создана
в военном ведомстве по инициативе Н. И. Тихомирова в 1921 в Мо¬
скве для разработки ракетных снарядов на бездымном порохе; рабо¬
ты частично проводила и в Ленинграде. В 1927 полностью переба¬
зировалась в Ленинград, где в 1928 получила свое окончательное
наименование — ГДЛ. К этому времени в ГДЛ был создан бездым¬
ный порох на нелетучем растворителе (тротилпироксилиновый),
с большой толщиной свода шашек. В 1927—33 были разработаны
пороховой старт легких и тяжелых самолетов (У-1, ТБ-1 и др.), ра¬
кетные снаряды неск. калибров различного назначения, в част¬
ности для вооружения самолетов; снаряды после нек-рой доработки
в Реактивном научно-исследовательском институте (РНИИ) были
использованы во время войны 1941—45 в реактивных минометах
«Катюша». В разработках осн. творческое участие принимали
Н. И. Тихомиров, В. А. Артемьев, Б. С. Петропавловский, Г. Э. Лан-
гемак и др. Начальниками ГДЛ были: Н. И. Тихомиров (1921—30),
Б. С. Петропавловский (1930—31), Н. Я. Ильин (1931—32),
И. Т. Клейменов (1932—33).
ГАЗОДИНАМИЧЕСКАЯ ЛАБОРАТОРИЯ 93
15 мая 1929 по предложению В. П. Глушко в ГД Л был организо¬
ван отдел, в к-ром под его руководством разрабатывались ракеты
(РЛА), первый в мире электротермия, ракетный двигатель (ЭРД)
и первые отечественные ЖРД. В 1930—33 было создано семейство
ЖРД, начиная с ОРМ, ОРМ-1 и по ОРМ-52, тягой до 300 кг. В 1930
впервые были предложены в качестве окислителей для ракетного
топлива азотная кислота, ее растворы с четырехокисью азота, хлор¬
ная кислота, тетранитрометан, перекись водорода, а в качестве го¬
рючего — бериллий, трехкомпонентное топливо (бериллий с кисло¬
родом и водородом), пороха с диспергированным в них бериллием
и др., созданы керамическая теплоизоляция камер сгорания дву¬
окисью циркония и профилированное сопло, а в 1931 предложены
самовоспламеняющееся горючее и химическое зажигание, кардан¬
ная подвеска двигателя. В 1931 проведено около 50 стендовых огне¬
вых испытаний ЖРД. Помимо ЖРД, в 1931—32 были разработаны
и испытаны поршневые топливные насосы, приводимые в действие
газом, отбираемым из камеры сгорания РД, в 1933 — конструкция
турбонасосного агрегата с центробежными топливными насосами
для двигателя с тягой 300 кг.
Начальник вооружений Красной Армии М. Н. Тухачевский,
к-рому была подчинена ГД Л, присутствовал при испытании ЖРД
и в 1932 писал начальнику Военно-технич. академии РККА: «Особо
важные перспективы связываются с опытами ГДЛ над жидкостным
реактивным мотором, к-рый в последнее время удалось сконструи¬
ровать в лаборатории». В. П. Ветчинкин, присутствовавший в 1932
при испытании в ГДЛ двигателя ОРМ-9 на кислородно-бензиновом
топливе, писал: «В ГДЛ была проделана главная часть работы
для осуществления ракеты — реактивный мотор на жидком топ¬
ливе... С этой стороны достижения ГДЛ (главным образом инже¬
нера В. П. Глушко) следует признать блестящими». Летом 1932 и
в янв. 1933 ГДЛ посетили руководители организованной в июне
1932 Группы изучения реактивного движения (ГИРД) С. П. Коро¬
лев, Ф. А. Цандер, М. К. Тихонравов, Ю. А. Победоносцев и др.
Им демонстрировалась работа ЖРД на стенде. Так состоялись пер¬
вые встречи сотрудников ГДЛ и ГИРД, положившие начало даль¬
нейшей совместной работе. Треть века на всех разработанных
С. П. Королевым крылатых ракетах, самолетных ракетных уста¬
новках, внутриконтинентальных дальнего действия и межконти¬
нентальных ракетах, мощных метеорология, и геофизич., а также
на всех космич. ракетах были установлены двигатели, созданные
школой двигателестроителей, выросшей на базе ленинградской
ГДЛ.
В разработке ЭРД и ЖРД в ГДЛ под руководством конструктора
двигателей В. П. Глушко активное участие принимали инженеры
и техники А. Л. Малый, В. И. Серов, Е. Н. Кузьмин, И. И. Кула¬
гин, Е. С. Петров, П. И. Минаев, Б. А. Куткин, В. П. Юков,
Н. Г. Чернышев, В. А. Тимофеев, Н.М. Мухин, И. М. Панькин и др.
Группа ГДЛ по разработке и испытанию ЭРД и ЖРД в 1929—30
помещалась в Ленинграде в Электрофизич. ин-те, в 1930—33 —
на Научно-испытат. артиллерийском полигоне в Ржевке (под Ленин¬
градом), в 1932—33 — в здании Главного Адмиралтейства и в Иоан-
новском равелине Петропавловской крепости (Ленинград).
В конце 1933 ГДЛ и ГИРД были объединены в РНИИ. Коллек¬
тив специалистов по ЖРД, выросший в ГДЛ, разработал в РНИИ
94 ГАЗОЗАПРАШЦИК
(Москва) в 1934—38 серию эксперимент, двигателей от ОРМ-53
до ОРМ-102 для работы на азотной кислоте й тетранитрометане в ка¬
честве окислителей и первый отечественный газогенератор ГГ-1,
работавший часами на азотнокислотно-керосиновом топливе с во¬
дой при 580°С и давлении 25 am, вырабатывая нейтральный чистый
газ (официальные испытания прошел в 1937). Руководителем работ
по ЖРД в ГД Л В. П. Глушко (1929—33), продолжившим эту работу
в РНИИ (1934—38), в 1939 была создана самостоят. организация,
выросшая с 1941 в Опытно-конструкторское бюро (ОКБ) по ЖРД.
В 40-х гг. ОКБ разработало семейство авиационных ЖРД от
РД-1 до РД-3. Заместителями гл. конструктора двигателей ра¬
ботали: С. П. Королев (по летным испытаниям в 1942—46),
Г. С. Жирицкий, Д. Д. Севрук, В. А. Витка, Н. Н. Артамонов,
Г. Ф. Фирсов и др.
В течение 1947—70 ОКБ разработало несколько десятков типов
мощных ЖРД, нашедших широкое применение на ракетах разл.
назначения. Эти ЖРД установлены на большинстве внутриконти-
нентальных и межконтинентальных сов. ракет, а также на всех
геофизич. и космич. ракетах, запускавшихся до конца 1970 в СССР.
В связи с 40-летием ГДЛ-ОКБ (1929—69) на зданиях Глав¬
ного Адмиралтейства и Иоанновского равелина Петропавловской
крепости (Ленинград), там, где в 30-х гг. размещалась ГД Л, установ¬
лены мемориальные доски. Учитывая основополагающий вклад
ГДЛ-ОКБ в развитие ракетно-космической техники, кратер¬
ной цепочке протяженностью 1100 км на обратной стороне Луны
присвоено наименование ГД Л, а неск. лунным кратерам — имена
сотрудников ГДЛ-ОКБ: Малый, Петров, Чернышев, Жирицкий,
Артамонов, Гаврилов, Фирсов, Алехин, Грачев, Мезенцев.
ГАЗОЗАПРАВЩИК — передвижной агрегат для заправки бал¬
лонов PH или агрегатов наземного оборудования космодрома сжа¬
тым газом. Состоит из ресиверной (батареи баллонов со сжатым
газом), системы пневмоклапанов, вентилей, газовых редукторов,
трубопроводов высокого давления, раздаточного и заправочного
щитов и пульта управления процессом заправки. Г. заправляется
сжатым газом на станции газоснабжения и транспортирует его на
стартовую позицию.
ГАЗООТВОДНЫЙ КАНАЛ — элемент шахтного или полу заглуб¬
ленного пускового сооружения космодрома, предназначенный для
отвода потока газов РД после газоотражателя на поверхность
в зону, безопасную для оборудования и PH. Пусковые сооружения
имеют от 1 до 4 Г. к., стенки к-рых покрываются теплостойкими
сортами бетона, металлич. плитами или листами. Важная характе¬
ристика Г. к. — наименьшая площадь поперечного сечения газохода.
Недостаточная величина площади может вызвать обратные потоки
газа, а заведомо большие величины ее неприемлемы из-за увеличе¬
ния объема строит, работ и, следовательно, стоимости строительства
пусковой системы. Необходимая величина площади газохода опре¬
деляется коэфф. эжекции, параметрами реактивной струи и др.
ГАЗООТДЕЛИТЕЛЬ — устройство, встроенное в топливозапра¬
вочную магистраль космодрома для отделения газовых включений
от топлива. Это необходимо для точного определения количества
заправляемого топлива и норм, работы центробежных насосов за¬
правочной системен поэтому Г. Ставятсн перед объемными расходо¬
мерами и насосными установками. Для газоотделения используют
ГАЗЫ СЖАТЫЕ 95
фонтанирование, замедление течения в большом объеме и центро¬
бежные силы; в первых 2 случаях газовые пузырьки всплывают
на поверхность мелких струй или медленно текущей жидкости,
в третьем — центробежные силы, действующие на жидкость при ее
тангенц. входе в корпус Г., концентрируют более тяжелую жидкость
на периферии камеры Г., а газ — в его центр, части, откуда он
стравливается в атмосферу или, в случае токсичных или взрыво¬
опасных газов, в спец, емкости.
ГАЗООТРАЖАТЕЛЬ — элемент пусковой системы космодрома;
предназначен для отвода сверхзвуковой высокотемпературной ре¬
активной струи двигат. установки PH в безопасных для нее и на¬
земного оборудования направлениях. Состоит из профилированных
отражающих граней, стенок и газорассекателей. Грани, как пра¬
вило, имеют прямолинейные участки и закругления; стойкость их
обеспечивается соответствующим подбором материала, толщиной
стенки, а также спец, покрытиями; иногда в стенках граней про¬
кладывают трубки, по к-рым циркулирует охлаждающая жидкость.
Конструкция Г. зависит от параметров реактивной струи, коли¬
чества, размеров и расположения реактивных сопел РД, схемы,
конструкции и степени заглубленности пусковой системы. Высота
пусковой системы часто определяется конструкцией Г. По количе¬
ству отражающих граней Г. можно разделить на одно-, двух-, трех-,
четырех- и шестискатные. Иногда 1 Г. обслуживает 2 пусковые си¬
стемы, в этом случае Г. выполняются передвижными (по ж.-д. рель¬
сам). Реактивная струя РД непосредственно воздействует на Г.;
отраженный поток направляется в стороны, иногда (при полузаглуб-
ленных и шахтных пусковых сооружениях) проходя предвари¬
тельно через газоотводные каналы, лотки, газоходы и пр. В нек-рых
случаях реактивная струя после Г. отводится в воду.
ГАЗООТРАЖАТЕЛЬНЫЙ ЛОТОК — устройство, состоящее из
односкатного газоотражателя и газоотводного канала, ограничен¬
ного 3 стенками (6 виде лотка). Элемент пусковой системы космо¬
дрома обеспечивает отвод потока газов РД в безопасную для PH и
оборудования зону.
ГАЗОРАССЕКАТЕЛЬ — клиновидный элемент газоотражателя
или газоотводной системы пускового устройства космодрома, пред¬
назначенный для разделения реактивной струи РД на несколько
потоков, к-рые затем отводятся в безопасные для PH и оборудования
зоны, расположенные вокруг пусковой системы. Иногда Г. защищают
от непосредств. воздействия реактивной струи нек-рые элементы
пусковой системы (напр., домкраты, опорные стойки, подъемные
и поворотные механизмы и пр.).
ГАЗОСБРОС — снижение давления в топливной емкости космо¬
дрома путем выпуска избыточного количества газа через дренажный
или дренажно-предохранит. клапаны; может управляться прину¬
дительно или быть автоматическим. Принудит. Г. в заправочных
емкостях после окончания процесса заправки достигается подачей
команды на открытие дренажного клапана; автоматич. Г. происхо¬
дит при превышении заданного давления через предохранит, кла¬
пан, автоматически срабатывающий при достижении определ.
предельного давления.
ГАЗЫ СЖАТЫЕ — газы, применяемые как рабочее тело систем
пневмоавтоматики наземных агрегатов космодрома и PH, для
вытесиения компонентов топлива из заправочных емкостей в баки
96 ГАЛАБЕР
PH при вытеснит, заправке, для наддува заправочных емкостей
и топливных баков PH. В разл. ракетных комплексах применяют
сжатый воздух, азот, гелий. Проще всего получить сжатый воздух
с помощью обычных компрессорных станций, но иногда использо¬
вание воздуха невозможно, т. к. кислород, входящий в состав
воздуха, поглощается горючими или воздух конденсируется при
наддуве емкостей с криогенным ракетным топливом, что приводит
к колебанию давления при наддуве и загрязнению топлива. В этих
случаях применяют инертный газ — азот (г°Кип — 196°). Однако,
если горючим служит водород жидкий (/°Кип — 253°), использовать
азот для наддува и вытеснения нельзя, т. к. он конденсируется на
поверхности водорода, это же явление наблюдается и при наддуве
азотом емкости с переохлажденным кислородом. В этом случае
эффективен газообразный гелий (г°Кип —269°).
ГАЛАБЕР, Анри (р. 1914) — франц. промышленник. Учредил в
1958 Международную премию за выдающиеся достижения в ос¬
воении космич. пространства. Лауреатами премии Г. в СССР яв¬
ляются Ю. А. Гагарин, В. В. Николаева-Терешкова, А. А. Штерн-
фельд, А. Г. Масевич. Премия присуждена также Д. Гленну, В. фон
Брауну, Н. Армстронгу, Э. Олдрину, М. Коллинзу, Г. Оберту,
Э. Штуленгеру, Ж. Барре, Косс, Шевалье.
ГАЛАКТИКА — сложная система звезд, газа и пыли разного
возраста, происхождения и состава. Часть звезд и газа и почти вся
пыль сосредоточены в плоской составляющей системы, напоминаю¬
щей тонкий диск; ее мы наблюдаем на небе в виде Млечного Пути.
Значит, число звезд и нек-рая доля газа образуют почти сферич.
составляющую системы, окружающую сравнительно компактное
ядро Г. Это ядро в центр, области значительно более плотно, чем
др. части Г., и богато газом в весьма турбулентном состоянии.
Радиус Г. составляет — 14 000 парсек, число звезд в ней оцени¬
вается в 100 млрд., а общая масса превосходит массу Солнца при¬
мерно в 100 млрд. раз. Газ и пыль составляют, вероятно, лишь
небольшую долю массы Г. Наше Солнце находится на расстоянии
ок. 10 000 парсек от центра Г. В Г. продолжается процесс звездо¬
образования. Старое «население» Г. образует почти сферич. состав¬
ляющую этой звездной системы, тогда как молодое — почти плос¬
кую составляющую, образующую осн. плоскость Г. Галактич.
орбиты звезд, входящие в сферич. составляющую, — эллипсы
с большими эксцентриситетами и любыми наклонами к осн. плос¬
кости. Звезды плоской составляющей обладают почти круговыми
орбитами с весьма малыми наклонами. Наиболее молодые звезды
и звездные скопления образуют спирали, характерные не только
для нашей Г., но и для др. Г., получивших назв. спиральных.
ГАЛАКТИЧЕСКИЕ ТУМАННОСТИ — скопления газа и пыли в
межзвездном пространстве. Известны Г. т.:а) планетарные —
небольшие объекты часто округлой формы с расположенной в центре
звездой — ядром, со ср. плотностью газа — 10-20 г/смг, темп-рой
ок. 10 000° К и массой ~ 10~б массы Солнца; образовались при
сравнительно спокойном сбросе оболочки ядром; б) диффуз¬
ные эмиссионные — более крупные объекты неправиль¬
ной формы; масса в сотни раз больше массы Солнца; плотность и
темп-pa меньше, чем у планетарных туманностей; расположены
вблизи скоплений горячих звезд; й) отражательные п
темные пылевые— наиболее плотные облака космич. пыли,
ГВИАНЫ ФРАНЦУЗСКОЙ ПОЛИГОН 97
наблюдаемые по отражению ими света близких звезд или по затем¬
нению ими фона далеких звезд; г) остатки вспышек
сверхновых звезд — оболочки, сброшенные с большой
скоростью при мощных взрывах особого класса звезд, массы от
0,1 до превышающих в несколько раз массу Солнца. Исследования
Г. т. дают сведения об эволюции звезд.
ГАНСВИНДТ (Ganswindt), Герман (1856—1934) — немецкий
изобретатель. В 1893 предложил проект корабля с ракетным двига¬
телем для межпланетных путешествий. По этому проекту двига¬
тель должен был работать отдельными взрывами динамитных патро¬
нов. Именем Г. назван кратер на обратной стороне Луны. (Пор¬
трет, с. 34).
ГАРАНТИЙНЫЙ ЗАПАС ТОПЛИВА — дополнит, количество
топлива для РД, к-рое должно скомпенсировать возможное увели¬
чение, по сравнению с рабочим запасом, расхода топлива на актив¬
ном участке полета, в условиях возмущенного полета и при откло¬
нениях основных параметров ракеты (веса, тяги двигателя) от но¬
минальных значений. Обычно Г. з. т. не превышает 2—3% от ра¬
бочего запаса.
ГАШЕНИЕ КИНЕТИЧЕСКОГО МОМЕНТА маховых
масс — режим работы системы ориентации, использующей реак¬
тивные маховые массы в комбинации с реактивными двигателями
ориентации (РДО). Под влиянием возмущающих моментов, дей¬
ствующих на К Л А, угловая скорость реактивных маховых масс
постепенно увеличивается, что сопровождается падением эффектив¬
ности управления К Л А. При достижении угловой скоростью пре¬
дельно допустимой величины управление КЛА временно передается
РДО, а реактивные маховые массы затормаживаются (происходит
процесс Г. к. м. маховых масс); по окончании процесса торможения
РДО выключаются и управление КЛА продолжается прежним по¬
рядком. Г. к. м. необходимо также, когда вместо реактивных махо¬
вых масс используются инерционные исполнит, органы системы
ориентации любого др. вида. При комбинации инерционных испол¬
нит. органов с электромагнитными исполнительными органами
Г. к. м. может осуществляться постепенно (непрерывно).
ГАШЕНИЕ УГЛОВОЙ СКОРОСТИ КЛА — режим работы сис¬
темы ориентации, предшествующий приданию КЛА заданного
углового положения. В процессе Г. у. с. уничтожается угловая
скорость, приобретенная КЛА на предыдущем участке полета,
напр. угловая скорость КЛА, к-рый на предыдущем участке полета
стабилизировался вращением, или угловая скорость, полученная
КЛА при разделении с PH.
ГВИАНЫ ФРАНЦУЗСКОЙ ПОЛИГОН — французский ракет¬
ный полигон, расположенный на участке побережья Французской
Гвианы между г. Синнамари и г. Куру. Площадь полигона после
окончания строительства 1000 км2. Работы первой очереди преду¬
сматривают создание стартовых комплексов для PH «Диамант» и
для исследовательских ракет. Г. ф. п. находится почти на экваторе
(5° с. ш.), что делает его удобным для запуска ИСЗ на экваториальные
орбиты. Первый запуск PH «Диамант-Б» с этого полигона состо¬
ялся в марте 1970. Исследовательская ракета «Вероника» старто¬
вала впервые с Г. ф. п. в апреле 1968. Стоимость работ первой оче¬
реди строительства составляет ориентировочно 60 млн. долл. Помимо
строительства Г. ф. п., ведутся работы по созданию франц. полигона
98 ГДЛ - ОКБ МЕДАЛЬ
для проведения космич. и ядерных испытаний на о. Мангарева
в Тихом океане (1600 км к юго-западу от о. Таити).
ГДЛ — ОКБ МЕДАЛЬ *** памятная юбилейная медаль в честь
40-летия ГДЛ—ОКБ, выпущена в 1969. На обратной стороне ме¬
дали изображен невидимый с Земли диск Луны с кратерной цепоч¬
кой длиной 1100 км, названной именем ГДЛ.
ГЕЛИИ Не — инертный газ, *°КИп —268,9°. Используется для
наддува баков с криогенными компонентами топлива и других
целей. Предполагается, что замена азота Г. в атмосфере кабины КК
целесообразна с физиология, и с технич. точек зрения, т. к. при¬
водит к уменьшению опасности декомпрессионного заболевания, сни¬
жению веса КК и затрат энергии для принудит, вентиляции. Пребы¬
вание в гелиево-кислородной среде при комфортных температурах не
оказывает на организм человека к.-л. неблагоприятных воздействий.
ГЕЛИОЦЕНТРИЧЕСКИЕ КООРДИНАТЫ — координаты небес¬
ного тела относительно системы координат, начало к-рой находится
в центре Солнца. Г. к. часто используются при описании движения
больших планет, астероидов, комет и др. небесных тел.
ГЕЛИОЦЕНТРИЧЕСКОЕ РАССТОЯНИЕ — расстояние небес¬
ного тела (планеты, кометы и т. д.) от центра Солнца.
ГЕОДЕЗИЧЕСКИЕ ИСЗ — ИСЗ для геодезич. привязки (опре¬
деления точных координат) отдельных пунктов на поверхности Земли
путем точных радиотехнич. или оптич. измерений положения ИСЗ
с нескольких наземных измерит, пунктов, часть из к-рых имеет
известные координаты, а остальные подлежат геодезич. привязке
(координаты должны быть определены). К числу Г. ИСЗ относятся,
напр., амер. ИСЗ «АННА» и «Секор».
ГЕОКОРОНА — самая внешняя область атмосферы Земли (по
аналогии с внешней областью атмосферы Солнца — солнечной ко¬
роной). Состоит в основном из заряженных частиц, обладающих
высокой темп-рой, а также из небольшого количества нейтральных
частиц. Заряженную компоненту составляют частицы внешней ио¬
носферы, «горячие» фотоэлектроны, заполняющие силовые трубки
магнитосферы, опирающиеся на освещенную и ионизируемую
Солнцем ионосферу, частицы радиационного пояса, захваченные в
геомагнитную ловушку, а также частицы в хвостовой области ма¬
гнитосферы, движение которых связано с вращением Земли во¬
круг своей оси. Нейтральную компоненту составляют испаряющие-
ГЕОМАГНИТНАЯ ЛОВУШКА 99
с я из более низких слоев атмосферы Земли частицы экзосферы,
преимущественно атомы водорода.
ГЕОМАГНИТНАЯ ЛОВУШКА — область магнитосферы Земли,
структура поля к-рой позволяет удерживать в ограниченном объеме
заряженные частицы околоземной плазмы. Образована замкнутыми
в сравнительно небольшом объеме магнитными силовыми линиями,
близкими по форме к силовым линиям магнитного диполя; она на¬
чинается с высот в несколько сотен км и простирается до границы
магнитосферы на дневной стороне Земли в плоскости экватора.
Принципиальная возможность удержания заряженных частиц
в Г. л. связана с сохранением адиабатич. инвариантов движения
частиц в магнитном поле — трех постоянных величин, численные
значения к-рых определяются как параметрами, характеризующими
саму частицу (энергия частицы, направление ее движения по отно¬
шению к полю), так и величиной напряженности поля в тех точках,
через к-рые проходит частица.
Каждому набору трех фиксированных значений адиабатич.
инвариантов соответствует определенный уровень положения или
т. н. инвариантная поверхность, по к-рой движутся в Г. л. заряжен¬
ные частицы с этими значениями адиабатич. инвариантов. Числен¬
ные значения адиабатич. инвариантов не меняются в процессе дви¬
жения при достаточном медленном изменении магнитного поля не
только в пространстве, но и во времени. Так как величина адиабатич.
инвариантов зависит не только от энергии частицы, но и от напряжен¬
ности магнитного поля, в к-ром эта частица движется, то условие
постоянства адиабатич. инвариантов требует, чтобы при изменении
напряженности магнитного поля во времени менялась энергия ча¬
стицы. Непосредственным следствием адиабатической инвариант-
Меридиональный разрез магнитосферы Земли (расстояния по осям
координат даны в радлусах Земли)
100 ГЕОМАГНИТНОЙ ВОЗМУЩЕННОСТИ ИНДЕКС
ности является т. н. бетатронпое ускорение заряженной частицы в
изменяющемся со временем магнитном поле. Области Г. л., запол¬
ненные заряженными частицами (корпускулярным излучением),
получили назв. радиационного пояса Земли.
Наиболее широко известная гипотеза происхождения части
корпускулярного излучения в Г. л. — гипотеза нейтронного аль¬
бедо; из др. гипотез известна также теория диффузии внешних заря¬
женных частиц в Г. л. в связи с нарушением 3-го адиабатич. ин¬
варианта (Ф) под влиянием внезапных возмущений геомагнитного
поля. Такая диффузия должна сопровождаться бетатронным уско¬
рением частиц. Существует также гипотеза об адиабатич. втягива¬
нии заряженных частиц в Г. л. во время магнитной бури. Если
гипотеза о диффузии основана на предположении о переходе заряжен¬
ных частиц под влиянием возмущений поля с одной инвариантной
поверхности на др., то гипотеза адиабатич. втягивания объясняет
происхождение захваченного излучения деформацией самих
инвариантных поверхностей во время магнитной бури. Во время
главной фазы магнитной бури инвариантные поверхности, соот¬
ветствующие глубоким областям невозмущенного геомагнитного
поля, могут приближаться к внешним границам Г. л., а во время
восстановит, фазы бури — возвращаться на прежнее место, захва¬
тывая и «втягивая» в глубь Г. л. новые заряженные частицы. Адиа¬
батич. втягивание должно сопровождаться в основном бетатронным
ускорением частиц (рис., с. 99).
ГЕОМАГНИТНОЙ ВОЗМУЩЕННОСТИ ИНДЕКС — характери¬
зует степень возмущенности геомагнитного поля за определенный
промежуток времени. Единства в отношении меры геомагнитной
активности до сих пор нет. Наиболее просты междунар. характе¬
ристики — числа О, 1, 2, показывающие степень возмущенности за
день. В 1939 в практику была введена десятибалльная (от 0 до 9)
шкала 3-часового индекса А, к-рая принята в наст, время и на
обсерваториях Сов. Союза. Каждому баллу соответствует опреде¬
ленная амплитуда колебаний поля за 3-часовой период, исправлен¬
ная за спокойный суточный ход (для каждой обсерватории введена
своя шкала индекса К). Для оценки магнитной активности всего
земного шара как целого с 1951 введен средний индекс Кр, назван¬
ный планетарным (определяется путем осреднения индексов К для
11 специально отобранных обсерваторий) и имеющий 28-балльную
шкалу (00, 0+, 1_, 10, 1-и 2_, 20, 2+ и т. д.). Индексу Кр эквивалентна
планетарная амплитуда ар; соотношение между ними определяется
спец, таблицей. Более детальным, чем суточные и 3-часовые индексы,
является четвертьчасовой индекс Q. Для исследования более про¬
должит. зависимостей (месячные, годовые, вековые) Бартельсом
введено обозначение и — мера активности, соответствующая меж¬
суточной изменчивости.
ГЕОЦЕНТРИЧЕСКИЕ КООРДИНАТЫ — координаты небесного
тела (Луны, ИСЗ и т. д.) относительно системы координат, начало
к-рой совпадает с центром Земли.
ГЕОЦЕНТРИЧЕСКОЕ РАССТОЯНИЕ — расстояние Луны, ИЗС
или к.-л. др. небесного тела от центра Земли.
ГЕРМЕТИЧЕСКАЯ КАБИНА — герметич. отсек КК, в к-ром
размещается экипаж и сосредоточено все управление кораблем.
Г. к. не только изолирует космонавтов от космич. вакуума, но и
защищает от солнечной и галактич. радиации, от воздействия мете¬
ГЕРМЕТИЧЕСКАЯ КАБИНА 101
орных частиц и тепловых потоков. В Г. к. должны быть созданы
и постоянно поддерживаться условия, обеспечивающие нормальную
жизнедеятельность человеч. организма в течение всего времени,
определяемого программой космич. полета. Искусств, атмосфера,
удовлетворение потребностей организма в пище и воде, удаление
продуктов жизнедеятельности и соблюдение привычных сан.-ги-
гиенич. норм создаются в Г. к. системой жизнеобеспечения.
Чтобы сохранить работоспособность космонавтов при длит,
космич. полетах, в Г. к. должна быть создана газовая среда с такими
же физическими и гигиеническими параметрами, как и параметры
воздушной среды на Земле. В сов. КК применяется нормальная
смесь кислорода с азотом под давлением он. 750—770 мм рт. ст.,
имеющая относит, влажность 45—60% и темп-ру 18—21°С. На
всех амер. КК (включая «Аполлон») при выводе на орбиту и во вре¬
мя полета используется чистый кислород под давлением 285—360 мм
рт. ст. Кислородная атмосфера позволяет облегчать конструкцию
Г. к., т. к. в космосе на ее стенки действует меньшая разность дав¬
лений. Однако чистый кислород при этом давлении токсичен для
организма при полетах св. 30 суток. Кроме того, в атмосфере чисто¬
го кислорода небольшие искры вызывают мгновенное воспламене¬
ние горючих материалов и фронт пламени распространяется с боль¬
шой скоростью. Это может привести к пожару в Г. к., особенно при
повышении абс. давления кислорода во время предстартовой под¬
готовки (см. А тмосфера кабины). Поэтому при наземных испытаниях,
во время старта, на участке выведения амер. КК на орбиту в каби¬
не создается искусственная атмосфера, состоящая из 02 (60%) и
N2 (40%).
Из атмосферы Г. к. необходимо непрерывно удалять выделяющи¬
еся в процессе дыхания и обмена веществ углекислый газ, пары воды,
а также очищать ее от взвешенных твердых частиц, микроорганизмов
и загрязняющих микропримесей, источником к-рых является обо¬
рудование Г. к., смазочные вещества, пластмассовые материалы и
кожные выделения человека. В системах регенерации атмосферы
Г. к. могут применяться биологич. культиваторы, оранжереи (фото¬
синтез), физич. и химич. поглотители углекислого газа и запахов,
фильтры для твердых частиц и устройства для конденсации избы¬
точной влаги.
На случай выхода из строя системы создания искусств, атмо¬
сферы или нарушения герметичности Г. к. предусматриваются
защитные скафандры. Скафандр каждого члена экипажа имеет
независимую систему питания кислородом от бортовых кислород¬
ных контейнеров и средства регенерации кислорода.
В зависимости от системы аварийного спасения космонавтов
при неудачном старте PH в Г. к. могут устанавливаться катапуль¬
тируемые («Восток») или обычные («Восход», «Меркурий», «Джеми-
ни», «Аполлон») кресла, смоделированные по фигуре космонавтов.
Кресла устанавливаются таким образом, чтобы перегрузки на уча¬
стке выведения К К на орбиту и на участке спуска действовали на
космонавтов в направлении «грудь — спина» (см. Ускорение). В
Г. к. делаются быстро открывающиеся люки, по бокам и спереди —
иллюминаторы с жаропрочными стеклами. Через иллюминаторы
космонавты могут вести визуальное наблюдение, производить кино-
и фотосъемку. Для выхода космонавта в открытый космос из Г. к.,
в к-рой применяется кислородно-азотная смесь с давлением, близ¬
102 ГЕРМЕТИЧЕСКИЙ ОТСЕК
ким к нормальному атмосферному, необходима шлюзовая камера,
где производится десатурация растворенного в организме азота и
постепенный переход к давлению ок. 180—257 мм рт. ст., соответ¬
ствующему давлению кислорода в космич. скафандре (см. Деком¬
прессионное заболевание). Размещение всего оборудования в Г. к.
должно удовлетворять требованиям эстетики и обеспечивать опти¬
мальный интерьер. Г. к. может иметь несколько отсеков: бытовой,
приборный, систем жизнеобеспечения и др.
Снаружи Г. к. покрыта абляционным слоем тепловой защиты,
предотвращающим сгорание Г. к. на участке спуска при входе в
плотные слои атмосферы. Комфортная темп-pa воздуха в Г. к. во
время полета на уровне 15°—22° поддерживается системой термо¬
регулирования. В Г. к., помимо аппаратуры для контроля полета
и ручного управления КК, размещается также радиооборудование
для двухсторонней связи с Землей, телевизионные камеры для на¬
блюдения, в частности, за космонавтами, аппаратура для регистра¬
ции физиология, функций космонавтов в полете и мн. др. При разл.
испытаниях, связанных с исследованием воздействия факторов
космич. полета на организм человека (см. Факторы среды) или изу¬
чением работоспособности космонавтов при длит, полетах, следует
как можно точнее имитировать условия обитания космонавтов в
Г. к. (см. Моделирование).
ГЕРМЕТИЧЕСКИЙ ОТСЕК — отсек КЛА с герметич. оболоч¬
кой, в к-ром поддерживается в полете определенное давление воз¬
духа или к.-л. другого газа. Наличие Г. о. обязательно для пилоти¬
руемых КК; в этом случае он наз. герметич. кабиной. На автоматич.
(беспилотных) КЛА Г. о. используется для создания благоприят¬
ных условий работы бортовой аппаратуры (улучшенного теплового
режима и др.) и обычно заполняется нейтральным газом, напр.
азотом. Для обеспечения герметичности Г. о., состоящего из неск.
частей, применяются герметич. стыки из 2 шпангоутов, соединяемых
болтами, и уплотнения (прокладки из вакуумной резины) между
шпангоутами. Космонавты из герметич. кабины в полете выходят
через шлюзовый отсек или же производится временная разгермети¬
зация кабины (если космонавты в скафандрах). Разгерметизация
Г. о. может быть вызвана метеорным пробоем, в связи с чем КК,
предназнач. для длительного космич. полета (напр., в течение
неск. лет), должны быть снабжены противометеорной защитой.
ГЕРМЕТИЧНЫЙ ЛЮК — люк, снабженный герметич. уплот¬
нением по контуру и устанавливаемый на герметическом отсеке
КЛА. В ряде случаев Г. л. снабжается механизмом для быстрого
открывания, напр. для выхода космонавта из К К на орбите, поки¬
дания К К путем катапультирования и др.
ГЕТЕРОГЕННОЕ ТВЕРДОЕ РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО (смесе-
вое, составное) — механич. смесь тонко измельченного твер¬
дого окислителя, тщательно перемешанного с жидким горючим,
отвердевающим при полимеризации. В качестве окислителя исполь¬
зуются богатые кислородом аммонийные, литиевые, натриевые и
калиевые соли азотной (нитраты) или хлорной (перхлораты) кислот.
Иногда применяются органич. соли, напр. пикрат аммония. Наибо¬
лее употреб>имы перхлораты калия КС104, аммония NH4C104 и
нитрат аммония NH4N03. Г. т. р. т., содержащие перхлорат калия,
имеют довольно малый удельный импульс, но высокую плотность.
Перхлорат аммония — основа совр. Г. т. р. т. с высоким уд. импуль¬
ГЕШВЕНД 103
сом дает небольшие значения показателя степени зависимости
скорости горения от давления. Доступный и дешевый нитрат аммония
широко используется в Г. т. р. т., но топлива на его основе имеют
невысокий уд. импульс, малую скорость горения, гигроскопичны
и обладают плохой физич. стабильностью вследствие способности
нитрата аммония к полиморфным превращениям. Перхлорат лития
обладает хорошими энергетич. характеристиками, но гигроскопичен
и дорог.
В качестве горючих, к-рые также являются связующими, при¬
меняются асфальты, битумы и полимеры: тиоколы, полиэфиры,
уретаны, синтетич. каучуки (полибутадиеновые, в т. ч. карбокси-
латные, нитрильные и др.), полиэтилен, полипропилен, синтетич.
смолы (фенольные, эпоксидные, стирольные, акрилатные, полиамид¬
ные и др.).
Комплекс физико-механич. свойств Г. т. р. т. — эластичность,
прочность, относит, удлинение, темп-pa стеклования и др., опреде¬
ляется в основном свойствами связующего материала. С целью
улучшения технология., физико-механич. и энергетич. характе¬
ристик Г. т. р. т. используют пластифицирующие добавки (нитро-,
нитратные, ацетиленовые и др. соединения). Для увеличения удель¬
ного импульса к ним добавляют металлы (алюминий, магний, берил¬
лий) обычно в виде мелкодисперсных порошков; делаются попытки
введения металлосодержащих соединений. Г. т. р. т. могут быть
отлитыми в спец, форму либо в корпус двигателя (с последующей
полимеризацией), а также прессованными.
Г. т. р. т. имеют удельный импульс 170—240 сек, а с добавками
металлов — до 250—265 сек при степени расширения газа в сопле
40. Они более широко применяются, чем гомогенные твердые ракет¬
ные топлива.
ГЕТЕРОСФЕРА — область атмосферы, расположенная выше
гомосферы\ характеризуется изменением состава и структуры атмо¬
сферы с высотой. В нижней части Г. (примерно на высотах 80—
150 км) ее состав изменяется гл. обр. вследствие увеличения диссо¬
циации газов с высотой, а также из-за диффузионного разделения
отдельных компонентов атмосферы. В верхней части Г. (выше при¬
мерно 150 км) распределения парциальных концентраций отдель¬
ных компонентов нейтральной атмосферы взаимно почти независи¬
мы и определяются уравнением гидростатического равновесия с
учетом изменения темп-ры с высотой. Исключение составляет ней¬
тральный водород, распределение к-рого обусловлено его диссипа¬
цией из экзосферы, нек-рые малые примеси, активно участвующие в
химия, реакциях в атмосфере, а также ионизованные компоненты
(см. Ионосфера). Выше, в области экзосферы, распределения частиц
разл. массы подчиняются более сложным законам.
ГЕТЕРОТРОФНЫЕ ОРГАНИЗМЫ — живые организмы, исполь¬
зующие для питания в основном готовые органич. соединения, чем
они отличаются от автотрофных организмов (см. Автотрофы),
питающихся только неорганич. веществами. К Г. о. относятся все
животные и значит, часть микроорганизмов (за исключением фото¬
синтезирующих и хемосинтезирующих бактерий).
ГЕШВЕНД, Федор (2-я пол. 19 в.) — рус. инженер, одним из
первых разработавший технич. проекты реактивных двигателей.
В 1886 вышла его книга «Общее основание проекта применения
реактивной работы пара к железнодорожным паровозам». В 1887
«04 ГИБРИДНОЕ РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО
он описал проект реактивного самолета и многосоплового реактив¬
ного двигателя в книге «Общее основание устройства воздухоплава¬
тельного парохода». Разработанные Г. концентрич. сопловые на¬
садки впоследствии стали известны под назв. насадок Мело.
ГИБРИДНОЕ РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО (ГРТ) — химическое ра¬
кетное топливо, отдельные компоненты к-рого в условиях эксплу¬
атации находятся в различных агрегатных состояниях. Рассматри¬
ваются 2 варианта ГРТ: твердое горючее — жидкий окислитель,
твердый окислитель — жидкое горючее. Практически все компо¬
ненты жидких и твердых ракетных топлив могут быть использованы
в ГРТ.
ГИБРИДНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ГРД) — РД, рабо¬
тающий на сочетании твердых и жидких компонентов топлива,
причем один из компонентов, находящийся в твердом состоянии,
как правило, размещается в камере Сгорания, в к-рую подается др.
компонент в жидком состоянии. Обычно твердый компонент — горю¬
чее. Впервые Г. р. д. разработан в ГИРД в 1933 (Двигатель 09).
ГИГИЕНА КОСМОНАВТА — комплекс мероприятий, повсед¬
невно выполняемых во время полета: уход за кожей лица и тела,
полостью рта, предотвращение потливости, физич. упражнения
в условиях невесомости, обеспечение необходимых гигиенич. усло¬
вий для сна, использование гигиенич. одежды и обуви, подбор
видов и форм активного отдыха и т. д. Роль Г. к. возрастает по
мере увеличения продолжительности полета; если на первых К К
космонавты применяли только пропитанные моющими средствами
гигиенич. салфетки для ухода за лицом и кистями рук, то при поле¬
тах большей продолжительности должны быть предусмотрены
устройства, позволяющие мыться (космич. душ или баня), затра¬
чивая для этих целей миним. количество воды, разработаны спец,
съедобные пасты для ухода за полостью рта и зубами, являющиеся
одновременно профилактич. лекарством, и т. п.
ГИДРАЗИН N2H4 — высококипящее жидкое горючее и монотоп¬
ливо для ЖРД. Бесцветен, дымит на воздухе, гигроскопичен, по¬
глощает из атмосферы кислород и углекислый газ, плотность
1,008 г/см3 (20°), *пл 1,5°, гкип 113,5°. Токсичен, растворяется в
воде, спиртах, аммиаке и др. При обычной темп-ре стабилен и не
разлагается без доступа воздуха. Подвергается каталитич. или
термич. разложению с образованием горячей газообразной смеси
водорода, азота и аммиака. Г. при перегреве в замкнутом про¬
странстве и мощных импульсах подвержен взрывному разложению.
Коррозионно малоактивен по отношению ко многим металлам, но
в присутствии кислорода воздействует на медь и ее сплавы, причем
ионы меди катализируют разложение. По эффективности при приме¬
нении с четырехокисью азота немного выше, чем диметилгидразин
несимметричный, при малых степенях расширения газа в соплах,
а при больших — несколько уступает ему. Широко используется как
компонент горючего (см. Аэрозин-50) с четырехокисью азота, обра¬
зуя самовоспламеняющееся топливо, а также как однокомпонент¬
ное топливо для вспомогат. РД. В 40-х гг. в Германии применялось
соединение Г. с водой (гидразин-гидрат).
ГИДРИД БЕРИЛЛИЯ ВеН2 — возможное высокоэффективное
горючее РД. Твердое соединение, плотность 0,64 г/сж3, стабилен
до 240°. Устойчив в сухом и влажном воздухе до 200°. Теоретич.
удельный импульс, развиваемый на высококипящем топливе, —
ГИДРОПОДВЕСКЛ ПУСКОВОЙ СИСТЕМЫ 105
перекись водорода и Г. б. (вычисленный без учета потерь, вызван¬
ных двухфазностью потока продуктов сгорания), почти равен
удельному импульсу одного из самых высокоэффективных криоген¬
ных топлив — жидкий фтор и жидкий водород. Бериллий и его со¬
единения, в т. ч. присутствующие в продуктах сгорания, весьма
токсичны. Г. б. получается, напр., термич. разложением бериллий-
органич. соединений.
ГИДРОБУФЕР — гидравлич. устройство для приема кабельных
и заправочных мачт, желобов бортовых коммуникаций, откидных
опор пусковых систем и пр., отбрасываемых при запуске от стар¬
тующей PH. Обеспечивает амортизацию ударов падающих элемен¬
тов об опоры, снижает макс, усилия, действующие на эти элементы,
способствуя их многократному применению. Г. состоит из гидрав¬
лич. цилиндра, поршня, пружины и устройства для регулирова¬
ния площадки отверстия перетекания жидкости.
ГИДРОДОМКРАТ — исполнит, орган гидросистем, установщи¬
ков, пусковых систем, агрегатов обслуживания, грузоподъемного
и др. оборудования космодрома. Служит для подъема и вертикали-
зации ракет на пусковых устройствах, подъема стрел и порталов
установщиков, перестановки башен обслуживания с ходовых теле¬
жек на опоры стартовой площадки и т. п. Рабочее давление жид¬
кости в Г. достигает 200 кг/см2, диаметр их цилиндров 2 тыс. мм,
рабочий ход поршня (для одноступенчатых Г.) — 10 тыс. мм; для
увеличения рабочего хода применяют телескопия. Г.
ГИДРОКЛАПАН ОБРАТНЫЙ — элемент гидросистем, напр.
установщика, пускового устройства и др. агрегатов наземного обо¬
рудования космодрома, допускающий движение жидкости в маги¬
страли, на к-рой он поставлен только в одном направлении. Напр.,
Г. о., поставленные на магистралях непосредственно у гидродом¬
кратов механизмов подъема стрелы (или портала) установщика, за¬
пирают жидкость при обрыве магистралей гидросистемы и предот¬
вращают самопроизвольное падение стрелы.
ГИДРОЛИЗ МОЧЕВИНЫ — химич. реакция обменного разло¬
жения между мочевиной (карбамидом) и водой. Может производиться
физико-химич. и микробиология, методами. Оба метода Г. м. могут
быть использованы в СЖО с целью получения из мочевины аммиач¬
ной воды или азотной кислоты.
ГИДРООКИСЬ ЛИТИЯ ЫОН — бесцветные кристаллы; плот¬
ность 1,46. Использована в СЖО амер. КК «Меркурий», «Джемини»
и «Аполлон» как нерегенерируемый поглотитель углекислоты и,
частично, влаги. Поглотительная способность Г. л. 0,87 кг угле¬
кислого газа на 1 кг Г. л.
ГИДРОПОДВЕСКА ПУСКОВОЙ СИСТЕМЫ — совокупность
гидромеханич. опор, гидросистемы и элементов управления опора¬
ми пусковой системы, предназначенных для приема PH с установщи¬
ка в условиях колебания ее торца относительно опор, для вертика-
лизации и опускания PH на заранее выверенную опорную плоскость
пусковой системы. Г. п. с. исключает жесткие удары в момент
подвода гидромеханич. опор к торцу PH, а также не допускает
появления чрезмерно больших усилий в стыке в конечный момент
опускания PH на опорную плоскость. Г. п. с. позволяет избежать
«ножевых» (пиковых) нагрузок на силовой опорный пояс PH при
установке и добиться большей равномерности в величинах усилий,
действующих на этот пояс.
100 ГИДРОПОНИКА
ГИДРОПОНИКА — выращивание растений без ночцы в водных
растворах минеральных солей или на искусств, субстратах. Для
культивирования растений в космосе наиболее важны метод гра¬
вийных культур и аэропоника. При методе гравийных культур
растения выращиваются на субстрате, питат. раствор подается
периодически подтоплением снизу, после чего самотеком сливается
в резервуар, или им орошается поверхность. Подбор облегченного
субстрата для метода гравийных культур или его полной исключение
в аэропонике позволяет значительно снизить вес конструкций
космической оранжереи.
ГИДРОПРИВОД — силовое устройство, используемое для при¬
ведения в действие агрегатов ЖРД, КЛА, подъемной ц поворотной
частей пусковых устройств, подъема стрел и порталов установщи¬
ков на космодромах. Исполнит, элементы Г. — гидромоторы и
гидроцилиндры (гидр о домкраты).
ГИДРОФИЛЬНЫЕ МАТЕРИАЛЫ — вещества с большим ад-
сорбц. сродством к воде, самопроизвольно образующие коллоидные
растворы в воде или др. жидкости. Г. м. — материалы на целлю¬
лозной основе, нек-рые ткани и нетканые материалы, минералы
с ионными кристаллич. решетками (карбонаты, силикаты, окислы
и их гидраты), нек-рые металлы и т. д. Применяются в СЖО и дру¬
гих системах КК для разделения фаз в условиях невесомости, на¬
правленного движения жидкости (материалы для Капиллярных
насосов и т. н. фитильные материалы), получения определ. ориен¬
тации жидкости в сосудах и т. д.
ГИДРОФОБНЫЕ МАТЕРИАЛЫ — водоотталкивающие вещест¬
ва — парафин, жиры, воски, фторопласт и т. д. Используются
в СЖО и других системах КЛА для разделения фаз газо-жидкост-
ных смесей в условиях невесомости, направленного движения жид¬
кости и т. д.
ГИПЕРБОЛИЧЕСКАЯ СКОРОСТЬ — скорость, превышающая
параболическую скорость. Если в нач. момент времени Скорость удо¬
влетворяет этому условию, то невозмущенное движение будет гипер¬
болическим (см. Гиперболическое движение).
ГИПЕРБОЛИЧЕСКОЕ ДВИЖЕНИЕ — движение, совершаемое
небесным телом по гиперболе. Примером Г. д. могут служить нек-рые
движения в задаче двух тел. Движение нек-рых код^ет и косми¬
ческих летательных аппаратов, направленных к Луне и планетам,
происходит по траекториям, близким к гиперболам. Поэтому при
изучении движения таких небесных тел часто за первое прибли¬
жение принимают Г. д.
ГИПЕРЗВУКОВОЙ ПРЯМОТОЧНЫЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВ¬
НЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — ПВРД, рассчитанный на работу при гипер¬
звуковых скоростях полета, т. е. Маха числах более 5—6. Харак¬
теризуется сгоранием топлива в сверхзвуковом потоке. Может быть
применен на воздушно-космических самолетах.
ГИПОКИНЕЗИЧЕСКАЯ БОЛЕЗНЬ - комплекс стойких функ¬
циональных расстройств, возникающих вследствие ограничения
мышечной деятельности. Основные симптомы: тенденция к сниже¬
нию частоты сердечных сокращений и дыхания, тонула сосудов и
поперечно-полосатых мышц, нарушение равновесия, обцщя слабость,
ухудшение аппетита, расстройства в регуляции кровообращения
при ортостатич. пробе, повышение гемоконцентрации, потеря каль¬
ция и др. (см. Гипотензия ортостатическая). В условиях космич.
ГИРОСИЛОВЫЕ СТАБИЛИЗАТОРЫ 107
полета основные меры профилактики Г. б. — искусств, гравитация
п дозированная мышечная нагрузка на различные группы мышц.
ГИПОКИНЕЗИЯ (гиподинамия, относительная
а д и н а м и я) — недостаточная мышечная деятельность. В космич.
полете Г. может быть обусловлена пребыванием космонавта в ка¬
бине малого объема и невесомостью.
ГИПОКСИЯ — пониженное содержание кислорода. Гипо¬
ксическая— дыхательная форма кислородной недостаточ¬
ности, обусловленная ухудшением артериализации (насыщения кис¬
лородом) венозной крови, поступающей в легкие. Возможна при
понижении парциального давления кислорода во вдыхаемом воз¬
духе, гипервентиляции в условиях воздействия ускорений и иных
факторов. Гемическая Г. — кровяная форма кислородной
недостаточности; возникает при уменьшении количества кисло¬
рода, переносимого кровью, в связи с уменьшением ее кислородной
емкости. Может быть обусловлена поражениями кроветворной
системы при радиационных воздействиях, кровопотерями, образо¬
ванием карбоксигемоглобина (соединение гемоглобина с окисью
углерода), метагемоглобина (связь гемоглобина с окислителями).
Циркуляторная Г. — в условиях космич. полета возможна
как кратковременное проявление при переходе в состояние невесо¬
мости после воздействия ускорений и особенно при возвращении
на Землю. Тканевая Г. — форма кислородного голодания,
связанная с изменениями активности или инактивацией дыхат.
ферментов (окислительно-восстановит. группы — дегидраз или окси-
даз), вследствие чего ткани не могут использовать кислород из
омывающей их крови. Может иметь место при нарушениях обмена
витаминов, т. к. отдельные витамины входят в структуру фермен¬
тов, а также при отравлениях нек-рыми ядами, напр. цианидами.
«ГИРД-09» — первая сов. экспериментальная жидкостная ра¬
кета, созданная ГИРД под руководством С. П. Королева по проекту
М. К. Тихонравова. Стартовый вес 19 кг, вес топлива 5 кг, длина
2,4 м. РД с тягой 25—33 кг работал на жидком кислороде, подавае¬
мом в камеру давлением собственных паров, н отвержденном бен
зине, ic-рый размещался в камере сгорания. Запуск производился
с вертик. направляющих. При первом полете 17 авг. 1933 достигнута
высота ок. 400 м, лимитированная прогаром двигателя. При втором
пуске осенью 1933 после подъема ~ на 100 м взорвался двигатель.
В 1934 «ГИРД-09» изготовлена небольшой серией (под индексом 13)
и совершила ряд успешных полетов на высоте до 1500 м. (Рис. с. 108).
«ГИРД-Х» — одна из первых сов. экспериментальных ракет
с ЖРД, созданная ГИРД под руководством С. П. Королева. Исход¬
ные проработки проекта выполнены Ф. А. Цандером. Стартовый
вес 29,5 кг, вес топлива 8,3 кг, длина 2,2 м. РД с вытеснит, подачей
топлива (жидкий кислород и этиловый спирт) имел тягу 65 кг.
1-й пуск состоялся 25 нояб. 1933. Ракета взлетела вертикально на
высоту 75—80 м, затем, вследствие прогара двигателя, круто от¬
клонилась от вертикали и упала на расстоянии ок. 150 м от места
старта. Конструкция «ГИРД-Х» получила развитие в более совер¬
шенных сов. ракетах, созданных в 1935—37. (Рис. с. 108).
ГИРОСИЛОВЫЕ СТАБИЛИЗАТОРЫ — исполнит, органы сис¬
тем ориентации К Л А, выполненные в виде гироскопов, имеющих
одну (см. Реактивные маховые массы), две или три угловые степени
свободы относительно корпуса КЛА. Управляющие моменты, при-
108 ГИРОСКОП
«ГИРД-09»
«ГИРД-Х»
ложенные к КЛА, развиваются либо за счет изменения скорости
вращения гироскопов, либо за счет принудит, поворота их осей
вращения в корпусе; возможна также комбинация этих методов.
ГИРОСКОП — быстро вращающееся твердое тело, подвешенное на
управляемых объектах, причем ось вращения Г. может изменять уг¬
ловое положение относительно основания. Г. имеет свойство сохра¬
нять направление, заданное его оси вращения, и оказывать со¬
противление изменению этого направления при действии на Г. возму¬
щающих сил. Свойствами Г. обладают вращающиеся небесные тела,
арт. снаряды, роторы турбин, винты самолетов и т. п. В совр.
технике Г. — осн. элемент всевозможных гироскопич. устройств
или приборов, широко применяемых для автоматич. управления
движением КЛА, самолетов и в ряде др. систем гироскопич. ста¬
билизации для целей навигации, измерения угловых или поступат.
скоростей движущихся объектов и др. спец, целей.
ГИРОСКОПИЧЕСКАЯ ВЕРТИКАЛЬ — гироскопич. система на
борту ИС, состоящая из одного или неск. гироскопов и позволяю¬
ГЛУШКО 109
щая регистрировать угловые отклонения одной из осей ИС от на¬
правления на центр планеты, т. е. от местной планетной вертикали.
Угловое положение гироскопов корректируется (непрерывно или
периодически) по сигналам построителя вертикали. Применение
гироскопов снижает случайные знакопеременные ошибки построи¬
теля вертикали и делает возможным его периодич. выключение,
к-рое необходимо для экономии
энергии или по др. причинам.
ГИРОСКОПИЧЕСКАЯ ОРБИ¬
ТА — гироскопич. прибор, фикси¬
рующий положение плоскости ор¬
биты ИС. Действие Г. о. основано
на эффекте упорядоченного вра¬
щения ИС, возникающего, напр.,
при постоянной ориентации одной
из его осей по местной планетной
вертикали. Простейшая Г. о.
состоит из трехстепенного гиро¬
скопа с электрич. или механич.
системой коррекции, совмещаю¬
щей плоскость вращения ротора гироскопа с плоскостью орбиты ИС
(рис.); возможны более сложные схемы с неск. гироскопами. Г. о.
используется как датчик ориентации ИС в каналах курса или
крена.
ГИРОСКОПИЧЕСКИЙ ИНТЕГРАТОР — один из наиболее рас¬
пространенных типов интегратора линейных ускорений. В Г. и.
сила инерции, развивающаяся при ускоренном движении КЛА,
преобразуется в момент, приложенный к гироскопу со строго тари¬
рованной скоростью вращения; мерой кажущейся скорости служит
угол поворота (прецессии) гироскопа, накапливающийся под дей¬
ствием этого момента.
ГИРОСТАБИЛИЗИРОВАННАЯ ПЛАТФОРМА — площадка, уг¬
ловое положение к-рой относительно заданных направлений под¬
держивается неизменным с помощью гироскопов и ряда вспомогат.
приспособлений (в частности, разгрузочных или следящих электрич.
приводов). В Г. п. используется свойство гироскопа сохранять
первоначально приданное ему угловое положение со значит, за¬
пасом устойчивости по отношению к возмущающим воздействиям,
стремящимся изменить это положение. Г. п. применяются на КЛА
в точных системах навигации.
ГЛЕНН (Glenn), Джон (р. 1921, г. Кембридж, шт. Огайо) — лет¬
чик-космонавт США, полковник ВМФ. В 1943 окончил летную
школу Авиац. тренировочного центра ВМФ в Техасе, после чего
служил в разл. частях ВМФ. В 1954 окончил школу летчиков-испы-
тателей ВМФ в шт. Мэриленд, в 1961 — колледж Маскингема.
В 1957 осуществил беспосадочный трансконтинентальный полет на
сверхзвуковом самолете. С 1959 — в группе космонавтов Нац.
управления по аэронавтике и исследованию космич. пространства
(США). 20 февр. 1962 впервые в США совершил 5-часовой полет
вокруг Земли (3 витка орбиты) на КК «Меркурий» (МА-6).
ГЛУШКО, Валентин Петрович (р. 1908) — сов. ученый в обла¬
сти физико-технич. проблем энергетики, академик (с 1958, чл.-корр.
АН СССР с 1953). Член КПСС с 1956. Дважды Герой Социалистич.
Труда, Лауреат Ленинской и Государственной премий. Конструктор
и» год
В. П. Глушко Р. Годдард Н. Е. Жуковский Э. Зенгер
первого в мире электротермия. РД (1929—33) и первых отечествен¬
ных ЖРД (1930—31) (см. Газодинамическая лаборатория). Конст¬
руктор семейства ЖРД ОРМ, ОРМ-1 -f- ОРМ-102 (1930—38), га¬
зогенераторов ГГ-1 -f- ГТ-3 на азотной кислоте и керосине с водой
(1935—1940), семейства ЖРД РД-1 ~ РД-3 (1939—46), семейства
ракет РЛА (1930—33) и др.
С 1921 увлекся вопросами космонавтики, с 1923 переписывался
с К. Э. Циолковским, с 1924 публиковал научно-популярные и
научные работы по космонавтике. В 1930 предложил и в дальней¬
шем исследовал в качестве компонентов топлива ЖРД азотную
кислоту, растворы азотного тетроксида в азотной кислоте, тетра¬
нитрометан, перекись водорода, хлорную кислоту, бериллий,
трехкомпонентное топливо — кислород с водородом и бериллием,
пороха с диспергированным бериллием; разработал профилиро¬
ванное сопло и керамич. теплоизоляцию камеры сгорания слоем
двуокиси циркония (1930), карданную подвеску ЖРД для управ¬
ления полетом ракеты (1931). В 1931 предложил, а с 1933 внедрил
в ЖРД химия, зажигание и самовоспламеняющееся топливо; раз¬
работал для ЖРД тягой 300 кг поршневой двойного действия насос¬
ный агрегат с приводом газом, отводимым из камеры сгорания
(1931—33), и турбонасосный агрегат с центробежными насосами
(1933); предложил способы повышения эффективности топлив для
ЖРД увеличением их плотности путем глубокого охлаждения и
введением тяжелой инертной примеси. Предложил в качестве окис¬
лителя растворы фтора и кислорода (1933) и мн. др. Выполнил тео-
ретич. и эксперим. исследования по важнейшим вопросам создания
и развития ЖРД. Основоположник отечеств, ракетного двигателе-
строения, один из пионеров ракетной техники. Автор научных
статей («Ракетная техника» №№ 2, 3, 4, 5, 6, 1937, и др.), книг
«Ракеты, их устройство и применение» (совместно с Г. Э. Ланге-
маком, 1935), «Жидкое топливо для реактивных двигателей» (1936)
и др.
ГОД — единица времени, определяемая периодом обращения
Земли вокруг Солнца, соответствующим промежутку времени,
в течение к-рого Солнце видимым образом завершает полный круг
по небесной сфере. Различают: 1) звездный (сидериче¬
ский) Г. — время полного оборота Солнца по небесной сфере
относительно одной и той же звезды, соответствующее 365,2564 ср.
солнечных суток; 2) тропический Г. — время между двумя
последоват. прохождениями центра Солнца через равноденствия
весеннего точку, соответствующее 365,2422 ср. солнечных суток;
головной ОВТККЛТГСЛ ь ш
3) а'и о м а л и с г и ч о с к и ii Г. — сроднен? время между двумя
носледоват. нрохождехшнлш Земли черев точку перигелия, соот¬
ветствующее 305,2590 ср. солнечных суток; 4) дракон и ч е-
с к и й Г. — время между двумя носледоват. прохождениями
Солнца через один и тот же узел лунной орбиты, соответствующее
340,0201 ср. солнечных суток. Различают также календарные Г.:
в юлианском календаре (старый стиль) он равен 305,2500 ср. сол¬
нечных суток, в григорианском (новый стиль) — 305,2425 ср. сол¬
нечных суток. Для компенсации разницы между истинным и кален¬
дарным временем в каждые 4 Г. установлены простые и високосные
Г. Високосными Г. считаются те, числа к-рые делятся без остатка
на 4, за исключением лет, у к-рых числа оканчиваются двумя
нулями, однако нек-рые из них также считаются високосными,
если число сотен делится на 4. Високосный Г. равен 366 сут¬
кам (в феврале 29 дней), простой Г. — 365 суткам (в феврале
28 дней).
ГОДДАРД (Goddard), Роберт (1882—1945) — амер. ученый, один
из пионеров ракетной техники. В 1908 окончил Вустерский поли-
технич. ин-т. С 1914 работал в Кларковском ун-те (1919—43— про¬
фессор). В 1942—45 — директор Исследоват. авиац. бюро при
министерстве ВМФ США. С 1907 занимался вопросами создания и
использования ракет. В 1914—40 получил 83- патента на изобрете¬
ния в области ракетной техники, а после 1945 на его имя был заре¬
гистрирован еще 131 патент из архивных материалов. В 1919 вышла
книга Г. «А method of reaching extreme altitudes», а в 1936 —
«Liquid-propellant rocket development», в к-рых изложены резуль¬
таты его теоретнч. и экспериментальных исследований в области соз¬
дания ракет. Опыты с кислородо-углеводородным жидким топли¬
вом Г. начал в 1920, а стендовые испытания ЖРД на кислоро¬
до-эфирном топливе — в 1921. 16 марта 1926 в Вустере Г. произ¬
вел первый в мире запуск ракеты с ЖРД (топливо — жидкий ки¬
слород и газолин), поднявшейся на высоту 12,5 м\ полет длился
2,5 сек. Именем Г. назван кратер на Луне. (Портрет, с. 110).
\ ГОДДАРДА МЕДАЛЬ — бронзовая настольная медаль, учреж¬
денная в 1959 конгрессом США для награждения лиц, работы к-рых
способствуют развитию ракетостроения.
ГОЛОВНОЙ ОБТЕКАТЕЛЬ — элемент конструкции PH, обра¬
зующий обтекаемую поверхность ее передней части при полете в
атмосфере. Обычно имеет форму конуса, переходящего в цилиндр;
состоит из тонкостенной оболочки, усиленной с внутренней сто¬
роны продольным и поперечным силовым набором. Г. о. закрывает
Н2 гомлнн
КО, а иногда и последнюю ступень ракеты, предохраняя их от
аэродинамич. и теплового воздействия при движении ракеты с боль¬
шими скоростями в плотных слоях атмосферы. После выхода за
пределы атмосферы Г. о. сбрасывается механизмом отделения (при
атом иногда разделяется на несколько секций).
Схема головного обтекателя: 1 —
оболочка; 2 — силовой набор (шпан¬
гоуты и стрингеры); 3 — стык сек¬
ций обтекателя; 4 — последняя
ступень PH; 5 — полезный груз —
KJIA (показан условно); 6 — поло¬
жение секций обтекателя при раз¬
делении
ГОМАНН( Hohmann), Вальтер (1880—1943) — нем. ученый мате¬
матик, механик. В 1904 окончил Высшую технич. школу в Мюнхене.
С 1914 занимался теорией межпланетных полетов. В 1925 опубли¬
ковал труд «Die Erreichbarkeit der Himmelskorper». Эллипс, свя¬
зывающий орбиты двух планет и используемый в качестве траекто¬
рии перелета с планеты на планету при условии минимальной энер¬
гии, затраченной на перелет, иногда наз. эллипсом Г.
ГОМЕОСТАЗИС — динамич. поддержание относит, постоянства
физиология, констант: темп-ры тела (изотермия), pH крови (изопо-
ния), обменных процессов, концентрации сахара в крови, артериаль¬
ного давления (изотония) и др. и основных жизненно важных физио¬
логия. функций организма. Понятие Г. широко используется при
рассмотрении механизмов физиология, регулирования. На основе
принципов Г. в авиац. и медицине космической осуществляются
поиски путей и средств создания искусств, условий обитания чело¬
века в длит, космич. полете.
ГОМОГЕННОЕ ТВЕРДОЕ РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО — топливо,
в состав к-рого входят химия, соединения, содержащие горю¬
чие и окислит, элементы; представляет собой твердый раствор
компонентов. Основой таких топлив служит нитроцеллюлоза
С6Н7 (ОН)3_х (0N02)x с различным содержанием групп 0N02. Даже
при полном замещении (х = 3) кислородный баланс нитроцеллю¬
лозы отрицателен. В Г. т. р. т. нитроцеллюлоза растворяется в
труднолетучих растворителях типа нитроглицерина C3H5(0N02)3,
динитрата диэтиленгликоля и др. с введением стабилизаторов,
пластификаторов, катализаторов скорости горения и др. добавок.
Топлива на основе низконитрированной нитроцеллюлозы и трудно¬
летучего растворителя, перерабатываемые при повышенной темп-ре
(80°—90°) без добавки летучего растворителя, наз. баллист и-
т а м и. Г. т. р. т., в к-рые при изготовлении вводится легколету¬
чий растворитель, удаляемый после смешения компонентов состава,
наз. к о р д и т а м и. Применение при производстве корднтов
ГОРЕНИЯ СКОРОСТЬ 113
летучего растворителя допускает использование высоконнтрнро-
ваниой нитроцеллюлозы, что делает кордитпые пороха энергети¬
чески более выгодными, чем баллистнты. Свойства Г. т. р. т. иногда
улучшают введением неорганич. окислителей, иорошков металлов
(алюминия, магния и др.). Изготовление зарядов из Г. т. р. т. произ¬
водится по обычному методу, принятому в технологии переработки
термопластнч. масс.
Г. т. р. т. обеспечивает уд. импульс 180—230 сек при степени рас¬
ширения газа в сопле 40; показатель степени зависимости скорости
горения от давления 0,4—0,75. В настоящее время более, чем гомоген¬
ные, распространены гетерогенные твердые ракетные топлива.
ГОМОСФЕРА — область атмосферы на высотах от поверхности
Земли примерно до мезопаузы (80—90 км), включающая тропо¬
сферу, стратосферу и мезосферу; характеризуется практически пост,
составом оси. компонентов воздуха и неизменным ср. молекулярным
весом воздуха.
ГОРБАТКО, Виктор Васильевич (р. 3 дек. 1934, нос. Венцы-Заря
Краснодарского края) — летчик-космонавт СССР, полковник, Ге¬
рой Советского Союза. Член КПСС с 1959. По окончании средней
школы в 1952 поступил в военно-авиац. школу первоначального
обучения, а в 1953 — в Батайское военное авиац. училище. С 1956,
по окончании училища, служил в авиац. частях Советской Армии.
С 1960 в отряде космонавтов. В 1968 окончил Военно-воздушную
инженерную академию (Москва). 12—17 окт. 1969 совершил полет в
космос на корабле-спутнике «Союз-7» в качестве инженера-исследова-
теля, совместно с А. В. Филипченко и В. Н. Волковым; выполнил
научно-технич. эксперименты и исследования в околоземном космич.
пространстве. Из 5 суток пребывания в космосе совершил суточный
групповой полет с КК «Союз-6» и 3-суточный групповой полет с
КК «Союз-6» и «Союз-8»; сделал 80 оборотов вокруг Земли.
ГОРДОН (Gordon), Ричард (р. 1929, г. Сиэтл, шт. Вашингтон) —
летчик-космонавт США, капитан 1-го ранга ВМФ. В 1951 окончил
Вашингтонский ун-т, по специальности химик. С 1953 — в испытат.
и метеорологии, частях ВМФ. В 1961 установил рекорд скорости
во время межконтинент, полета. С 1963 — в группе космонавтов
Нац. управления по аэронавтике и исследованию космич. простран¬
ства (США). 12—14 сент. 1966 совершил совместно с Ч. Конрадом
полет в космос на КК «Джемини-11», в качестве второго пилота.
«Джемини-11» за 71 час 17 мин. пребывания на орбите совершил
44 оборота вокруг Земли, пройдя расстояние —1,8 млн. км. Во
время полета достиг высоты 1370 км. Г. дважды выходил из кабины
для проверки возможности выполнения ручных работ в космосе.
14—24 ноября 1969 совершил полет к Луне (совместно с Ч. Кон¬
радом и А. Бином) в качестве пилота осн. отсека КК «Аполлон-12».
18—21 ноября летал в КК по различным селеноцентрич. орбитам,
обеспечивая отстыковку лунного отсека с Ч. Конрадом и А. Бином
для посадки на Луну и пристыковку его после возвращения. Под¬
держивал связь с Землей и космонавтами, находившимися на Луне.
На 45-м витке вокруг Луны К К «Аполлон-12» был переведен на
траекторию возврата к Земле.
ГОРЕНИЯ СКОРОСТЬ твердого ракетного топ¬
лив а — скорость перемещения поверхности горения заряда твер¬
дого топлива (линейная скорость) или масса топлива, сгорающего с
единицы поверхности горения за единицу времени (массовая Г. с.).
б Космонавтика
ш ГОРИЗОНТ истинный
Г. с. — один и:з оси. параметров твердого ракетного топлива. Она
зависит от химии, состава топлива, размеров двигателя, нач. темп-ры
топлива, а для гетерогенного топлива — также от размеров зерен
окислителя и качества перемешивания топлива. Г. с. увеличивается
с ростом давления (и лишь в нек-ром диапазоне не зависит от него),
с ростом плотности тока продуктов сгорания над поверхностью го¬
рения (эрозионное горение). Т. к. давление газа в камере сгора¬
ния пропорционально массовой Г. с., то сильная зависимость ее
от давления, нач. темп-ры топлива и т. п. приводит к значит, раз¬
бросу тяги, времени горения и ухудшению др. параметров РДТТ,
что крайне нежелательно.
ГОРИЗОНТ ИСТИННЫЙ — большой круг небесной сферы,
плоскость к-рого перпендикулярна отвесной линии в пункте на¬
блюдений на Земле. От Г. и., или математич. горизонта, следует
отличать видимый (физич.) горизонт — границу, до к-рой наблю¬
датель может видеть ровную поверхность Земли, имеющую в общем
форму окружности.
ГОРЮЧЕЕ — компонент ракетного топлива, вступающий в
химич. реакцию окисления (горение) при взаимодействии с окисли¬
телем. Жидкие Г. делятся на углеводороды (керосин, скипидар
и др.), азотоводороды (аммиак, гидразин и др.), бороводороды (ди-
боран, пентаборан и др.), их производные (спирты, эфиры, амины,
монометилгидразин и диметилгидразины, нитросоединения и др.),
водород жидкий и металлсодержащие Г. (металлоорганич. соеди¬
нения, суспензии). Перспективно использование в качестве Г. лег¬
ких металлов — бериллия, лития, алюминия и нек-рых их гидри¬
дов в связи с их большой теплотворностью.
ГРАВИМЕТРИЯ — наука о гравитац. поле Земли и использо¬
вании его в геодезии, геофизике и астрономии. Под гравитац.
полем Земли подразумевается распределение значений силы тя¬
жести на земной поверхности и над ней (сила тяжести есть резуль¬
тирующая двух сил: силы притяжения Земли и центробежной силы,
вызванной ее суточным вращением). Для измерения силы тяжести
применяются: маятниковый прибор, основывающийся
на зависимости периодов свободных колебаний маятника от силы
тяжести в данном месте; гравиметр — очень точные пружин¬
ные весы, в к-рых вес некоторого грузика уравновешивается силой
прокалиброванной упругой деформированной пружины или закру¬
ченной упругой нити. Все мировые гравиметрические измерения
в конечном итоге производятся относительно потсдамских (1906),
где абсолютное значение силы тяжести принято равным 981274 мгл
[1 мгл (миллигал) = 10_3 см!сек2]. Новые абсолютные определения
силы тяжести в разных местах показывают ошибочность потсдамских
на — 12,8 мгл, в связи с чем готовится переход на другую систему.
Ввиду плотностной неоднородности недр и неправильности
фигуры Земля имеет сложное гравитац. поле, к-рое для удобства
рассматривают состоящим из двух частей: основного — нормаль¬
ного, закономерно изменяющегося с география, широтой, и ано¬
мального — небольшого по величине, но сложного по распределе¬
нию. Норм, изменение силы тяжести с высотой вблизи Земли со¬
ставляет 0,03086 мгл/м. Аномальное гравитац. поле Земли харак¬
теризуется аномалиями силы тяжести, к-рые вычисляются как
разность между наблюдаемыми и соответствующими нормальными
значениями силы тяжести и достигают сотен мгл. Исследования
ГРАВИТАЦИОННОЕ ПОЛЕ ЗЕМЛИ
115
аномального гравитац. поля проводятся для изучения плотностных
неоднородностей недр Земли с геологоразведочными целями. При¬
тяжения Луны и Солнца изменяют силу тяжести в точке наблюде
ни я на величину, достигающую 0,3 мгл. По величине разности лун¬
но-солнечного изменения силы тяжести, теоретически рассчитанной
для абсолютно твердой Земли и фактически наблюдаемой, дела¬
ется заключение об упругих свойствах Земли. Производятся так¬
же измерения по обнаружению вековых изменений силы тяжести
на Земле. Для расчета орбит движения ИСЗ и траекторий полета
ракет требуется знание гравитац. поля Земли. С др. стороны,
его неоднородности создают возмущения орбиты ИСЗ, по наблюде¬
ниям к-рых определяются параметры, описывающие осн, детали
фигуры и внешнего гравитац. поля Земли. Наиболее рационально
определение этих параметров из совместных спутниковых, грави¬
метрических и геодезических наблюдений.
ГРАВИТАЦИОННАЯ СИСТЕМА ОРИЕНТАЦИИ — пассивная
система ориентации, основанная на использовании гравитационно¬
го момента. Г. с. о. ИСЗ ориен¬
тирует одну из его осей по местной
земной вертикали; одновременно
с этим возможна ориентация двух
других осей, соответствующая
трехосной орбитальной ориента¬
ции ИСЗ. Для увеличения эффек¬
тивности Г. с. о. ИСЗ придается
форма, возможно более вытянутая
вдоль оси, ориентируемой верти¬
кально; иногда для той же цели
применяют спец, выносные массы
(грузы), выбрасываемые на раз¬
движных или складных штангах
из корпуса ИСЗ после выхода его
на орбиту. Две жестко соединен¬
ные между собой вынесенные мас¬
сы образуют т. н. гравитац. стаби¬
лизатор (рис.); связь между ИСЗ
и стабилизатором в нек-рых случаях делают гибкой, чем достигается
затухание угловых колебаний ИСЗ и стабилизатора благодаря по¬
глощению энергии колебаний в гибком соединении. Г. с. о. возмож¬
на на И С любых планет, обладающих достаточно мощным гравитац.
полем. На КЛА, совершающих межпланетные перелеты, Г. с. о.
менее эффективна из-за недостаточной величины поля тяготения
Солнца (рис.).
ГРАВИТАЦИОННОЕ ПОЛЕ ЗЕМЛИ - силовое поле, созда
ваемое притяжением Земли. Т. к. Земля не является однородным
шаром или шаром с концентрич. распределением плотности, то
Г. п. 3. имеет сложную структуру. Потенциал Г. п. 3. обычно пред¬
ставляется в виде бесконечного матемдтич. ряда, первый член
к-рого соответствует притяжению однородного шара с массой,
равной массе Земли. Следующим наиболее значит, членом этого
ряда будет т. н. 2-я зональная гармоника, к-рая обусловлена гл.
обр. сжатием Земли. Этот член примерно в 1 тыс. раз меньше пер
вого члена. Остальные члены потенциала Г. ц. 3. в 1 млн. и более
раз меньше первого.
б*
11в ГРАВИТАЦИОННЫЙ МОМЕНТ
ГРАВИТАЦИОННЫЙ МОМЕНТ — момент, действующий на те¬
ло, находящееся в к.-л. гравитац. поле (Солнца, планеты). Под
действием Г. м. спутники нек-рых планет обращены к ним только
одной своей стороной (напр., Луна к Земле). При управлении угло¬
вым движением КЛА Г. м. обычно играет отрицат. роль, выступая
как возмущающий момент, но в нек-рых случаях Г. м. может выпол¬
нять полезные функции (см. Гравитационная система ориентации).
ГРАВИТАЦИОННЫЙ СТАБИЛИЗАТОР — см. Гравитационная
система ориентации.
ГРИССОМ (Grissom), Вирджил (1926, г. Митчелл, шт. Индиана —
1967, испытат. полигон на мысе Кеннеди) — летчик-космонавт США,
полковник ВВС. С 19,44 — летчик ВВС. В 1950 окончил ун-т Пердью
в г. Лафайетт, шт. Индиана, по специальности механика. В 1955
окончил Технологич. ин-т ВВС, в 1956 — школу летчиков-йспыта-
телей на авиац. базе Эдвардс. С 1959 был в группе космонавтов
Нац. управления по аэронавтике и исследованию космич. про¬
странства (США). 21 июля 1961 совершил суборбитальный полет
(~ 16 мин.) по программе «Меркурий». 23 марта 1965 совершил
полет в космос на КК «Джемини-3» совместно с Дж. Янгом. Полет
продолжался 4 ч. 53 мин. (3 витка орбиты). Во время полета впер¬
вые в США космонавты осуществили перевод корабля с одной орби¬
ты на другую. Погиб 27 янв. 1967 во время наземного испытания КК
«Аполлон» в результате пожара в кабине корабля.
ГРУНТОВАЯ ТЕЛЕЖКА — транспортный прицепной агрегат с
колесным ходом; предназначен для перевозки по дорогам с твердым
покрытием и улучшенным грунтовым дорогам PH или отдельных
ракетных ступеней. Осн. элементы: рама, ложементы, опоры и за¬
хваты для крепления PH или ступени, передний и задний ходы (снаб¬
женные для повышения маневренности рулевым управлением) с
тормозными системами, стояночный тормоз и дышло с амортизацией.
Длина Г. т. 30—60 м. Для перевозки тяжелых ступеней ракет
с РДТТ в ступицы колес Г. т. встраивают электро- или гидро¬
моторы.
ГРУППА ИЗУЧЕНИЯ РЕАКТИВНОГО ДВИЖЕНИЯ (ГИРД) —
1) Общественные организации при Осоавиахиме, созданные в 1931 в
Москве (МосГИРД) и Ленинграде (ЛенГИРД), позже— в Харькове,
Грунтовая тележка
для транспортировки
ракеты (США)
ГУСЕНИЧНЫЙ ТРАНСПОРТЕР 117
Баку* Тифлисе, Архангельске, Новочеркасске, Брянске и др. го¬
родах. 2) Научно-исследовательская н опытно-конструкторская
организация по разработке ракет и двигателей, созданная в Москве
в июпе 1932 решением президиума Центрального совета Осоавиа-
хнма. Наряду с Газодинамической лабораторией (ГДЛ) сыграла
осн. роль в зарождении сов. ракетостроения. ГИРД было предостав¬
лено помещение в подвале дома № 19 по Садово-Спасской ул. На¬
чальником ГИРД был назначен председатель научно-технич. со¬
вета МосГИРД С. П. Королев. В штат ГИРД была принята бригада
Ф. А. Цандера, до этого работавшая на общественных началах в
МосГИРД над проектом двигательной установки с ЖРД ОР-2 для
ракетоплана РП-1. С авг. 1932 ГИРД финансировалась Управле¬
нием военных изобретений РККА, после чего были образованы еще
три проектно-конструкторские бригады: по разработке жидкост¬
ных баллистич. ракет, по разработке ПВРД и газодинамич. испыта¬
тельных установок и по разработке ракетопланов и крылатых ракет.
Руководили этими бригадами М. К. Тихонравов, Ю. А. Победо¬
носцев и С. П. Королев. Кроме того, были организованы производ¬
ственная бригада и испытательная станция. Исходной задачей
ГИРД было создание опытных жидкостных ракетных летательных
аппаратов. В качестве окислителя использовался жидкий кис¬
лород, горючего — бензин и этиловый спирт. Проводились экс¬
перименты по сжиганию металлического горючего в воздухе.
17 августа 1933 была запущена первая советская жидкостная ра¬
кета «ГИРД-09», а 25 ноября 1933 — «ГИРД-Х». Разработаны
проекты ряда др. жидкостных баллистич. и крылатых ракет, разра¬
ботаны и испытаны ряд конструкций ЖРД (ОР-2, 02, 10 и др.) и гиб¬
ридный ракетный двигатель 09. Успешно испытаны в полете выстре¬
ливаемые из пушки модели ПВРД, создана сверхзвуковая аэродина-
мич. труба, исследована насосная система подачи топлива. В конце
1933 ГДЛ и ГИРД были объединены в первый в мире государствен¬
ный Реактивный научно-исследовательский институт. Из стен ГИРД
вышли крупные ученые п конструкторы, принявшие активное твор¬
ческое участие в развитии отечественной ракетно-космич. науки и
техники; они внесли неоценимый вклад в создание ракет, искусст¬
венных спутников, автоматических межпланетных станций и КК.
Кратерной цепочке протяженностью 520 км на обратной стороне
Луны присвоено наименование ГИРД. См. также Московская группа
изучения реактивного движения и Ленинградская группа изучения
реактивного движения.
ГУСЕНИЧНЫЙ ТРАНСПОРТЕР — служит для перевозки тя¬
желых PH в вертик. положении от здания вертик. сборки до старто¬
вой позиции космодрома. Грузоподъемность Г. т. до 5500 т, скорость
передвижения с грузом до 1,6 км1час. Г. т. «Сатурн-5» —подъемная ра¬
ма, опертая с помощью гидродомкратов на 4 спаренные гусеничные
тележки. На подъемную раму устанавливают пусковую платформу,
на к-рой производят вертик. сборку PH. При движении Г. т. с PH
на стартовую позицию управление гпдродомкратами осуществляет
система стабилизации, к-рая предотвращает отклонение осн PH
от вертикали на величину более ± 5 угловых минут. По прибытии
на стартовую позицию пусковая платформа с PH переставляется
гпдродомкратами с транспортера на опоры пусковой системы.
д
Д-1-А-1100 — ЖРД самолета БИ-1. Разработан в РНИИ
Л. С. Душкиным в 1941—42. Стендовые огневые испытания про¬
водились с октября 1941, наземные (на борту самолета) — в апреле —
мае 1942. Тяга номинальная 1100 кг, уд. импульс 203 сек, давле¬
ние в камере сгорания 19 am. Продолжительность работы в полете
до 200 сек. на пёрем. режимах (на макс, режиме — до 70 сек). Ресурс
двигателя 18 мин. Двигатель имел дроссельную систему, позволяв¬
шую изменять тягу oj 400 до 1400 кг. Топливо — азотная кислота
и керосин; подача топлива — вытеснительная (сжатым воздухом),
зажигание — электрич. свечой накаливания (на пусковом режиме).
ДАВЛЕНИЕ В КАМЕРЕ сгорания (нагрева) ракет¬
ного двигателя — один из важнейших параметров. Повы¬
шение Д. в к. РД в известных пределах приводит к увеличению
удельного импульса (особенно при внешнем давлении, отличном от
нуля) и уменьшению габаритов РД. Однако это вызывает увеличе¬
ние давления в топливных магистралях и усложнение ТНА в случае
ЖРД с насосной подачей; повышение давления в топливных баках
ЖРД с вытеснит, системой подачи топлива и увеличение их веса;
увеличение веса камеры РД, удельных тепловых потоков в стенки
камеры сгорания и сопла и т. д. Вследствие преимуществ высоких
Д. в к. РД при насосной подаче топлива наблюдается тенденция
к увеличению этого параметра. В совр. ЖРД давление на выходе
из ТНА измеряется сотнями am, а Д. в к. составляет десятки и
сотни am.
ДАВЛЕНИЕ ТОРМОЖЕНИЯ (полное давление) — дав¬
ление изэнтропически заторможенного потока газа.
ДАЛЬНИЙ УЧАСТОК СБЛИЖЕНИЯ—участок сближения КЛА,
на к-ром их собственные размеры несоизмеримо малы по сравнению ^
с расстоянием между ними. На этом участке управление угловым
положением КЛА играет второстепенную роль и подчинено задаче
управления сближением.
ДАТЧИК ГОРИЗОНТА — см. Построитель вертикали.
ДАТЧИК УГЛОВОЙ СКОРОСТИ — прибор, определяющий ско¬
рость вращения Л А, на к-ром он установлен. Применяется в систе¬
мах угловой стабилизации и ориентации PH и др. КЛА. Наиболее
распространены гироскопич. Д. у. с. (гироскопич. тахометры),
обладающий высокой надежностью, чувствительностью и стабиль¬
ностью характеристик.
ДАТЧИКИ ОРИЕНТАЦИИ - позиционные датчики систем
ориентации. Различаются по принципу получения информации об
угловом положении КЛА. Д. о. 1-го типа используют при работе
к.-л. небесные тела (Солнце, планеты) или создаваемые ими силовые
поля; Д. о. 2-го типа не нуждаются во внешних источниках инфор¬
мации и могут быть полностью изолированы от космич. пространства
(напр., гироскопическая орбита).
ДАТЧИКИ ТЕЛЕМЕТРИЧЕСКИЕ - приборы, устанавливав
мые на ракете и РД для контроля работы агрегатов и систем в по¬
лете. Д. т. РД предназначены для измерения температур жидкостей,
газов и элементов конструкции, давлений, вибраций, оборотов
ТНА, углов поворота регуляторов, фиксации прохождения и
ДЕКАЛЬЦИНАЦИЯ 114
исполнения команд и т. п. Полученная информация преобразуется
и олоктрпч. сигналы, к-рыс передаются радпотехнпч. средствами на
наземные станции.
ДВИГАТЕЛИ СТАБИЛИЗАЦИИ — см. Реактивный двигатель
ориентации.
ДВИГАТЕЛЬ 09 — гибридный РД; компоненты топлива: жид¬
кий кислород и отвержденный бензин (желеобразный раствор кани¬
фоли в бензине). Все горючее (1,5 кг) размещалось непосредственно
в камере сгорания между внутр. стенкой камеры и центральной
трубкой (сеткой) с крупными отверстиями. Подача кислорода вытес¬
нительная — давлением паров окислителя. Тяга 25—33 иг, давление
в камере 5—6 am, продолжительность работы до 15 сек. Конструкция
разработана ГИРД в конце 1932, стендовые испытания начаты
в мае 1933. 17 авг. 1933 впервые в СССР с Д. 09 состоялся пуск
ракеты «ГИРД-09», достигшей высоты ок. 400 м (рис., с. 185).
ДВИГАТЕЛЬ 10 — ЖРД с камерой сгорания грушевидной фор¬
мы, охлаждаемой кислородом; компоненты топлива: жидкий кисло¬
род и бензин. При первых же испытаниях (авг. 1933) прогары камеры
вынудили переделать конструкцию и заменить бензин спиртом.
С окт. 4933 были проведены испытания со след, результатами:
тяга ок. 70 кг, уд. импульс 162—175 сек, давление в камере сгорания
8—10 am, продолжительность работы 16—22 сек; топливо — жид¬
кий кислород и 78%-ный этиловый спирт. Разрабатывался с января
1933 ГИРД под руководством Ф. А. Цандера. 25 ноября 1933 с Д. 10
осуществлен первый пуск жидкостной ракеты «ГИРД-Х».
ДВУМЕРНОЕ ТЕЧЕНИЕ — течение, в к-ром параметры пото¬
ка зависят от 2 независимых переменных, напр. декартовых коор¬
динат. К Д. т. относятся, напр., плоские, осесимметричные течения.
ДВУХКОМПОНЕНТНОЕ РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО (т о п л и-
во раздельной подачи) — топливо для ЖРД и ГРД,
состоящее из 2 раздельно хранящихся компонентов: окислителя и
горючего. Д. р. т. — осп. топливо совр. ЖРД, его преимущество —
меньшая взрывоопасность, более широкий выбор окислителя и
горючего. Осн. Д. р. т. — четырехокись азота или азотная кислота
и диметилгидразин несимметричный, жидкий кислород и керосин,
жидкие кислород и водород, жидкие фтор и водород и др. '
ДВУХОСНОВНОЕ ТОПЛИВО — см. Гомогенное твердое ракет¬
ное топливо.
ДЕАЭРАЦИЯ ТОПЛИВА — удаление воздуха из нек-рых ком¬
понентов топлива, заправляемых в космич. объекты. Осуществляется
или при помощи вакуумирования топлива или путем продувки
его (барботирования) инертным газом — азотом или гелием.
ДЕЗОДОРАЦИЯ — устранение вредных примесей и запахов в
условиях гермэтич. кабины КК, образующихся при хранении и
переработке отходов жизнедеятельности, а также выделяющихся
полимерными материалами и оборудованием. Отходы жизнедеятель¬
ности могут дезодорироваться путем добавления консервантов,
препятствующих брожению и гниению. Питьевая вода обрабатыва¬
ется окислителями (перманганат калия, перекись водорода, актив¬
ный хлор, озон) или же пропускается через активированный уголь
(дезодорирующий патрон).
ДЕЙСТВУЮЩАЯ ВЫСОТА — см. Ионозонд.
ДЕКАЛЬЦИНАЦИЯ — потеря кальция организмом при невесо¬
мости в результате усиленного выведения его из костной системы
120 ДЕКОМПРЕССИОННОЕ ЗАБОЛЕВАНИЕ
с мочой н калом. Уже при первых орбитальных полетах было уста¬
новлено повышенное содержание кальция в моче. По данным амер.
авторов, при 8-суточном полете потерн кальция достигают 12 — 15%.
В условиях имитации невесомости (погружение в воду, длит, по¬
стельный режим) количество выводимого кальция в равные про¬
межутки времени в неск. раз меньше. Д. может привести к ломкости
костей при мышечных усилиях, к возникновению функциональ¬
ных расстройств, а также к отложению кальция в разл. органах,
в частности в почках. Относит. Д. организма может, по-вндн-
мому, рассматриваться как следствие общего нарушения водно-
минерального обмена в космич. полете. У всех космонавтов были
установлены выраженные влагопотери, уменьшение веса достигало
3—4 кг. Обезвоживание организма выражается в нек-ром сгущении
крови (гемоконцентрация). Уменьшение объема циркулирующей
крови сопряжено с увеличением объема эритроцитов. Для предот¬
вращения Д. исследуется эффективность физич. упражнений, фарма¬
кология. средств и рационального питания.
ДЕКОМПРЕССИОННОЕ ЗАБОЛЕВАНИЕ — обусловлено высот¬
ной декомпрессией (понижением атм. давления с высотой—примерно
с 8000 м). Основные симптомы: кожный зуд, боли в суставах, голово¬
кружение, побледнение, повышенное потоотделение и пр. Д. з.
связано с увеличением объема свободных газов (в основном азота),
содержащихся в полостях тела, а также с переходом растворенного
в тканях азота в газообразное состояние. Д. з. возможно при раз¬
герметизации кабин К Л А, а также при испытаниях в барокамере.
Частота и интенсивность случаев Д. з. обусловливаются степенью
разрежения атмосферы и продолжительностью пребывания в таких
условиях.
ДЕКОМПРЕССИЯ ВЗРЫВНАЯ — резкое падение давления в
кабине при внезапной ее разгерметизации. Д. в. обусловливает
механич. действие избыточного давления в легких и полостях тела.
Эффект этого действия зависит от кратности перепада, времени,
в течение к-рого происходит падение давления, исходного давления
перед перепадом, количества воздуха в легких (фазы дыхания в мо¬
мент начала перепада давления), наличия искусств, сопротивления
дыханию. При Д. в. могут возникнуть травмы легких и острейшие
гемодинамич. нарушения малого круга (артериальный спазм и
расширение вен, паретич. состояние капиллярных стенок, крово¬
излияния в строму легкого).
ДЕСОРБЕР — аппарат для удаления с поверхности твердого по¬
ристого поглотителя (наиболее распространены в СЖО К К) или
из жидкости газо- и парообразных веществ. Для регенерируемых
сорбентов адсорбер одновременно (в цикле регенерации сорбента)
является Д., в ряде схем регенерации воздуха герметич. кабин Д.
и адсорбер могут быть самостоятельными аппаратами, например
при электролизе растворов и расплавов солей. Десорбция осуще¬
ствляется повышением температуры сорбента, вакуумированием,
продувкой сорбента инертным газом, а также сочетанием этих
способов.
ДЕТОНАЦИЯ — сгорание топлива со скоростью, превосходя¬
щей скорость звука и достигающей 8—9 км!сек в твердых и жидких
топливах и 1—3 км!сек — в газообразных. Создается под действием
удара, мощной ударной волны и др., когда размер заряда превышает
критический. В РД Д. может возникнуть при запоздании воспламе-
«ДЖЕМИНИ» 121
пения наряда, образовавшегося в камере при пуске двигателя, либо
под действием ударных волн, образующихся при развитых колеба¬
ниях давления газа в камере сгорания РД (см. Автоколебания).
Д. недопустима, т. к. приводит к разрушению камеры сгорания.
Исследуется возможность ее полезного использования.
«ДЖЕМИНИ» — наименование серин амер. двухместных КК.
предназначенных для полетов по околоземной орбите, а также самой
программы их разработки и полетов. Вес КК «Д.» от 3,2 т до 3,8 т.
«Д.» состоит из герметичной капсулы (спускаемого аппарата), в
к-рой размещаются 2 космонавта, и отделяющегося не герметичного
отсека с оборудованием и тормозными двигателями. Диаметр кап¬
сулы 2,25 м, длина 5,7 м. «Д.» снабжен аппаратурой и РД для
маневрирования с целью сближения с др. КЛА на орбите. СЖО
рассчитана на 14 суток, энергопитание бортовой аппаратуры произ¬
водится от топливных элементов. Посадка предусмотрена только
на воду. Первый полет К К «Д.-З» с космонавтами В. Гриссомом и
Дж. Янгом осуществлен 23 марта 1965. К К «Д.-4» запущен 3 июня
1965 (космонавты Дж. Макдивитт и Э. Уайт), в ходе полета осущест¬
влен выход Уайта в космос на 20 мин. (через 21/2 м-ца после первого
в истории выхода в космос А. А. Леонова). К К «Д.-5» запущен
21 авг. 1965 (космонавты Г. Купер и Ч. Конрад); продолжительность
полета 191 час. К К «Д.-7» запущен 4 декабря 1965 (космонавты
Ф. Борман и Дж. Ловелл); продолжительность его полета 330 часов
35 мин. В этом полете осуществлено сближение с КК «Д.-6» (космо¬
навты У. Ширра и Т. Стаффорд), запущенным 15 дек. 1965. К К
«Д.-8» запущен 16 марта 1966 (космонавты Н. Армстронги Д. Скотт);
в полете произведена стыковка с выведенной на орбиту ракетой
«Аджена», после чего К К потерял управляемость и совершил ава¬
рийную посадку на 7-м витке. КК «Д.-9» запущен 3 июля 1966
(космонавты Т. Стаффорд и Ю. Сернан); в полете проведено сбли¬
жение йа орбите с ИСЗ — спец, мишенью «Атда». Космонавт
Ю. Сернан осуществил выход из КК в космос длительностью в
2 час. 5 мин. К К «Д.-10» запущен 18 июля 1966 (космонавты Дж.
Янг и М. Коллинз). «Д.-ll» запущен 12 сент. 1966 (космонавты Ч.
Конрад и Р. Гордон); макс, высота полета 1370 км. КК «Д.-12» запу¬
щен 11 ноября 1966 (космонавты Д. Ловелл и Э. Олдрин); в трех
последних полетах производилась стыковка КК с ракетой «Аджена»,
осуществлялся и выход космонавтов М. Коллинза, Р. Гордона и
Э. Олдрина в коемпч. пространство (рис. с. 122).
Схема спускаемого аппара¬
та КК «Джсмини»: 1 — гер- о
мстич. капсула; 2 — кресла
космонавтов; 3 — пульт и
приборная доска; 4 — отсек
системы ориентации; 5 —
контейнер с парашютами;
Ь радиолокатор для сбли¬
жения на орбите; 7 — бор¬
товая аппаратура и обору¬
дование; 8 — теплозащитный
экран
-6
122 ДИАГРАММА ИА ИРА ВЛ El 1 ПОСТИ
Выход амер. космонавта
8. Уайта в космос при по¬
лете КК «Джсмини-А»
ДИАГРАММА НАПРАВЛЕННОСТИ антенны - графиче¬
ская (обычно в полярных координатах) характеристика способности
антенны принимать или излучать радиоволны в разных направле¬
ниях. Для ненаправл. антенны полярная Д. н. — окружность, а для
нанравл. имеет сложный вид. Лепесток с наибольшим максимумом
наз. главным, а остальные — боковыми. Последние стремятся пода¬
вить, т. к. по этим направлениям антенна принимает только шумы
и помехи. Различают Д. н.: по полю, когда на ней откладывается
напряженность поля эл.-магн. колебаний, и по мощности, когда
«ДИАМАНТ» PH 123
а — Диаграмма направленности ненаправ¬
ленной антенны в горизонт, плоскости.
G — Диаграмма направленности парабо-
лич. антенны: 1 — главный лепесток; 2 —
параболич. зеркало; 3 — боковые лепест¬
ки; 4 — угол, определяющий ширину диа¬
граммы направленности
вертикальный провод
откладываются плотности потока анергии, измеренные на одном и
том же расстоянии от антенны. Д. н. характеризуется шириной,
определяемой углом между двумя прямыми, пересекающими главный
лепесток Д. н. по полю на уровне 0,707 от максимального (рис.).
«ДИАМАНЪ-РН — наименование серии французских PH, к-рыми
были выведены на орбиту ИСЗ Д-1 А (26 нояб. 1965), «Диапазон-1»
(17 февр. 1966), «Диадем-1» (8 февр. 1967), «Диадем-2» (15 февр. 1967)
с полигона Хаммагир; «Диал» (10 марта 1970) с полигона во Франц.
Гвиане.
Старт ракеты «Диамант-А» со спутником Д-1 А в Хаммагире
124 ДИМЕТИЛГИДРАЗИН НЕСИММЕТРИЧНЫЙ
«Д.-А» — трехступеичатая PH с поперечным делением, старто¬
вый вес 18,4 т, длина 19 м. 1-я ступень — «Эмерод», стальные баки
диам. 1400 мм, длиной 10 м с топливом: азотная кислота (9700 кг)
и скипидар (3070 кг); ЖРД — «Вексен», на кардане, тяга 27,4 т у
земли, 31 т в пустоте, уд. импульс у земли 203 сек, продолжитель¬
ность работы 93 сек. Подача топлива в камеру сгорания сжатым га¬
зом от твердотопливного генератора с впрыском воды (300° С),
давление в баках 24 am, давление в камере сгорания 18 am. 2-я
ступень — «Топаз», диам. 800 мм, длиной 4,7 м, вес топлива 2260 кг
с РДТТ, тяга 15 т, уд. импульс 259 сек. (в пустоте), время горения
44 сек. 3-я ступень — «Рубис» с РДТТ, вес топлива 641 кг, тяга от
2700 кг до 5300 кг, уд. импульс 273 сек. (в пустоте), время горения 45
сек., диаметр ступени 650 мм, длина 2,06 м.
«Д.-Б» — усовершенствованная, более мощная модификация
PH «Д.-А»; стартовый вес 24 т, длина 23 м, макс. диам. 1,4 м, раз¬
мах оперения 2,7 м. Основное отличие — в 1-й ступени. На 1-й сту¬
пени «Аметист» в качестве топлива (17,5 т) используется четырех-
окись азота и несимметричный диметилгидразин, ЖРД —«Валуа»
с тягой 35,2 т и уд. импульсом 217 сек. на земле и соответственно
41 ти265сек. в пустоте, время работы — 110 сек., давление в камере
сгорания 20 am. Пороховой газогенератор вытеснительной системы
подачи топлива заменен газогенератором, работающим на основных
компонентах жидкого топлива с впрыском воды. Между 2-й и 3-й
ступенями размещены приборный отсек с гироинерциальной системой
и программным механизмом, системы телеметрии и связи с Землей,
4 РДТТ разделения и закрутки 3-й ступени, 2 тормозных РДТТ
и антенны. Диаметр цилиндрической части верхнего обтекате¬
ля 850 мм.
ДИМЕТИЛГИДРАЗИН НЕСИММЕТРИЧНЫЙ HaN —N(CHa)2 —
распространенное горючее для ЖРД. Бесцветная гигроскопич.
высококипящая жидкость с аммиачным запахом, поглощающая
кислород и углекислый газ из атмосферы, плотность 0,790 г/см3
(20°), tnn -57,2°, *кип63°. Растворяется в воде, углеводородах
н др. Токсичен. Д. н. при обычной темп-ре и при отсутствии воз¬
духа стабилен и не взрывается. Имеет удовлетворит, термостабиль¬
ность, но при повышенных темп-pax разлагается с выделением тепла
и образованием горячих газообразных продуктов, а при перегревах
в замкнутом пространстве взрывается. Более стабилен и менее
взрывчат, чем гидразин и монометилгидразин. Коррозионно мало¬
активен по отношению ко многим конструкц. материалам. Широко
применяется в паре с азотнокислотными ракетными окислителями
и с четырехокисью азота, образуя самовоспламеняющиеся топлива.
Используется также совместно с жидким кислородом (СССР). Вхо¬
дит в состав аэрозина-50 (США).
ДИНАМИЧЕСКОЕ СЖАТИЕ — величина, равная (С — А)/С,
где А п С — главные центр, моменты инерции небесного тела. Д. с.
характеризует сплюснутость небесного тела относительно плос¬
кости экватора.
ДИССИПАЦИЯ атмосферы — безвозвратная потеря час¬
тиц с границы атмосферы планеты в окружающее пространство.
Существенно зависит от скорости частиц в экзосфере, а следователь¬
но, от темп-ры атмосферы и массы частиц. Среди нейтральных
частиц диссипируют почти исключительно атомы водорода, причем
Д. происходит в основном в наиболее нагретой приполуденной об¬
ДИЭТИЛ АМИН 125
ласти верхней атмосферы, а также в областях сильного разогрева
во время полярных сияний. Кроме того, в приполярных областях
с незамкнутыми силовыми линиями, уходящими в хвостовую часть
магнитосферы, возможна также Д. ионов и электронов при разо¬
греве в полярных сияниях, а также под действием электрич. полей
вдоль силовых линий. В этом случае возможность Д. ионов разл.
масс зависит от отношения их заряда к массе, в отличие от случая
термпч. Д. (испарения). Обратным процессом по отношению к Д.
является аккреция.
ДИССОЦИАЦИЯ — разложение молекул на более простые моле¬
кулы или атомы под действием высокой темп-ры и др. факторов,
обычно — с поглощением энергии. Д. продуктов сгорания в РД
снижает темп-ру газов. Часть диссоциированных молекул восста¬
навливается в сопле (см. Рекомбинация). Д. обычно вызывает потери
удельного импульса, играет большую роль в процессах гиперзву¬
кового обтекания ЛА, напр. при полете спускаемого аппарата в
атмосфере, при резком повышении темп-ры обтекающего аппарат
воздуха (до неск. тыс. градусов) в скачках уплотнения и в погра¬
ничном слое. В этом случае Д. также приводит к понижению темп-ры
воздуха. Напр., при движении аппарата в атмосфере с первой кос¬
мической скоростью темп-pa торможения воздуха без влияния Д.
достигала бы 18 000°, а с учетом Д. составляет 6000°—8000° (в за¬
висимости от степени Д.).
ДИСТАНЦИОННОГО КОНТРОЛЯ СИСТЕМА — многоканальная
проводная электрич. система космодрома для регистрации и кон¬
троля параметров, определяющих степень готовности КЛА к пуску.
Позволяет судить о темп-ре и давлении в разл. отсеках КЛА, поло¬
жении рабочих органов пневмо- н гидроарматуры системы двигат.
установки, герметичности приборных отсеков и т. д. Число пара¬
метров, контролируемых Д. к. с., может колебаться от неск. де¬
сятков до сотен.
ДИСТАНЦИОННОГО УПРАВЛЕНИЯ ЗАПРАВКОЙ СИСТЕМА -
система космодрома для последоват. управления технология, опе¬
рациями по заправке PH компонентами топлива. Предусматривает
ручной и автоматич. режимы работы; в первом случае каждая по¬
следующая операция производится оператором с пульта управле¬
ния заправкой (включением соответств. электрич. управляющей
цепи), во втором — вся последовательность операций выполняется
автоматически. Работа Д. у. з. с. фиксируется на панели пневмо¬
гидросхемы световыми сигналами и световыми табло, располо¬
женными на пульте управления заправкой. Д. у. з. с. состоит из
пульта управления, в к-ром смонтированы блоки управления от¬
дельными агрегатами и системами, коммутирующих устройств,
релейного шкафа и кабельных связей.
ДИСТАНЦИОННОЕ УПРАВЛЕНИЕ ТЕХНОЛОГИЧЕСКИМИ
ОПЕРАЦИЯМИ — оборудование космодрома, состоящее из блоков
управления, смонтированных в стойках, кнопочного поста и ка¬
бельных связей; обеспечивает дистанц. управление пусковой систе¬
мой и транспортно-установочным агрегатом или транспортно¬
установочной тележкой и установщиком при выполнении операций
но установке, съему и вертикализации PH, а также проведение
регламентных работ с этими агрегатами.
ДИЭТИЛАМИН (C2H5)2NH — высококипящее горючее для ЖРД.
Бесцветная летучая жидкость с аммиачным запахом, плотность
126 ДОГОВОР
0.706 г/c.u3 (20°), *пл —48°, /Кип 55,9°. Как эффективное горючее для
ЖРД в паре с окисыо фтора предложено и испытано в ГДЛ —ОКБ
(1954).
ДОГОВОР «О принципах деятельности госу¬
дарств по исследованию и использованию
космического пространства, включая Луну и
другие небесные тела» — подписан 27 янв. 1967 (страны-
депозитарии — СССР, США, Великобритания) (см. Космическое
право). Устанавливает, что исследование и использование космиче¬
ского пространства, включая Луну и др. небесные тела, осуществ¬
ляются на благо и в интересах всех стран, независимо от степени их
экономия, или научного развития, и являются достоянием всего че¬
ловечества (ст. I). Здесь же говорится, что космос и небесные тела
открыты для всех государств без какой бы то ни было дискримина¬
ции, на основе равенства. Это положение следует рассматривать
в тесной связи со ст. II, запрещающей нац. присвоение небесных тел
или космич. пространства. Сюда же примыкает принцип, согласно
к-рому деятельность в космосе должна осуществляться в соответст¬
вии с междунар. правом, включая Устав ООН, в интересах поддер¬
жания междунар. сотрудничества и взаимопонимания (ст. III).
В ряду ограничений, касающихся деятельности в космосе,
в первую очередь следует указать на обязательство государств не
выводить в космич. пространство объектов с ядсрным оружием или
др. видами, оружия массового уничтожения (ст. IV). Д. запрещает
не только испытания ядериого оружия в космосе, но и его размеще¬
ние там каким бы то ни было образом. Согласно той же ст. IV, Луна
и др. небесные тела используются исключительно в мирных целях,
и запрещаются создание там воен. баз, сооружений и укреп¬
лений, испытания любых типов оружия и проведение воен. ма¬
невров. По практич. соображениям оговорена возможность исполь¬
зования воен. персонала и любого оборудования для мирных ис¬
следований.
Д. устанавливает общий принцип междунар. ответственности
государств-участников за нац. деятельность в космич. пространстве,
независимо от того, осуществляется она правительственными орга¬
нами или неправительственными юридич. лицами (ст. VI), а также
ответственности за ущерб, причиненный космич. объектами или
их составными частями другому государству-участнику, его физич.
или юридич. лицам, независимо от места причинения ущерба: на
Земле, в воздушном или космич. пространстве (ст. VII).
Д. возлагает на государства обязательства проявлять особую
осторожность в отношении проведения в космосе экспериментов,
к-рые могли бы помешать деятельности др. государств или оказать
неблагоприятное воздействие на земную среду (ст. IX).
Сотрудничество в обеспечении мирного освоения космич. про¬
странства может осуществляться и на Земле, и в космосе. Очевидно,
что вопросы сотрудничества в космосе пока не имеют острого практич.
значения, но все же и на этот счет Д. предусматривает нек-рые
обязательства: космонавты одного государства должны оказывать
возможную помощь космонавтам др. государств при осуществлении
деятельности в космосе или на небесных телах (ст. V); все станции,
установки, оборудование и К К па Луне и др. небесных телах от¬
крыты для представителей др. государств — участников договора
на основе взаимности (ст. XII).
ДОЗАТОР 127
Для содействия междунар. сотрудничеству участники Д. со¬
глашаются в макс, возможной и практически осуществимой сте¬
пени информировать генерального секретаря ООН, а также об¬
щественность о характере, ходе, местах п результатах деятельности
в космосе (ст. XI), а также информировать др. участников пли
генерального секретаря ООН о явлениях в космнч. пространстве,
к-рые могли бы представить опаспость для жизни или здоровья
космонавтов (ст. V).
ДОЖИГАНИЕ — 1) Сжигание в камере сгорания ЖРД газа,
выходящего из турбины ТНА.
2) Нерегулярное горение топлива в ЖРД после его выключения,
т. е. прекращения подачи топлива (догорание).
3) Сжигание дополнит, топлива в форсажной камере турбореактив¬
ного двигателя для повышения его тяги.
4) Сжигание горючих газов (продуктов сгорания топлива, пере-
обогащенного горючим) в реактивной струе в результате ввода в нее
атмосферного воздуха (воздушное форсирование).
ДОЗА. РАДИАЦИИ — количество электромагнитного излучения,
оценивается в р (рентгенах). 1 р равен дозе излучения, при к-рой
суммарный заряд положит, и отрицат. ионов в 1 см3 воздуха, ве-
\
сящем 1,293-КН кг, равен g—jq9 к• ЛРИ пересечении КЛА земного
пояса радиации Д. р. составляет 2—3 p/час, при мощных солнечных
вспышках — тысячи р1час. Д. р. 400—600 р для человека смер¬
тельна, тогда как нек-рые микроорганизмы остаются жизнеспособ¬
ными при Д. р. в сотни тыс. р.
ДОЗАПРАВКА ТОПЛИВОМ — заправка топливом PH с малым
расходом для получения в топливных баках заданного количества
компонентов в соответствии с полетным заданием. Производится
в случаях: изменения полетного задания, требующего увеличения
запаса топлива; перед пуском PH при ее долгой стоянке на пусковом
устройстве в заправленном виде, когда часть топлива, заправлен¬
ного в баки ракеты, испарилась; в конце осн. заправки, идущей
с большим расходом, для устранения гидравлич. удара при отсечке
подачи топлива и точной заправки в баки необходимого количества
топлива. Объемный расход топлива при основной заправке мо¬
жет составлять, например, 10 -103 л!мин, а при Д. т. — на поря¬
док меньше.
ДОЗАТОР — устройство для отмеривания количества ракетного
топлива, заправляемого в бак КЛА. Состоит из первичного прибора,
измеряющего количество топлива, и вторичного прибора, показы¬
вающего или регистрирующего в цепи автоматич. управления изме¬
ренные количества топлива. Д. делятся на объемные и весовые.
Объемный Д. измеряет либо объем топлива и тогда паз. системой
контроля уровня (в тарированной емкости но высоте уровня судят
об объеме заправляемого топлива), либо его объемный расход
и тогда наз. объемным расходомером (фиксирует объем топлива,
протекающего через измерит, камеры дозатора в единицу вре¬
мени). К объемным расходомерам относятся литромеры с оваль¬
ными шестернями, дисковые литромеры, литромеры с кольцевым
поршнем и т. д. Др. разновидностью являются устройства, изме¬
ряющие скорость движения топлива в трубопроводе, что при фик¬
сированном сечении трубопровода позволяет судить об объемном
расходе, К таким расходомерам относятся турбинные и ультразву¬
128 ДОЗЫ ИОНИЗИРУЮЩЕГО ИЗЛУЧЕНИЯ
ковые расходомеры. Весовые Д. измеряют вес заправленного топ¬
лива и обычно основаны на принципе простого взвешивания; они
бывают рычажного типа, с тензометрии, силоизмерителямп, с гид-
равлич. мессдозой и др.
ДОЗЫ ИОНИЗИРУЮЩЕГО ИЗЛУЧЕНИЯ. Для экипажей КЛА
установлены 3 категории Д. и. и., позволяющие выполнить космич.
полет без серьезных лучевых повреждений организма. Они опре¬
делены на основании эксперимент, и клинич. данных о биологии,
действии разл. видов ионизирующих излучений с учетом коэфф.
относит, биологии, эффективности (ОБЭ), временных зависимостей,
влияния экстремальных факторов нелучевого происхождения,
а также в расчете на определенную степень компенсаций нарушен¬
ных функций в облученном организме.
Допустимая доза (ДД) не вызывает у человека замет¬
ного соматич. повреждения в течение всей его жизни. Она преду¬
смотрена для нормирования неизбежных облучений в результате
космич. излучения Галактики и радиационного пояса Земли. Для
полетов продолжительностью до 30 суток величина ДД не должна
превышать 15 бэр. Доза оправданного риска (ДОР)
может вызвать лишь единичные случаи слабо выраженных клинич.
проявлений лучевой реакции. Предусмотрена для нормирования
облучений, к-рые носят вероятностный характер (излучение хро-
мосферных вспышек на Солнце). Критическая доза
(КД) — доза ионизирующего излучения, вызывающая отчетливые
клинические проявления лучевого поражения без смертель¬
ных исходов. Для полетов продолжительностью до 30 суток рав¬
на 125 бэр.
ДОЛГОТА УЗЛА — см. Элементы орбиты.
ДОЛГОХРАНИМОЕ РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО — жидкое топливо,
состоящее только из высококипящих компонентов (окислителя
и горючего), обладающих химич. и физич. стабильностью в течение
длит, периода времени эксплуатации (неск. лет). Д. р. т. широко
распространены.
ДОННОЕ ДАВЛЕНИЕ — давление, действующее на донную,
межсопловую часть торца PH или на торцовую часть сопла. При
старте, особенно закрытом, из-за взаимодействия реактивной струн
с отражателем Д. д. может достичь значит, величины и, если не
принять защитных мер, вызвать аварию. При движении PH вбли¬
зи Земли, вследствие эжектирующего действия реактивных струй,
Д. д. ниже атмосферного. На больших высотах и в пустоте Д. д.
выше атмосферного, что увеличивает реактивную тягу (донный
эффект).
ДОПЛЕРА ЭФФЕКТ — изменение принимаемой частоты коле¬
баний по сравнению с излучаемой частотой; при относитель¬
ном сближении частота колебаний возрастает, при удалении —
уменьшается. Величина изменения зависит от скорости относит,
движения. Д. э. применяют для измерения скорости движения,
определения орбит КЛА и в радионавигации. В космич. связи Д. э.
играет отрицательную роль, т. к. различие передаваемой и при¬
нимаемой частот радиосигналов на сотни кгц требует либо расшире¬
ния полосы пропускания радиоприемника, либо перестройки его
по программе.
ДРЕНАЖ — удаление из топливных баков IMI в процессе за¬
правки через клапаны и трубопроводы смеси воздуха с парамц
ДУБЛИРОВАНИЕ 129
топлива; сброс из заправочных емкостей избыточного давления
газа; слив излишков компонента топлива из бака PH в спец, емкость;
слив компонентов топлива из заправочных магистралей после окон¬
чания заправки; сброс газов из ресиверов и баллонов.
ДРОЖЖИ — семейство одноклеточных микроскопии, грибов.
В биомассе Д. содержатся хорошо усвояемые белки, жиры, углеводы
и витамины. В биотехнич. системах К К возможно использование
Д. как звена частичной регенерации пищи и утилизации отходов
растит, происхождения.
ДУБЛИРОВАНИЕ (резервирование) — использование
в бортовой аппаратуре КЛА и ракет резервных комплектов от¬
дельных агрегатов, приборов или элементов в приборах с целью
замены вышедших из строя. Д. — один из методов повышения
надежности КЛА и ракет. В полете дублирующий прибор может
находиться во включенном состоянии («горячее» резервирование)
или быть выключенным и включаться после выхода из строя рабо¬
тающего прибора («холодное» резервирование). Распознавание
отказа работающего прибора и включение резервного может произ¬
водиться: с помощью телеметрия, системы и командной радиолинии
(с Земли); космонавтом на борту корабля; автоматич. схемой распо-
Дуговой ракетный двига¬
тель: а и б — схемы дви¬
гателя; в — КЛА с дуговым
ракетным двигателем на
водороде и атомной элек¬
трогенерирующей установ¬
кой (США); г — лаборатор¬
ный «плазмотрон» с темпера¬
турой струи 10 000° (фирма
«Авко», США); 1 - подача
рабочего тела; 2 — реактив¬
ная струя; 3 — хладагент,
4 — электрод; 5 — электрод
сопло; 6 — рабочее тело,
7 — насос; 8 — электропн
танце; 9 — электроды; 10 —
элсктрич. дуга; 11 — камера
130 ДУГОВОЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
знавания отказа. Наряду с прямым приборным Д. па КЛА исполь¬
зуется и т. н. функциональное Д., при к-ром функции одной системы
при выходе ее из строя могут быть переданы другой; напр., система
автоматич. управления может быть заменена ручным управлением.
ДУГОВОЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — электротермии. РД
с нагревом рабочего тела стабилизированной электрич. дугой.
Рабочее тело — обычно легкие вещества с малым молекулярным
весом — водород, гелий и др. Скорость истечения рабочего тела
до 20 км/сек. Находится в стадии экспериментальной разработки.
(Рис., с. 129).
ДЬЮАРА СОСУД — контейнер с двойными посеребренными
изнутри стенками, пространство между к-рыми вакуумировано.
В Д. с. сведен до минимума обмен тепла между веществом в сосуде
и окружающим пространством. По этому принципу создаются кон¬
тейнеры для хранения жидкого кислорода и др. криогенных жид¬
костей.
Е
ЕВРОКОСМОС (Eurospace) — ассоциация, образованная в сен¬
тябре 1961; представляет собой объединение пром. предприятий
12 стран Европы, имеет целью содействие развитию космической
техники и космонавтики в Европе. Е. насчитывает ок. 150 членов,
среди к-рых все авиац. фирмы, а также фирмы электроники, химии,
точной механики и др. Оси. форма деятельности Е. — представление
европ. странам и организациям конкретных предложений, связан¬
ных с освоением космоса. По мнению специалистов, входящих
в Е., главная задача европейских стран — запуск ИСЗ для целей
радиосвязи и телевидения.
ЕВРОПЕЙСКАЯ ОРГАНИЗАЦИЯ ПО РАЗРАБОТКЕ РАКЕТ
(European Launcher Development organisation — ELDO) — образо¬
вана в апреле 1962. Ее члены: Англия, Франция, ФРГ, Италия,
Бельгия, Нидерланды и Австралия. Цель — создание многоступен¬
чатой PH и запуски ИСЗ. ELDO разрабатывает проект трехступен¬
чатой PH «Европа-1», для к-рой Англия поставляет первую ступень,
Франция — вторую и ФРГ — третью. Италия должна предоставить
исследовательские ИСЗ, Бельгия — построить наземную станцию
слежения, Нидерланды вместе с Италией — поставить телеметрия,
оборудование третьей ступени PH и радиоаппаратуру для наземных
станций. Австралия предоставляет для запусков полигон Вумера.
ЕВРОПЕЙСКИЕ ОРГАНИЗАЦИИ ПО КОСМИЧЕСКИМ ИССЛЕ¬
ДОВАНИЯМ — организации стран Зап. Европы, имеющие целью
совместную подготовку к космич. исследованиям (создание PH,
КЛА и др.) и их проведение. Так, Европ. организация космич.
исследований (ESRO) была образована в июне 1962; ее члены:
Англия, Франция, ФРГ, Италия, Бельгия, Дания, Испания, Ни-
дёрланды, Швеция, Швейцария. Цель ESRO — обеспечивать и
поддерживать сотрудничество между зап.- европ. странами в космич.
исследованиях и ракетной технике в мирных целях. Руководство
ESRO находится в Париже, организация имеет 5 осн. центров:
ESTEC — Европейский технич. центр по исследованию космоса
(Нордвейк, Нидерланды), координирующий выполнение программ
разработки космич. аппаратов; ESLAB — Исследоват. лаборатория,
расположенная рядом с ESTEC и занимающаяся разработкой науч.
экспериментов для КЛА; ESRIN — Европ. ин-т космич. исследо¬
ваний (Фраскати, Италия), занимающийся изучением физич. и
хнмич. процессов, происходящих в верхней атмосфере и космосе;
ESDAC — Европ. центр ннформац. данных о космосе (Дарм*^
штадт, ФРГ), в обязанности к-рого входит обработка на электронно-
вычислит. машинах данных, поступающих от КЛА; ESRANGE —
полигон для запуска зондирующих ракет (Кируна, Швеция). Орга¬
низация будет иметь также свою сеть станций слежения за КЛА.
Науч. программа ESRO: запуски зондирующих ракет (примерно
о0 в год), разработка и запуски ИСЗ небольшого веса (примерно
80 кг) при помощи амер. твердотопливной PH «Скаут», ИСЗ весом
примерно 400 кг при помощи амер. PH «Тор-Делта», ИСЗ весом
100 кг на сильно вытянутую орбиту с помощью той же PH и боль¬
шого астрономия. ИСЗ (800 кг) при помощи PH, создаваемой Европ.
организацией по разработке ракет (ELDO).
132 ЕГОРОВ
ЕГОРОВ, Борис Борисович (р. 1937, Москва) — летчик-космо¬
навт СССР, врач, кандидат мед. наук (1968). Герой Советского Союза.
После окончания в 1961 1-го Московского мед. ин-та работал в и.-и.
мед. учреждениях. С 1964 в отряде космонавтов. Совместно
с В. М. Комаровым и К. П. Феоктистовым совершил 12 окт. 1964
полет в космос на многоместном КК «Восход».
ЕДИНОГО ВРЕМЕНИ СИСТЕМА — совокупность пунктов кос¬
модрома, оснащенных спец, часами (атомными, молекулярными или
кварцевыми) и предназначенных для распространения образцовых
частот и сигналов точного времени среди определ. круга потреби¬
телей. Сигналы Е. в. с., передаваемые от одного центра разным
потребителям, позволяют синхронизировать работу разл. систем
и служб стартового комплекса и всего космодрома, фиксировать
точное время начала и конца работы многочисл. приборов, устройств,
механизмов, систем, агрегатов в период предстартовой подготовки,
пуска и полета PH.
ЕЛИСЕЕВ, Алексей Станиславович (р. 1934, г. Жиздра Калуж¬
ской обл.) — летчик-космонавт СССР, кандидат технич. наук
(1967). Дважды Герой Советского Союза. Член КПСС с 1967. Окон¬
чил Московское высшее технич. училище. С 1957 работал в кон¬
структорском бюро, совмещая эту работу с 1966 с подготовкой
в отряде космонавтов. 15—17 янв. 1969 совершил полет в космос
в качестве бортинженера, вылетев на К К «Союз-5», пилотируемом
Б. В. Волыновым. 16 янв. Е. вместе с Б. В. Хруновым осуществил
переход через открытый космос в К К «Союз-4», пилотируемый
космонавтом В. А. Шаталовым, на к-ром возвратился на Землю.
Е. совершил 32 витка вокруг Земли, пролетел в космич. простран¬
стве 1,3 млн. км, пробыв там 47 час. 39 мин., из к-рых 37 мин.
находился в открытом космосе.
Второй полет в космос Е. совершил 13—18 окт. 1969 совместно
с В. А. Шаталовым в качестве бортинженера корабля «Союз-8»;
из 5 суток пребывания в космосе совершил суточный групповой по¬
лет с КК «Союз-7» и 3-суточный групповой полет с КК «Союз-6»
и «Союз-7»; сделал 80 оборотов вокруг Земли.
ЕМКОСТИ ЗАПРАВОЧНЫХ СИСТЕМ — резервуары для хра¬
нения жидких компонентов ракетного топлива. Могут быть цилин-
дрич. и эллипсными со сферич. или эллиптич. днищами, шаровыми
и др.; передвижными — на самоходном или прицепном шасси, и
стационарными, монтируемыми на фундаментное основание, на
поверхности земли или заглубленными. В состав заправочной
системы входят также технология, емкости, в к-рые сливается
топливо из гидравлич. магистралей после окончания заправки.
Для обеспечения и контроля технология, операций заправки Е. з. с.
оборудованы разл. системами и приборами. К ним относятся: си¬
стема «дыхания» емкости, поддерживающая определ. давление при
колебаниях темп-ры компонентов топлива; предохранит, клапаны
для сброса избыточного давления из емкости; уровнемеры и сиг¬
нализаторы наполнения. Нек-рые Е. з. с. имеют дистанц. термо¬
метры для определения ср. темп-ры топлива, арматуру для наддува
сжатым газом и оборудование для термостатирования компонен¬
тов топлива. Е. з. с. криогенных топлив для обеспечения миним.
потерь топлива в процессе хранения и заправки снабжены термпч.
изоляцией.
ЖАЛЮЗИ — элемент системы терморегулирования, обеспечи¬
вающий открытие большей или меньшей части радиационной поверх¬
ности КЛА с целью регулирования количества излучаемого ею
тепла. Конструктивно Ж. — цилиндрич. барабан с прорезями или
ряд пластин, установленных над радиац. поверхностью и повора¬
чивающихся на своих осях т. о., чтобы закрывать или открывать
радиац. поверхность.
ЖЕЛЕОБРАЗНОЕ ТОПЛИВО — ракетное топливо; заливаемая
в РД вязкая студенистая жидкость из высококалорийного горю¬
чего, окислителя, металлич. порошков и желирующего агента.
Может быть тиксотропным (см. Тиксотропное топливо).
ЖЕРТВЫ КОСМОНАВТИКИ. Покорение мирового океана и
воздушного океана сопровождалось многочисленными человеч.
жертвами. Причина — недостаточная изученность новых для чело¬
века окружающих условий и несовершенство используемой тех¬
ники. Непосредств. освоение человеком космич. пространства свя¬
зано с преодолением наибольших трудностей. История знает слу¬
чаи гибели испытателей ракетной техники начиная с героя китай¬
ской легенды Ван Г у, нем. конструкторов М. Валье (взрыв ЖРД
в 1930) и Тиллинга (взрыв пороховой ракеты в 1931), сов. летчиков-
испытателей Г. Я. Бахчиванджи (на ракетном самолете БИ-1 в
1943) и В. М. Расторгуева (на самолете ЯК-3 с ЖРД РД-1ХЗ в
1945) и мн. др., отдавших жизнь при разработке и эксплуатации
ракет. Первые Ж. к. после начала космич. эры — амер. астронавты
В. Гриссом, Э. Уайт и Р. Чаффи, погибшие 27 янв. 1967 на борту
КК «Аполлон» во время пожара, возникшего при наземной отра¬
ботке КК на ракете-носителе «Сатурн-1 Б» на испытат. полигоне на
мысе Кеннеди. 24 апр. 1967 погиб летчик-космонавт СССР В. М. Ко¬
маров во время посадки на землю КК «Союз-1» при возвращении из
космич. полета. Этим катастрофам предшествовали благополучные
полеты 31 космонавта СССР и США на 22 кораблях за период
1961—66. Последующие полёты космонавтов на 17 К К до конца
1970 заканчивались благополучно.
ЖИДКОЕ РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО — вещество или совокупность
веществ в жидком состоянии, способные в результате химич. реак¬
ции окисления, разложения или рекомбинации выделять тепловую
энергию (несомую продуктами реакции) и используемые в РД в
качестве рабочего тела. Осн. применение получили Ж. р. т., выде¬
ляющие энергию за счет реакции взаимодействия окислителя и
горючего. Известны однокомпонентное ракетное топливо в виде
химич. соединения, выделяющего в камере сгорания ЖРД химич.
энергию, и унитарное топливо в виде раствора горючего в окисли¬
теле. Совр. ЖРД базируются на двухкомпонентном ракетном топ¬
ливе с раздельным хранением и подачей в двигатель окислителя
и горючего, более безопасном в эксплуатации, допускающем ши¬
рокий выбор компонентов топлива. Изучается многокомпонентное
ракетное топливо, в т. ч. трехкомпонентное ракетное топливо,
способное обеспечить наибольшее значение удельного импульса.
Нашли применение в ракетной технике однокомпонентные топлива,
выделяющие энергию при разложении, напр. перекись водорода,
гидразин и др. По физическому состоянию Ж. р. т. делят на крио¬
134 ЖИДКОЕ РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО РАЗДЕЛЬНОЙ ПОДАЧИ
генные, низкокниящие н высококппящие, отличающиеся интервалом
температур сохранения жидкого состояния, что важно для эксплуа¬
тации. Ж. р. т., характеризующиеся физико-химической стабиль¬
ностью в условиях эксплуатации, относят к долгохранимым. В состав
Ж. р. т. могут входить твердые примеси для увеличения эффектив¬
ности — уд. импульса и плотности (см., напр., суспензия, псевдожид-
кое топливо); газообразные продукты сгорания Ж. р. т. могут
содержать конденсированную фазу. Осн. требования, предъявляемые
к Ж. р. т.: обеспечение заданного уд. импульса; достаточная химич.
стабильность; взрывобезопасность в условиях эксплуатации; при¬
годность одного из компонентов для охлаждения ЖРД; сохранение
жидкого состояния в условиях эксплуатации без неоправданных
затрат; совместимость с конструкц. материалами; возможно боль¬
шая плотность; миним. токсичность. Важна также обеспеченность
сырьевыми ресурсами. Развитие ракетно-космич. техники бази¬
руется на использовании эффективных Ж. р. т. Наибольшее приме¬
нение получили: из окислителей — кислород жидкий, четырех-
окисъ азота, азотпокислотные ракетные окислители, перекись водо¬
рода; из горючих — керосин, диметилгидразин несимметричный,
гидразин, водород жидкий, аммиак жидкий, амины и др. (уд. импульс
250—450 сек.). Изучаются как перспективные компоненты топлива:
фторные окислители, бороводороды, а также сочетания жидких
компонентов топлива с легкими металлами (литий, бериллий)
и др. (уд. импульс 350—500 сек.).
ЖИДКОЕ РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО РАЗДЕЛЬНОЙ ПОДАЧИ -
двух- или многокомпонентное жидкое ракетное топливо с порознь
хранимыми и раздельно подаваемыми в ЖРД компонентами.
ЖИДКОСТНОЕ ТЕРМОСТАТИРОВАНИЕ КЛА — поддержание
заданной темп-ры хладагента системы жизнеобеспечения космич.
объекта во время предстартовых проверок космич. комплекса на\
космодроме, обеспечиваемое спец, наземной системой путем созда¬
ния циркуляции хладагента в теплообменниках системы терморе¬
гулирования.
ЖИДКОСТНЫЙ КОНТУР терморегулирования —
устройство для обеспечения передачи тепла от внутр. объемов КЛА
и отдельных элементов его конструкции и оборудования к радиа¬
ционной поверхности. Ж. к. включает трубопровод с циркулирую¬
щим в нем жидким теплоносителем, насосы и арматуру для поддер¬
жания и регулирования этой циркуляции и газо-жидкостные тепло¬
обменники для передачи тепла от газа, заполняющего герметич.
отсеки КЛА, к теплоносителю.
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ЖРД) - РД, ра
ботающий на жидком ракетном топливе. Предложен К. Э. Циол¬
ковским в 1903. Осн. двигатель современной космонавтики (см. Ра¬
кетный двигатель). Первые отечеств. ЖРД ОРМ построены и
испытаны в ГД Л в 1930—31 (В. П. Глушко). В дальнейшем ГД Л —
ОКБ разработало мощные двигатели (РД-107, РД-108, РД-119,
РД-214 и мн. др.), обеспечившие полеты первых ИСЗ, ИСС, ИСЛ,
первых космонавтов, всех сов. геофизич. и космич. ракет в 1949—70.
Совр. ЖРД состоит из камеры сгорания с соплом, турбонасос-
ного агрегата, газогенератора или парогазогенератора, системы
автоматики, органов регулирования, химич., пиротехнич. или
электрич. зажигания, вспомогат. агрегатов (теплообменники, сме¬
сители, приводы), телеметрия, датчиков, двигат. рамы и др. В за¬
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 13ft.
висимости от назначения ЖРД могут иметь разл. характеристики:
ТЛГу — от долей г (микроракетпые двигатели) до сотен га, уд.
импульс — примерно от 150 сек для однокомпонентных топлив до
460 сек для двухкомпонентных топлив и до 500 сек для трехкомпо-
нентных топлив, уд. вес двигателя 7—20 кг/т, уд. вес ТНА 10—
40 г/л. с., габариты — от единиц см до неск. м, вес — от г до га,
с однократным запуском и многократным, одно- и многокамерные.
Ракетные двигательные установки могут быть одно- и многодвига¬
тельные. ЖРД применяются почти исключительно на боевых и
космич. ракетах, иногда в качестве самолетного ракетного двига¬
теля. Система подачи топлива в ЖРД может быть вытеснительная
или турбонасосная. ЖРД с ТНА бывают 2 осн. схем: без дожигания
генераторного газа и с дожиганием. По назначению различают ЖРД:
основные (маршевые), корректирующие, тормозные, рулевые; мик-
роракетные ЖРД могут быть стабилизирующими, ориентацион¬
ными, индивидуальными. Обычно ЖРД работают при постоянном
давлении в камере сгорания, но микроракетные двигатели бывают
импульсными. Разрабатываются комбинированные двигатели, ис¬
пользующие ЖРД: турбо- и воздушноракетные. По роду окис¬
лителя ЖРД бывают: азотнокислотные, азоттетроксидные, кисло¬
родные, перекисьводородные, фторные и др.
Осн. проблемы для создания ЖРД: рациональный выбор топлива
(см. ?Кидкое ракетное топливо), удовлетворяющего заданным уд.
импульсу и условиям эксплуатации; совершенство рабочего про¬
цесса для достижения заданного уд. импульса (см. Смесеобразование,
Полнота сгорания, Сопла коэффициент)', обеспечение устойчивой
работы на заданных режимах, без развитых низкочастотных и
высокочастотных колебаний давления, вызывающих разрушитель¬
ные вибрации двигателя (см. Автоколебания, Вынужденные колеба¬
ния, Смесительная головка)', охлаждение ракетного двигателя,
подверженного воздействию агрессивных продуктов сгорания при
весьма высоких темп-pax (до 5000° К) и давлениях (до сотен am),
усугубляемому в нек-рых случаях присутствием конденсированной
фазы; подача топлива (криогенного, агрессивного и др.) при давле¬
ниях, доходящих для мощных двигателей до многих сотен am, и
расходах до неск. т/сек\ обеспечение миним. веса агрегатов и дви¬
гателя в целом, работающих в весьма напряженных режимах; высо¬
кая надежность ЖРД, особенно учитывая полеты космонавтов на
борту космич. кораблей, и то, что часто практикуемое использо¬
вание многодвнгательных установок может повышать вероятность
аварии (см. Надежность ракетного двигателя). Решение много-
числ. сложных проблем, возникающих при разработке ЖРД,
позволило создать основу для рождения и развития ракетно-космич.
техники.
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ без дожита
ния генераторного газа — ЖРД с турбонасосной
подачей топлива, в к-ром продукты газогенерации после срабатыва¬
ния на турбине выбрасываются в окружающую среду через вспомо-
гат. сопла, часто являющиеся рулевыми. Генераторный газ —
продукт неполного сгорания, имеет относительно низкую темп-ру,
а вспомогат. сопла — меньшую степень расширения, чем основные.
Поэтому уд. импульс, получаемый при истечении этих продуктов,
меньше уд. импульса осн. камеры ЖРД, ср. уд. импульс также
получается меньше, т. е. имеет место потеря уд. импульса.
136 ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
ЖИДКОСТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ с дожит а-
нием генераторного газа — ЖРД с турбонасосной
подачей топлива, в к-ром относительно низкотемпературные про¬
дукты газогенерацип, получ. из осн. компонентов топлива, после
срабатывания на турбине направляются в камеру ЖРД для дожи¬
гания. Такие ЖРД не имеют потери уд. импульса, обусловленной
необходимостью привода в действие ТНА.
ЖИЗНЕОБЕСПЕЧЕНИЕ в космическом полете (си¬
стемы жизнеобеспечения). Околоземное космич. про¬
странство и мн. небесные тела характеризуются крайне низким
барометрич. давлением и измененной газовой средой в атмосфере
(отсутствие кислорода, необходимого для дыхания живых организ¬
мов), резкими колебаниями темп-ры поверхности небесных тел и
их газовой оболочки, различного рода излучениями, в т. ч. особенно
опасными для живых организмов космич. и коротковолновой УФ
радиацией, воздействием твердого межпланетного вещества — ме¬
теоров. Проникновение в космос, жизнь и деятельность человека
в нем возможны только при наличии соответствующих защитных
приспособлений. Защита от действия неблагоприятных факторов
космич. полета осуществляется с помощью герметич. кабин КЛА и
индивидуальных космич. скафандров. В замкнутых объемах герме¬
тич. кабин необходимые для жизни и деятельности человека условия
создаются и поддерживаются при помощи системы жизнеобеспече¬
ния (СЖО). Эта система поддерживает искусств, газовую среду
(воздух) с оптимальными физич. параметрами (давление, темп-ра,
влажность, скорость движения) и химич. составом, удовлетворяет
потребности экипажа в кислороде, пище, воде и удаляет отходы жиз¬
недеятельности человека и др. биологич. объектов (биокомплекса).
Продолжительность космич. полета во многом предопределяет
конструктивное решение и выбор принципиальных методов, к-рые
должны быть заложены в основу проектирования звеньев и узлов
СЖО. В зависимости от степени компенсации расхода основных
веществ и элементов, участвующих в обменных процессах в малых
замкнутых объемах, СЖО могут быть открытыми, частично закры¬
тыми или закрытыми. Открытые СЖО содержат запас кислорода,
пищи, воды; твердые и жидкие отходы жизнедеятельности в этом
случае складируются в спец, емкости, а газообразные продукты
поглощаются фильтрами. В частично закрытых СЖО производится
регенерация воды, и кислород получают методом электролиза воды
или разложения углекислоты, в остальном же подобные системы
не отличаются от открытых. В закрытых СЖО происходит круго¬
ворот основных элементов и веществ в малых замкнутых объемах
КК с воспроизводством пищевых продуктов на борту, регенерацией
воды, получением кислорода на основе фотосинтеза и электролиза
воды и утилизацией отходов жизнедеятельности человека и био¬
комплекса. Различают СЖО, использующие физико-химич. методы
регенерации веществ и элементов, и СЖО на основе биологич. кру¬
говорота веществ. Последние для малых замкнутых объемов не
всегда целесообразны, поэтому в нек-рых узлах и звеньях таких
систем применяют физико-химич. методы регенерации и утилизации.
Типовая СЖО должна включать след, звенья: создания и под¬
держания потребной газовой среды в герметич. кабине КК, обеспе¬
чения пищей, водой и санитарно-бытового обеспечения. Звено соз¬
дания и поддержания потребной газовой среды (воздуха) должно
ЖИЗНЕОБЕСПЕЧЕНИЕ 137
п течение моего космич. полета н экспедиции на др. небесные тела
постоянно сохранять в кабине КЛА заданную искусств, атмо¬
сферу, при этом необходимо компенсировать убыль кислорода,
потребляемого при дыхании человеком и др. биологии, объектами,
удалять излишний углекислый газ и вредные примеси. При крат¬
коврем. космич. полетах в качестве источника кислорода исполь¬
зуются запасы кис лорода, к-рый может храниться на борту К К
в газообразном состоянии в баллонах под давлением или в жидком
состоянии в сосудах Дьюара (кислородные танки или газификаторы),
а также в виде активных химич. соединений кислорода с щелочными
или щелочноземельными металлами. Такие химич. источники ки¬
слорода были применены на сов. КК «Восток» и «Восход» и амер.
КК «Меркурий» и «Джемини». Для удаления углекислого газа
в кабинах могут использоваться фильтры или же щелочи нек-рых
металлов. В космич. полетах средней продолжительности обеспече¬
ние кислородом может производиться путем электролиза воды или
растворов солей или разложения углекислого газа; удаление этого
газа возможно с использованием цеолитов или путем его утилиза¬
ции. В длит, космич. полетах применяются те же методы, что и
в полетах средней продолжительности, или же используются растит,
организмы (высшие и низшие автотрофы,), в результате фотосинтеза
выделяющие кислород; реакция фотосинтеза проходит при погло¬
щении света и углекислого газа из воздуха кабины.
В кратковрем. космич. полетах и полетах средней продолжи¬
тельности звено обеспечения пищей содержит запасы готовых пище¬
вых продуктов в натуральном виде или в виде лиофилизированных
продуктов (см. Лиофилизация). В длит, полетах на орбитальных
станциях и при экспедициях на др. небесные тела это звено должно
базироваться в основном на производстве пищевых продуктов на
борту; в качестве растит, пищи в этом случае будет использоваться
биомасса растений, являющаяся источником кислорода в фотосин-
тетич. реакторах (газообменниках) СЖО. На КК, предназнач. для
длит, полетов, будет иметься излишек этой биомассы, использова¬
ние к-рого наиболее целесообразно в качестве корма животным
и микроорганизмам (гетеротрофным организмам), к-рые, в свою
очередь, являются хорошим источником белков животного проис¬
хождения, крайне необходимых для человека.
Звено водообеспечения в кратковрем. космич. полетах имеет на
борту КК запасы воды. В полетах средней продолжительности и
тем более длительных водообеспечение должно строиться на запасах
небольшого объема воды с обязательной регенерацией воды из
отходов жизнедеятельности человека, транспирационной влаги и
конденсата атмосферной влаги.
В звено санитарно-бытового обеспечения входят: узел гигиенич.
туалета (умывание, мытье), узел удовлетворения естеств. отправле¬
ний человека и узел отбросов при приготовлении пищи. В кратко¬
врем. космич. полетах и, возможно, полетах средней длительности
вещества, используемые в этом звене, а также отходы жизнедея¬
тельности человека будут дезодорироваться (лишаться неприятных
запахов), дезинфицироваться и складироваться в спец, емкостях.
В длит, полетах все вещества в звене санитарно-бытового обеспече¬
ния должны утилизироваться; утилизация отходов жизнедеятель¬
ности человека и др. биологич. объектов возможна только после их
минерализации. Т. о., в длит, космич. полетах и, особенно, при
138 ЖИЗНЕОБЕСПЕЧЕНИЕ
экспедициях на др. небесные тела и в орбитальных исследоват.
лабораториях должна функционировать СЖО на основе кругово¬
рота веществ в малом замкнутом объеме, к-рую иногда называют
экологической системой, сбалансированной по кислороду, воде и
пище. Продолжительность полета определяет рациональную сте¬
пень замкнутости СЖО, но и в случае практически замкнутой СЖО
на основе круговорота веществ требуется нек-рый их запас (критич.
массы исходных веществ). Вес и габариты открытых и частично
закрытых СЖО зависят от продолжительности полета.
Каждое звено СЖО, в т. ч. и звенья физико-химич. регенера¬
ции, и даже отдельно взятое биология, звено (в т. ч. и человек),
представляет собой открытую проточную систему. Основное усло¬
вие для ее нормального функционирования — постоянное поступ¬
ление необходимых исходных веществ и энергии и удаление конеч¬
ных продуктов. Для этого пытаются замкнуть открытые проточные
звенья, т. е. создать из отдельных открытых узлов и звеньев после¬
довательную функциональную цепочку замкнутого контура по ве¬
ществам. В таком контуре выходные характеристики одного звена
должны соответствовать входным характеристикам следующего
(при несоответствии вводят особые элементы согласования). Т. о.
можно получить закрытую СЖО на основе круговорота веществ
(иногда не совсем правильно называемую замкнутой), обеспечиваю¬
щую длительное автономное существование без поступления веществ
извне. Основное преимущество такой СЖО — возможность много¬
кратного использования первоначально ограниченных запасов ве¬
ществ. Обеспечение существования человека на основе круговорота
веществ впервые создает ситуацию, при к-рой СЖО оказывается
в прямой зависимости от человека, как ее составного и основного
звена. Эта зависимость настолько велика, что привычный смысл
самого понятия СЖО становится по отношению к человеку услов¬
ным, поскольку он оказывается объектом обеспечения только в той
мере, в какой сам обеспечивает нормальное функционирование
остальных звеньев биотехнич. системы. Включение человека в ка¬
честве функционального звена в состав системы — единственно
рациональный способ обеспечения жизнедеятельности экипажа
в длит, космич. полете.
СЖО по принципиальной схеме может быть закрытой лишь по
части «веществ (кислороду, воде), оставаясь открытой по др. веще¬
ствам. Чем в большей степени удовлетворяются потребности СЖО
за счет циклич. обращения большого количества веществ, тем
больше такая система приближается к закрытой системе кругово¬
рота веществ в замкнутом объеме. Прообразом такой системы
является круговорот веществ в биосфере Земли. Однако перенести
его в герметич. кабину нельзя. Этот круговорот включает огром¬
ное количество звеньев и большое число разл. веществ, обменные
процессы протекают в нем медленно и разделены в пространстве и
времени. В земном круговороте участвуют также и геохимич.
процессы.
В закрытых СЖО на основе круговорота веществ оптимальные
скорости обращения веществ являются основной предпосылкой их
нормального функционирования. От степени сбалансированности
скоростей движения веществ в звеньях и в СЖО в целом зависит
уравновешенность и, следовательно, устойчивость и надежность
системы. Изучение энергетич. и материальных превращений в био-
ЖИЗНЕОБЕСПЕЧЕНИЕ
139
технич. системе и ее отдельных звеньях, включая и человека,
представляет собой важнейшую задачу большой сложности, по¬
скольку объектом изучения является закрытая биотехнич. система,
иредназнач. для длит, автономного существования в замкнутом
объеме. Эта задача имеет, наряду с теоретич., огромное практич.
значение, т. к. такая система призвана обеспечить существование
человека вне биосферы Земли при отсутствии материальной связи
с внешним миром. Осн. требования при определении структуры СЖО
и выборе отдельных ее звеньев: сбалансированная работа СЖО
для обеспечения человека всеми необходимыми продуктами; согла¬
сованный по скоростям обмен веществ и энергии между отдельными
звеньями СЖО при минимальном рассеивании (потерях) отдельных
элементов и минимальном образовании «тупиков» веществ; взаим¬
ная биологич. совместимость всех звеньев системы при использова¬
нии микроорганизмов в качестве посредников; устойчивость (надеж¬
ность) системы при различных флуктуациях, неизбежно возникаю¬
щих в сложной многокомпонентной системе, а также отдельных био¬
логич. звеньев и системы в целом к неблагоприятному воздействию
снецифич. условий космич. полета.
На основании предварит, оценки потребностей человека в пище,
воде, кислороде, а также возможных способов их удовлетворения
в условиях длит, космич. полета определен предполагаемый состав
звеньев биотехнич. системы: человек, растения, животные, пище¬
вое звено, звено утилизации с химич. коррекцией питательных
растворов для растений и животных, звено физико-химич. коррек¬
ции и звено регенерации воды (7-звенная СЖО). Поскольку в био¬
сфере Земли известен лишь один способ воспроизводства органич.
веществ из неорганич., имеющих пищевое значение, — с использо¬
ванием растений (автотрофов), то, вероятно, именно это звено и
будет входить в систему. Такой способ воспроизводства пищевых
продуктов является наиболее реальным, но существу единственно
возможным методом получения полноценных пищевых продуктов
в полете. Растения позволяют иметь, помимо пищи, также кисло¬
род и воду, обеспечивают утилизацию С02 и отходов жизнедеятель¬
ности; при правильном выращивании растения дают возможность
получать продукты в течение всего времени полета; вместе с тем
они создают обстановку, привычную для человека, что необходимо
с психология, точки зрения. Однако звено автотрофов не может
обеспечить человека белками (животного происхождения) и насы¬
щенными жирными кислотами (животными жирами), что заставляет
вводить в СЖО звено гетеротрофов (животных). Однако последнее
усложняет работу звена утилизации и физико-химич. коррекции
и неск. снижает кпд системы в целом. Звено утилизации должно
включать узлы физико-химич. минерализации всех твердых, газо¬
образных и жидких фаз отходов жизнедеятельности человека,
автотрофов, гетеротрофов и др., узел приготовления питательных
растворов для растений и животных с химич. коррекцией. Пищевое
звено необходимо для повышения пищевой ценности продуктов, по¬
лученных от растений и животных, и проведения кулинарно-техно-
логнч. обработки пищевых продуктов с целью приготовления блюд
требуемой для человека кондиции. Звено физико-химич. коррекции
служит для восполнения возможного дефицита кислорода, удале¬
ния вредных примесей из воздуха, поддержания заданных режимов
но влажности и темп-ре и для обеспечения необходимых условии
140 ЖИЗНЬ ВНЕ ЗЕМЛИ
при нек-рых аварийных ситуациях. В зависимости от задач и
трассы полета возможно использование и вариантов схем биотехнич.
системы без животных с увеличением нек-рых запасов и т. и.
ЖИЗНЬ ВНЕ ЗЕМЛИ — см. Экзобиология.
ЖУКОВСКИЙ, Николай Егорович (1847—1921) — рус. ученый,
основоположник совр. аэро- и гидромеханики, «отец русской авиа¬
ции» (В. И. Ленин). В 1868 окончил Моек. ун-т. С 1872 преподавал
в Моек, высшем технич. училище (МВТУ), с 1886 одновременно —
профессор Моек, университета. В 1894 был избран чл.-корр. Петер¬
бургской АН, в 1900 выдвинут в академики, но снял свою кандида¬
туру, не желая оставлять преподавание в Москве.
В 1902 под руководством Ж. была создана одна из первых в мире
аэродинамич. труб, в 1904 — первый в Европе аэродинамич. ин-т,
а в 1910 — аэродинамич. лаборатория в МВТУ. В 1918 Ж. был
поставлен во главе созданного Сов. правительством Центрального
аэрогидродинамического ин-та (ЦАГИ).
Работы Ж. в области аэродинамики и авиации явились источ¬
ником осн. идей, на к-рых строится авиац. наука. Он всесторонне
исследовал динамику полета птиц (1891), теоретически предсказал
ряд возможных траекторий полета, в частности «мертвую петлю».
В 1904 Ж. открыл закон, определяющий подъемную силу крыла
самолета (опубл. 1906); определил наивыгоднейшие профили кры¬
льев и лопастей винта самолета (1910—11), разработал (1912—18)
вихревую теорию воздушного винта и др. Ряд важных работ выпол¬
нил Ж. по гидравлике и гидродинамике, теоретич. механике, астро¬
номии и математике. Непосредственно к реактивной технике имеют
отношение статьи: «О реакции вытекающей и втекающей жидкости»
(1882—85), «О движении твердого тела, имеющего полости, напол¬
ненные однородной капельной жидкостью» (1885), «К теории судов,
приводимых в движение силой реакции воды» (1908). (Портрет, с. 110).
3
ЗАДАЧА ДВУХ ТЕЛ — задача о движении 2 тел, взаимно при¬
тягивающихся согласно закону всемирного тяготения Ньютона.
При атом сами тела рассматриваются как материальные точки, что
справедливо только для тел сферич. структуры и приближенно —
когда расстояния между телами весьма велики по сравнению с их
размерами. Чаще всего приходится рассматривать движение одного
тела относительно другого. 3. д. т. является почти единств, задачей
небесной механики, строго решаемой до конца. Движение в этой
задаче происходит по коническим сечениям (окружности, эллипсу,
параболе, гиперболе, прямой) согласно законам Кеплера. Эта задача
описывает т. н. невозмущенное движение, к-рое принимается за первое
приближение при изучении истинных движений небесных тел.
ЗАДАЧА п ТЕЛ — задача о движении п тел (п — целое положит,
число) под действием их взаимного притяжения по закону всемир¬
ного тяготения Ньютона. При этом сами тела рассматриваются
как материальные точки, что справедливо точно только для тел
сферич. структуры и приближенно — когда взаимные расстояния
тел весьма велики по сравнению с их размерами. Такого рода задача
встречается, напр., при изучении движения планет Солнечной
системы. До сих пор не получено строгого решения этой задачи.
При исследовании движения планет ее решение упрощается тем, что
массы всех планет значительно меньше массы центрального тела —
Солнца. Поэтому в первом приближении рассматривают движение
планеты под действием притяжения одного лишь Солнца, в резуль¬
тате чего получается строго решаемая задача двух тел, а на последу¬
ющих этапах учитывают влияние остальных планет.Таким путем уда¬
ется получить достаточно точное для практических целей решение.
ЗАДАЧА ТРЕХ ТЕЛ — задача о движении 3 тел, взаимно при¬
тягивающихся по закону всемирного тяготения Ньютона. При этом
сами тела рассматриваются как материальные точки, что справед¬
ливо только для тел сферич. структуры и приближенно — когда
взаимные расстояния тел значительно превосходят их размеры.
Чаще всего бывает нужно определить движение 2 тел относительно
3-го. Иногда рассматривают движение всех 3 тел по отношению
к их общему центру масс. 3. т. т. встречается, напр., при изучении
движения Луны, под действием притяжения Земли и Солнца,
при изучении звезд в тройных звездных системах и т. д. До сих
пор не найдено строгого решения 3. т. т., пригодного для вычис¬
ления координат движущихся тел или для описания качественной
картины движения. В небесной механике разработаны, однако,
различные приближенные методы, позволяющие находить во многих
случаях достаточно точное для практических целей решение этой
задачи.
ЗАДЕРЖКА ВОСПЛАМЕНЕНИЯ ТОПЛИВА (время и н -
д у к ц и и) — промежуток времени между началом поджигания
топлива или контактированием самовоспламеняющихся компонен¬
тов топлива и его воспламенением, характеризуемым повышением
темп-ры в зоне реакции с появлением пламени. В течение 3. в. т.
происходят подготовит, физнч. процессы (передача тепла, испарение
компонентов и т. п.) и химич. предпламенные реакции, с малым
и 2 ЗАЖИГАНИЕ
тепловым эффектом. 3. в. т. должна быть достаточно малой для
обеспечения безопасного запуска, а в ряде случаев и устойчивого
сгорания. 3. в. т. зависит от рода топлива и условий воспламенения.
Допустимая величина 3. в. т. измеряется сотыми долями сек.
ЗАЖИГАНИЕ — процесс инициирования воспламенения топ¬
лива. В РД применяются химическое зажигание, пиротехническое
зажигание и электрическое зажигание.
ЗАКОЛЬЦОВКА — соединение трубопроводом заправляемой
емкости с заправочной для отвода воздуха и паров жидкости. 3.
применяется только в случае насосной заправки и заправки само¬
теком, когда пары топливных компонентов токсичны, взрывоопасны
в смеси горючего с окислителем и поэтому не должны выбрасываться
в атмосферу по условиям техники безопасности.
ЗАКРЫТАЯ БИОТЕХНИЧЕСКАЯ СИСТЕМА — бнотехнич. си¬
стема КК, не обменивающаяся с окружающей средой веществом,
но получающая энергию извне и рассеивающая ее в том же коли¬
честве. 3. б. с. состоит из ряда видов живых организмов биоком¬
плекса, включая человека, взаимоотношения между к-рыми пост¬
роены на уравновешенном по скоростям обмене веществ. Она осу¬
ществляет в ограниченном объеме герметич. кабины циклич. вос¬
производство необходимых человеку веществ (кислорода, пищи
и воды) из отходов жизнедеятельности. При построении 3. б. с.
необходимо миним. число участников биокомплекса; макс, ускоре¬
ние оборота веществ и его синхронизация; устранение процессов,
ведущих к образованию веществ, выпадающих из круговорота и
не усвояемых остальными участниками биокомплекса; макс, упро¬
щение системы; оптимальное самонастраивающееся регулирование,
обеспечивающее макс, надежность системы.
ЗАПАДНЫЙ ИСПЫТАТЕЛЬНЫЙ ПОЛИГОН (до 1965 -
Тихоокеанский полигон)— один из крупных космо¬
дромов США, объединяющий 4 ракетных полигона, расположенных
на Тихоокеанском побережье. Основной частью космодрома является
б 1за ВВС Ванденберг. Она расположена севернее г. Лос-Анджелес,
ее площадь 260 км2. Стартовые комплексы 3. и. п. находятся в районе,
центр к-рого имеет координаты: 35°00' с. ш. и 120°30' з. д.
Трасса 3. и. п. протяженностью св. 10 000 км простирается над
Тихим океаном. Возможно удлинение трассы до Индийского океана.
По трассе расположено ок. 10 измерительных пунктов, оборудо¬
ванных оптической, телеметрической и радиолокационной аппара¬
турой. Для слежения за полетом ракет используются также корабли
и самолеты.
3. и. п. служат для запусков ИСЗ (гл. образом на полярные
орбиты) с помощью PH «Атлас», «Титан», «Скаут» и др. Космодром
обеспечивает запуски ИСЗ, орбиты к-рых имеют наклонения к пло¬
скости экватора от 34°,7 до 90° (при движении ИСЗ на Ю.-З.) и от
81°,8 до 90° (При движении на Ю.-В.). Допустимый сектор пуска
ракет ограничен азимутами 170° и 301°. Кроме запусков PH, 3. и. п.
широко используется для проведения летных испытаний боевых
ракет США. Полигон непрерывно расширяется. Планируется общую
площадь базы Ванденберг довести до 400 км2, а численность персо¬
нала до 20 тыс. человек.
ЗАПАЗДЫВАНИЕ РАДИОСИГНАЛОВ — обусловлено конечной
скоростью распространения радиоволн и определяется промежут¬
ком времени, равным частному от деления расстояния между радио¬
ЗАПРАВОЧНАЯ МАЧТА Ш
передатчиком и радиоприемником на скорость распространении.
При 'ретрансляции радиосигналов мороз ПСЗ или др. космнч. объ-
(Ччгы расстопине (в определении запаздывания) складывается из
расстояний от радиопередатчика до ретранслятора и от ретрансля¬
тора до радиоприемника. В ретрансляторах активных следует учи¬
тывать возможную задержку во времени прохождения сигналов
в аппаратуре. 3. р. на каждые 3000 км равно 0,01 сек.
ЗАПРАВКА — заполнение топливных баков КЛА жидкими ком¬
понентами топлива, баллонов — сжатыми газами. По методам подачи
топлива в баки 3. может быть насосной и вытеснительной. При
насосной 3. топливо подается из заправочной емкости в баки КЛА
Схема системы заправки ракеты топливными компонентами: 1 — дренажный
клапан бака жидкого кислорода; 2 — сигнал от уровнемера жидкого
кислорода; 3 — управляющие команды с пульта управления заправкой;
4 — обратная связь системы дозирования с пультом управления заправкой;
5 — релейные блоки управления; 6 — бак горючего; 7 — подача сигналов
от уровнемера горючего; 8 — команды; 9 — контроль команд; 10 — пульт
управления запуском; 11 — пневмомагистраль для подачи газообразного
азота, к-рым горючее вытесняется из заправочных магистралей после окон¬
чания операции наполнения ракетного бака горючим; 12 — баллонная
батарея для продувки кислородных заправочных магистралей газообразным
азотом; 13 — баллонная батарея для вытеснения жидкого кислорода из
заправочной емкости в бак ракеты; 14 — заправочная емкость жидкого
кислорода; 15 — сигнализаторы наличия жидкости; 16 — заправочная
емкость горючего; 17, 18, 19 — баллонная батарея для вытеснения горючего
в бак ракеты; 20 — баллон со сжатым азотом для вытеснения горючего из
сливной емкости; 21 — сливная емкость для жидкого кислорода при опе¬
рации слива окислителя из заправочных магистралей; 22 — емкость для
переохлаждения кислорода; 23 — система подпитки жидким кислородом;
<24 — емкость, в к-рую сливается горючее из заправочных магистралей
после окончания заправки ракетного бака горючим
центробежными насосами; расход топлива достигает десятков
м /мин. При вытеснит. 3. в воздушной подушке заправочнрй емкости
создается избыточное давление, к-рое и определяет расход топлива
при заданном режиме 3. Избыточное давление достигается подачей
редуцированного до определ. давления сжатого газа из ресиверной.
Схемы 3. показаны на (рис., 143, 144).
ЗАПРАВОЧНАЯ МАЧТА — элемент пусковой системы космо¬
дрома, металлоконструкция мачтового типа для подвода заправоч-
144 ЗАПРАВОЧНАЯ СТАНЦИЯ
Схема системы заправки ракеты
криогенным топливом: 1 — дре¬
нажный клапан заправочной ем¬
кости жидкого кислорода; 2 —
клапан управления наддувом за¬
правочной емкости; 3 — баллон¬
ная батарея с газообразным азо¬
том; 4 — заправочная емкость
с жидким кислородом; 5 — кла¬
пан большого расхода; 6 — клапан
малого расхода; 7 — клапан для
слива жидкого кислорода из бака
ракеты в заправочную емкость;
8 — сливной клапан; 9 — емкость
для слива жидкого кислорода из
заправочных магистралей после
окончания операции заправки ра¬
кеты жидким кислородом; 10 — фильтр жидкого кислорода; 11 — фильтр
переохлажденного кислорода; 12 — клапан регулирования расхода кис¬
лорода для переохлаждения; 13 — емкость с жидким азотом, через к-рую
проходит змеевик с жидким кислородо^ (после выхода из емкости кисло¬
род имеет темп-ру ниже *кип на 6°— lf>°); 14 — обратный клапан маги¬
страли переохлажденного кислорода; lb — наполнит, соединение; 16 —
заправочный клапан ракетного бака
ных трубопроводов и наполнит, соединений к горловинам 2-й и
последующих ступеней PH. Может быть применена при заправке
топливом 1-й ступени, если ее заправочные горловины расположены
не на торце, а на боковой поверхности корпуса ступени. Перед
пуском PH наполнит, соединения отстыковываются от горловин, и
3. м. во избежание соударения со стартующей PH отбрасывается на
нек-рый угол в сторону от нее. При использовании 3. м. также и для
подвода к PH электрич. кабелей ее называют кабель-заправочной.
ЗАПРАВОЧНАЯ СТАНЦИЯ — агрегаты и системы для заправки
КЛА жидким ракетным топливом и сжатыми газами. В состав 3. с.
входят: емкости-хранилища жидких топлив; насосная станция для
перекачки топлива; станция газоснабжения для получения, хра¬
нения и заправки КЛА сжатыми газами; система газовых и 1ид-
равлич. трубопроводов с соответствующей арматурой; системы
термостатирования компонентов топлива, управления заправкой,
контроля технология, операций.
ЗАПРАВЩИК — самоходный или прицепной передвижной агре¬
гат для транспортировки компонентов топлива и заправки ими
КЛА на космодроме. Состоит из ходовой части, цистерны для ком¬
понента топлива и насосной установки. На 3. смонтированы трубо¬
проводы с гидро- и пневмоарматурой, привод насоса и контрольно-
измерит. аппаратура.
ЗАПУСК РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ — совокупность процессов
(нестационарных), происходящих в РД в заданной последователь¬
ности от момента подачи первой команды на 3. р. д. до установле¬
ния номинального режима работы. Запуск ЖРД осуществляется
подачей компонентов топлива в РД в заданной последовательности
и в нужных абс. и относит, количествах. ЖРД с насосной подачей
запускается с применением спец, пусковых (разгонных) устройств
(пороховые, жидкостные или газовые стартеры) и без них (за счет
давления наддува и столба жидкости в топливных баках). Для
запуска ЖРД, работающего на несамовоспламеняющихся компо¬
нентах топлива, применяются спец, средства для зажигания. Запуск
мощных ЖРД иногда производится ступенчато через промежуточ¬
ные режимы работы.
ЗАЩИТА ВЕТРОВАЯ Ш
ЗАРЯД твердого ракетного топлива — блок
топлива опредсл. формы, находящийся в камере сгорания РДТТ.
Изготовляется прессованием (шашки) или отливкой в корпус.
Поверхность заряда, не предназначенная для горения, бронируется.
Различают 3. с горением фронтальным (торцовым), по боковой или
всей поверхности. Боковые поверхности зарядов делаются цилинд-
рич. или спец, профиля. Конфигурация поверхности горения опре¬
деляет тип зависимости тяги РДТТ по времени на участке квазиста-
ционарного горения. 3. могут быть скреплены со стенками камеры
сгорания либо свободно вкладываются и торцом опираются на ре¬
шетку (колосник) у сопловой части камеры сгорания. 3. при горе¬
нии подвергаются значит, механич. напряжениям, особенно если
они скреплены со стенками камеры сгорания. Термич. напряжения
возникают при хранении РДТТ, а также в полете от аэродинамич.
нагрева камеры сгорания со скрепленным зарядом. Как правило,
хрупкие и жесткие топлива используются для изготовления сво¬
бодно вложенных небронированных 3. 3., скрепленные со стенками
камеры сгорания, должны быть выполнены из эластичных топлив.
ЗАСЯДКО, Александр Дмитриевич (1779—1837) — рус. ученый,
артиллерист и конструктор боевых пороховых ракет, генерал-лейте¬
нант. В 1814 3. начал работать над созданием раз л. типов боевых
ракет и уже в 1817, имея удачные конструкции ракет, демонстриро¬
вал их действие в Петербурге, достигая дальности 2670 м. Ракеты
изготовлялись в пиротехнич. лаборатории, специально созданной
3. в Могилеве. Работы 3. и др. изобретателей боевых пороховых
ракет привели к созданию в 1826 в Петербурге постоянного ракет¬
ного заведения с целью массового произ-ва ракет для рус. армии.
ЗАХВАТ противоугонный — устройство для надежного
закрепления башен или ферм обслуживания на рельсовых путях
при действии ветровой нагрузки в районе пусковой системы или
в др. месте базирования башни обслуживания на космодроме. Со¬
стоит из 2 прижимных рычагов, к-рые своими колодками прижи¬
маются к стенкам рельс с помощью мощных пружин или грузоры¬
чажных устройств. Выключение 3. осуществляется электромагни¬
тами или гидроцилиндрами. При отключении тока 3. автоматически
срабатывает и удерживает башню обслуживания от угона.
ЗАХВАТ транспортных агрегатов — устройство
для крепления PH на опорах и ложементах транспортных агрегатов
и стрел установщиков при транспортировке и установке PH на
космодроме. Распространены раздвижные 3. цангового типа с ди-
станц. управлением; для разведения 3. применяют электрич. и
ручные приводы. После подъема PH в вертик. положение 3. перед¬
ней опоры разводят и стрелу установщика (или транспортную
тележку) опускают вниз. Крепление PH на задних опорах удержи¬
вает их от радиальных и осевых перемещений и обеспечивает поворот
относительно поперечной оси в случае деформации стрелы установ¬
щика или транспортной тележки.
ЗАЩИТА ВЕТРОВАЯ — защита PH, наземного оборудования
космодрома и людей от непосредств. воздействия ветровой нагрузки.
Наиболее распространены ветровые ограждения на рабочих пло¬
щадках агрегатов обслуживания; нередко они образуют замкнутое
пространство, в к-ром создается микроклимат. Иногда ограждения
площадок с круговым обслуживанием смыкаются и создают защит¬
ный кожух вокруг обслуживаемой PH по всей ее высоте.
6 Космонавтика
Ufi Защита от реактивной струи
ЗАЩИТА ОТ РЕАКТИВНОЙ СТРУИ — комплекс конструктив¬
ных н технологии, мероприятий, обеспечивающих работоспособ¬
ность при заданном числе космич. пусков пусковой системы и др.
элементов стартовой позиции космодрома, находящихся в зоне
интенсивного смывания их реактивной струей РД. Один из осн.
способов 3. от р. с. — организованный отвод струи в направлениях,
безопасных для оборудования и PH с помощью профилированных
отражающих граней, стенок, каналов и т. п. Поэтому характер¬
ными элементами пусковых систем являются газоотражатели, газо-
рассекатели, газоотводные каналы, газоходы, газоотражательные
лотки и т. п. Многие элементы пусковых систем закрываются
от непосредств. воздействия струи кожухами, защитными стенками,
крышками й пр. Необходимая стойкость отражающих граней, стенок
газоотводных каналов, защитных стенок достигается правильным
выбором материала и толщины грани или стеЪки. 3. от р. с., кроме
того, осуществляется применением спец, покрытий (термозащитные
обмазки, чехлы из пластмассы, керамика, резина, тугоплавкий слой,
нанесенный на защищаемую поверхность напылением, и др.).
ЗВЕЗДНАЯ АСТРОНОМИЯ — раздел астрономии, в к-ром
изучаются строение и развитие звездных систем (двойных звезд,
кратных систем звезд, звездных ассоциаций, звездных скоплений,
звездных облаков и галактик), межзвездный газ и пыль. Исследова¬
ния 3. а. опираются на методы математич. статистики и статистич.
механики для решения проблем, связанных с определением расстоя¬
ний и с изучением закономерностей распределения в пространстве
перечисл. выше объектов, с их кинематикой и динамикой, с оценкой
возраста звездных систем и т. д.; при этом широко используются
данные, выводы, теории, инструменты астрофизики и др. разделов
астрономии. По результатам массового определения расстояний
до звезд в начале 20 в. была построена диаграмма Герцшпрунга —
Рессела, характеризующая связь между светимостями звезд и их
температурами. Комплексные исследования 3. а. позволили уста¬
новить осн. закономерности разнообразного строения и динамики
нашей Галактики и ряда др. галактик (напр., Магеллановых обла¬
ков, Большой туманности Андромеды). См. также Внегалактиче¬
ская астрономия.
ЗВЕЗДНАЯ ВЕЛИЧИНА — мера, характеризующая блеск не¬
бесного светила. Самые яркие звезды относятся к 0-й и 1-й 3. в.,
самые слабые, видимые на небе невооруженным глазом, — к 6-й
3. в. Точные определения 3. в. небесных светил осуществляются
сравнением их со звездами-стандартами. Различают визуаль¬
ные, фотографические и фотовизуальные
(на фотоснимках, полученных через желтый светофильтр) 3. в. Так
как цветовая чувствительность глаза и фотоматериалов неодина¬
кова, то 3. в. в разных шкалах различны. Разность между фотогра¬
фии. и визуальной 3. в. характеризует цвет небесного светила и
наз. показателем цвета. Видимые 3. в. соответствуют наблю¬
даемому с Земли блеску небесного светила. Абсолютной
3. в. наз. 3. в., к-рую имело бы светило, находясь на расстоянии
10 парсек.
ЗВЕЗДНЫЕ КАТАЛОГИ — см. Астрометрия.
ЗВЕЗДНЫЕ СКОПЛЕНИЯ — шарообразные и рассеянные груп¬
пы звезд; первые состоят из многих десятков тысяч звезд и широко
окружают со всех сторон центральное ядро Галактики; вторые
/
звезды m
находятся лишь в экваториальной плоскости Галактики и состоят из
сотен звезд (напр., 3. с. Плеяды), обладающих общим движением.
ЗВЕЗДЫ — самосветящиеся небесные тела, состоящие из рас¬
каленных газов. Типичная 3. — Солнце; остальные 3. удалены от
нас на гигантские расстояния. Среди ближайших к Солнцу 3. —
а Центавра (—4,3 светового года); Барнарда (—5,9 светового года);
Вольф 359 (—7,5 светового года); Сириус (—8,8 светового года)
и др. У нек-рых подозреваются невидимые спутники с массой
того же порядка, что и у Юпитера. Существование жизни земного
типа наиболее вероятно на планетах около 3. типа Солнца, напр.
е Эридана (—10,8 светового года), т Кита (—11,7 светового года).
Яркие 3., видимые на ночном небе, служат для ориентировки КЛА;
важнейшая из них — вторая по яркости 3. — Канопус (вблизи
Южного полюса эклиптики). Существуют 3., размеры и мощность
излучения (светимость) к-рых значительно больше, чем у Солнца
(3.-гиганты), и, наоборот, меньше, чем у Солнца (3.-карлики).
Важная характеристика 3. — звездная величина. Осн. метод иссле¬
дования 3. — изучение их спектров, ведущееся инструментами
и приборами наземными или устанавливаемыми на КЛА, позво¬
ляющими исследовать излучение 3. в областях спектра, сильно
поглощаемых земной атмосферой (рентгеновское и УФ излучение,
КВ и сверхдлинноволновое радиоизлучение)^ Спектр, классы 3.
различаются интенсивностями спектр, линий и распределением
яркости непрерывного спектра, к-рые служат индикаторами темп-ры
наружных слоев 3. Среди 3., относящихся к одному и тому же
спектр, классу, выделяются 3., имеющие различные физические
характеристики. Наиболее велики различия между 3.-гигантами
и 3.-карликами поздних классов. Первые обладают протяженными
и разреженными оболочками, а вторые — тонкими и плотными.
При одной и той же темп-ре процент ионизированных атомов к.-н.
металла у гиганта больше, чем у карлика, из-за различия в плот¬
ности. Поскольку данный спектр, класс характеризуется нек-рой
ср. ионизацией, 3.-карлик всегда горячее, чем 3.-гигант того же
спектр, класса; более высокая темп-ра 3.-карлика в известном
смысле компенсирует большую плотность ее атмосферы.
Различие в спектрах 3. неодинаковых светимостей проявляется
также в том, что в большинстве случаев спектр, линии широки и
размыты у 3.-карликов, узки и резки у 3.-гигантов, что является
следствием физич. состояния звездных атмосфер. Подобные разли¬
чия обнаружены у 3. почти всех спектр, классов; это позволяет по
спектру определить абс. звездную величину и проводить классифи¬
кацию 3. по дополнит, параметру — классу светимости.
Детальные исследования звездных спектров позволяют опреде¬
лять (помимо химич. состава 3.): темп-ру (по распределению энер¬
гии в непрерывном спектре, по интенсивности спектр, линий),
плотность (по интенсивности спектр, линий), наличие электрич.
и магнитных полей (по изменениям линий, обусловленным явле¬
ниями Штарка и Зеемана), осевое вращение (по расширениям линий
вследствие эффекта Доплера, обусловленного различной скоростью
«приолижающейся» и «удаляющейся» половины диска 3.), дви¬
жение в пространстве (по смещению линий вследствие эффекта Доп-
лера)^ наличие истечения вещества с поверхности 3. (по появлению
линий излучения) и др. Физич. характеристики типичных 3. приве¬
дены в таблице.
6*
148 ЗВЕЗДЫ
3. часто встречаются в виде двойных, тройных и более (кратных)
систем, компоненты к-рых обращаются вокруг общего центра масс.
Вероятно, ок. V4 всех 3. составляют двойные, а 10% от них —
кратные системы. Двойные 3. служат единств, источником опре¬
деления масс 3. К наст, времени определены массы 250 3. Для
нек-рых типов двойных (затменных) 3. по определенным из наблю¬
дений элементам орбиты компонентов и из анализа кривых изме¬
нения блеска можно определить также и размеры 3. Для тесных
пар 3. можно по взаимному приливному воздействию обоих компо¬
нентов судить также о распределении плотности в их недрах.
Физические характеристики типичных звезд
Звезды
Спек¬
тральный
класс
Ср. плот¬
ность
(0/CJVt8)
Свети¬
мость
Масса
Попереч¬
ник
(в долях светимости, массы
и поперечника Солнца)
1. Сверхгиганты
VV Кассиопеи А
В1
0,001 I
I 2,7 • 10»' I
1 57 1
34
е Возничего А
F2
0,000002 |
| 9,1 • 10* |
1 32 |
251
2. Гиганты
Альдебаран 1
К5 I
I 0,00002
90
4
60
Арктур
КО
0,0003
100
8
30
Капелла |
1 GO 1
0,002
150
4,2
12
3. Субгиганты
WW Дракона А 1
1 G2 I
0,15 I
6,3 I
4,0 I
2,9
£ Геркулеса А |
1 GO 1
0,11 |
4,8 |
м I
2,3
4. Звезды главной последовательности
Р Центавра
В1
0,02
3100
25
11
Вега
АО
0.1
50
3
2,4
Сириус А
АО
0,4
26
24
1,8
Альтаир
А5
0,6
9,2
2
1,4
Процион
F5
1,2
5,4
U
1,9
а Центавра А
G3
U
1,12
1,1
1,0
Солнце
G3
1,4
1
1
1
70 Змееносца А
КО
0,9
0,42
0,9
1,0
61 Лебедя А
К7
1,3
0,21
0,5
0,7
Крюгер 60А
М3
9
0,002
0,3
0,3
5. Субкарлики
85 Пегаса А 1
G3 I
3,0 1
0,41 I
0,65 I
0,60
ER Ориона А |
G1 1
1,9 1
0,58 1
0,49 |
0,63
6. Белые карлики
Сириус В
г
к 27000
0.003
0,96
0,0034
О* Эридана В
АО
64000
0,003
0,44
0,019
3., блеск к-рых периодически изменяется, наз. переменными.
Причина переменности: периодич. затмения одной 3. другой (зат-
менные переменные, или затменные двойные 3.) или (значительно
чаще) действит. изменение размеров и темп-р 3. — пульсация
(физич. переменные). Период пульсации для разл. типов перем. 3.
составляет от неск. часов до неск. лет. Физич. механизм пульсаций
окончательно еще не выяснен. Зависимость — период — светимость
для определенных типов переменных 3. постоянна, что позволяет
использовать их как индикаторы расстояний до далеких звездных
систем, в к-рых такие 3. наблюдаются.
ЗВЕЗДЫ 149
Существует большой класс нестационарных 3., характеризую¬
щихся, как правило, яркими линиями в спектре. Образование этих
линий связано с происходящим мощным выбрасыванием вещества
из этих 3. — взрывообразным у новых, сверхновых и новоподобных
3. и в виде непрерывного истечения у звезд Вольфа — Райе, типа Р
Лебедя, спектр, класса Be и др. В процессе истечения образуется
протяженная движущаяся оболочка, переизлучающая УФ радиа¬
цию 3., вследствие чего в спектре 3. возникают яркие линии.
В оболочках, находящихся на больших расстояниях от 3. (плане¬
тарные туманности, новые 3. на поздних стадиях), свечение проис¬
ходит вследствие ионизации атомов из осн. состояния под действием
ВЧ излучения звезд и последующих рекомбинаций. Большую роль
играет световое давление, вызванное излучением туманности в
спектр, линии. Особый интерес представляет явление непрерывной
эмиссии в спектрах «холодных» 3.-карликов с яркими линиями: на
норм, спектр 3. временами накладывается излучение в непрерыв¬
ном спектре, к-рое значительно увеличивает блеск 3. Т. к. вспышка
происходит очень быстро, то объяснить ее тепловым излучением
невозможно. Есть основания считать такие 3. очень молодыми, еще
не установившимися.
Осн. проблема в теории звездных атмосфер — выяснение меха¬
низма переноса излучения. Поскольку в атмосферах большинства
обычных 3. поле излучения стационарно, теория основывается на
предположении о лучистом равновесии (каждый элемент объема
излучает всю поглощаемую им энергию). Исследование переноса
излучения в атмосферах 3. дает теоретич. распределение энергии
в непрерывном спектре. Сравнение же теоретич. распределения
с наолюдаемым позволяет определить параметры атмосферы
(темп-ру, ускорение силы тяжести, относит, содержание различных
атомов). Эти параметры определяют также зависимость коэфф.
поглощения от частоты проходящей радиации. Качеств, анализ
химич. состава атмосфер Солнца и 3. позволил выяснить распростра¬
ненность химич. элементов.
Теория внутр. строения 3. основана на представлении о равно¬
весной газовой 3., состояние к-рой определяется, с одной стороны,
механическим (гидростатическим — между силой тяжести и силой
давления газа), а с другой — тепловым (термодинамическим —
между выделением и отводом энергии) равновесием.
Осн. механизмами поглощения радиации в 3. служат фотоэлект-
рич. поглощение и рассеяние свободными электронами. Теория
внутр. строения 3. разработана наиболее полно для 3. гл. последо¬
вательности (см. табл.), для к-рых применимо ур-ние состояния
идеального газа (вследствие почти полной ионизации атомов в нед¬
рах 3.). 3. 1-й части гл. последовательности состоят из небольшого
конвективного ядра (—0,15 радиуса 3.) и лучистой оболочки.
Размеры конвективного ядра увеличиваются с массой 3. Звезды
части гл. последовательности, наоборот, имеют конвективную
внешнюю оболочку и ядро в лучистом равновесии. Чем меньше
масса о., тем глубже простирается конвективная оболочка,
ло В дентРе изменяются для 3. равной светимости от 10
идеал МЛН гРадусов* Для нек-рых типов 3. уравнение состояния
денирЬ1т?Г0 Га3а В центР* частях нарушается и наступает вырож-
ного га аелые каРлики практически целиком состоят из вырожден
150 ЗВУКОВАЯ НАГРУЗКА
Источники энергии 3. — термоядерные реакции. Для 3. гл.
последовательности — это реакции перехода водорода в гелий:
протопная реакция и углеродно-азотная циклич. реакция. Эволю¬
ция 3. в осн. определяется изменением их химич. состава в резуль¬
тате преобразования водорода в гелий. Эволюция различна в зави¬
симости от того, происходит ли полное перемешивание вещества 3.
(химич. состав изменяется равномерно во всей 3.) или перемешива¬
ния нет (химич. состав меняется только в центр, части 3.; в этом
случае необходимо рассматривать гетерогенные многофазные мо¬
дели). Вторым фактором, определяющим эволюцию 3., служит
масса. Пути развития 3., масса к-рых остается постоянной или
изменяется с течением времени (уменьшается вследствие корпу¬
скулярного истечения), различны. По истощении запасов водорода
в 3. возможны реакции построения более тяжелых ядер из гелия,
если вследствие сжатия 3. темп-pa и плотность в ее недрах значи¬
тельно повысятся. Наиболее полно рассчитана эволюция 3. с пост,
массой при отсутствии перемешивания. 3. гл. последовательности
при такой эволюции постепенно превращается в красного гиганта.
ЗВУКОВАЯ НАГРУЗКА — см. Акустическая нагрузка.
ЗЕМЛЯ — третья по порядку от Солнца планета. Движется по
эллиптич. орбите со ср. скоростью 29,76 км/сек. Эксцентриситет
орбиты — 0,0167. Наиболее удаленную от Солнца точку своей
орбиты афелий (152 • 10е км) 3. проходит в начале июля со скоростью
29,27 км/сек, а наиболее близкую — перигелий (147 -10е км) —
в начале января со скоростью 30,27 км/сек. Период обращения 3.
по орбите вокруг Солнца равен 365,2564 ср. солнечных суток.
3. вращается вокруг оси, наклоненной к плоскости орбиты под углом
66°33'15",2 (для 1950), совершая полный оборот за 23 часа 56 мин.
4,0905 сек. ср. солнечного времени. Угловая скорость вращения
03 = 7,29213 -10"5 рад/сек. Масса 3. 5,98-1027 г, ср. плотность
5,517 г/см3. Ускорение силы тяжести на экваторе равно
978,049 см/сек2, на полюсе 983,235 см/сек2, 1-я космич. скорость
(на высоте 200 км) — 7,79 км/сек, 2-я космич. скорость (у поверх¬
ности 3.) — 11,19 км/сек. Суточное вращение 3. сообщает точкам
на ее поверхности линейную скорость, учитываемую при запусках
космич. аппаратов. Естеств. спутник 3. — Луна — один из самых
больших в Солнечной системе. При движении по орбите ось враще¬
ния 3. практически не меняет своего направления, что приводит
к смене времен года. Угол наклона оси 3. к эклиптике вследствие
возмущения со^стороны планет увеличивается на 46",8 в столетие.
По формб^З. — сплющенный шар, приближающийся к эллип¬
соиду вращения, размеры к-рого (вычислены Ф. А. Красовским
в 1940): сжатие 1 : 298,3; малая полуось, совпадающая с осью вра¬
щения 3., 6356,86 км; большая полуось, лежащая в плоскости
экватора, — 6378,24 км; площадь поверхности — 5,10 *108 км2;
объем —1,083 -1012 км3. По наблюдениям за движениями ИСЗ, эква¬
ториальный радиус 3. равен 6375,75 км, северный полярный ра¬
диус, — 6355,39 км, а южный полярный радиус — 6355,36 км.
Сжатие 3. 1 : 298,2. Однако реальная фигура 3. не соответствует
к.-л. математич. фигуре и имеет сложную форму. Обычно под ней
подразумевают фигуру геоида (поверхность геоида в каждой точке
нормальна к направлению силы тяжести), зависящую как от внутр.
строения 3., так и от распределения масс, лежащих выше уровня
океана. Сплющенность и неравномерное распределение масс внутри
земля 151
3. приводят к тому, что под влиянием сил притяжения Луны и
Солнца ось вращения 3. медленно движется но круговому конусу,
ось которого перпендикулярна к эклиптике, что приводит к пере¬
мещению точек осеннего и весеннего равноденствия навстречу ви¬
димому годичному движению Солнца на 50",3 в год. На это переме¬
щение влияет также движение эклиптики, вызываемое возмущением
орбитального движения 3. силами притяжения др. планет, к-рое
приводит к уменьшению угла наклона эклиптики к экватору при¬
мерно на 0",5 в год. Прецессионный период движения земной оси
равен 360° : 50 ",3 или ^ 26000 лет. Нутационное колебание земной
оси, вызываемое изменением положения плоскости лунной орбиты
по отношению к эклиптике, имеет, напр., период 18,6 года, соот¬
ветствующий периоду обращения узлов лунной орбиты. Ось враще¬
ния 3. также слегка перемещается относительно земного шара.
Движение полюсов 3. и вызываемое им изменение география, широт
носит периодич. характер. Отмечены 2 осн. периода: 14-месячный,
обусловленный упругими деформациями в теле 3., и 12-месячный,
связанный с сезонными перераспределениями воздушных масс,
осадков и т. п.
Рельеф земной поверхности: материковые возвышенности и
океанические впадины. Суша занимает 29% земной поверхности
(149 млн. км2), а моря — 71% (361 млн. км2). Ср. перепад высот
между материками и океанами — ок. 4,5 км. Макс, амплитуда рель¬
ефа (Эверест — Марианская впадина) ок. 20 км.
Внутр. строение 3. изучается геофизикой, геологией и геохи¬
мией. Наружный слой — кора — распространяется на глубину
около 40 км (под океанами толщина коры бывает меньше). Ее ср.
плотность ок. 3 г/см3. По относит, содержанию радиоактивных эле¬
ментов и продуктов их распада возраст коры составляет 4,5-10® лет.
Под корой, примерно до глубины 2900 км. расположена оболочка
(мантия), состоящая из симметричных, относительно центра, обла¬
стей, плотности к-рых соответственно с глубиной заключены в пре¬
делах 3,3—3,6, 3,6—4,7 и 4,7—5,7 г/см3. Ниже мантии расположено
центр, ядро. Внешняя часть ядра в интервале глубин 2900 км —
4900 км имеет плотность 9,4—11,5 г/см3, находится частично в рас¬
плавленном состоянии. Плотность внутр. части ядра вблизи центра
3. — в пределах^ 14,5—18 г/см3 Темп-pa в центре 3., по-видимому,
близка к 10 000°К . 3. окружена плотной атмосферой, общий вес
к-рои достигает 5 -1015 т. Атмосфера состоит из смеси разл. газов,
5?““ УРовне моря по объему занимают: азот 78,08%, кислород
Д1,9о /о, аргон 0,93%, углекислота 0,03%. Остальные компоненты —
водород, гелий, ксенон, криптон, метан, неон и др. — составляют
миллионные доли %. Важное значение имеют такие переменные по
объему составляющие, как водяной пар и озон.
Х 1024ЩН°?ТЬ с°лнечного излучения, падающего на 3., 1,7х
о эР2'сек• Ок. 55% этой энергии поглощается атмосферой и
“Г повеРхностью и в дальнейшем, после ряда превращений,
45°ArfeTCfl В миРовое пространство в И К области спектра. Около
Грттр«-ги^ГИИ солнечного излучения, падающего на 3., отражается,
для жмчп °е оОГ?Л?*ение в атмосфере задерживает губительное
И К ичлто На q УФ И PeHTreHOBCKOe излучение Солнца. Кроме того,
и п^nnni 0 х *нльно поглощается водяным паром, углекислотой
ченир ^ * Т эФФект (наз- парниковым) также имеет огромное зна-
’ иоо оез него ср. темп-pa земной поверхности была бы на 40°
1Г»2 ЗЕМНАЯ СТАНЦИЯ
ниже и жизнь на 3. стала бы невозможной. Солнечное излучение
в области 2000—3000 А, поглощаемое слоем озона, вызывает фото¬
химии. реакцию разложения озона. Выделяющееся при этом тепло
повышает темп-ру атмосферы на высоте 25—50 км. На высотах
80—110 км происходит фотохимии, разложение (диссоциация)
молекул кислорода, также сопровождаемое выделением тепла.
На высотах 200—300 км коротковолновое излучение, начиная
с 900 А, ионизирует атомарный кислород и т. д. Т. о., солнечное
излучение порождает сложный характер вертикальной структуры
атмосферы: инверсию темп-p, появление слоев — тропосферы, стра¬
тосферы, мезосферы и термосферы, перераспределение химии, соста¬
ва, образование слоев ионосферы и т. д. Неоценимый вклад в иссле¬
дование верхней атмосферы внесли ИСЗ, запущенные в СССР и США.
Вокруг 3. существует магнитное поле. Северный магнитный
полюс 3. перемещается со скоростью ок. 5—6 км в год. Южный
магнитный полюс дрейфует неск. быстрее. Магнитное поле 3. испы¬
тывает как вековые, так и спорадич. изменения, наз. магнитными
бурями. Последние вызывают возмущение магнитного поля 3.,
нарушают радиосвязь, а в высоких широтах сопровождаются по¬
лярными сияниями. Причиной возникновения магнитных бурь сле¬
дует считать солнечные вспышки, жесткое излучение к-рых вызывает
резкое возрастание ионизации в ионосфере, появление в ней силь¬
ных токов и т. п. Электрически заряженные частицы, движущиеся
в космич. пространстве, напр. космич. лучи и корпускулярные
потоки, выброшенные Солнцем, подвержены сильному воздействию
магнитного поля 3. Часть из них, обладающая энергией большей
109 эв, проникает сквозь магнитное поле 3. в экваториальных райо¬
нах и, взаимодействуя с атомами атмосферы, вызывает поток вто¬
ричных космич. лучей. По исследованиям, проведенным в космосе,
магнитное поле 3. удерживает большое число электронов и протонов
высоких энергий. Их энергия и концентрация меняются с расстоя¬
нием от 3. и геомагнитной широтой. 3. как бы охвачена огромным
поясом (т. н. радиац. поясом), в к-ром движутся захваченные маг¬
нитным полем частицы. Внутр. часть пояса ограничена геомагнит¬
ными широтами 45° и расположена на расстоянии 500—5000 км
от 3. Внешняя часть пояса находится на высоте от 1 до 5 земных
радиусов. Граница радиац. пояса и уровень энергии их частиц
не преТоянны. Напр., во время солнечных вспышек уровень радиа¬
ции может возрасти во много тыс. раз. Все эти данные необходимо
учитывать при выборе траектории космич. корабля.
ЗЕМНАЯ СТАНЦИЯ — по определению, принятому Чрезвычай¬
ной административной конференцией радиосвязи (Женева, 1963),
станция космической службы, расположенная либо на земной
поверхности, включая борт морского судна, либо на борту воз¬
душного корабля. 3. с. предназначена для работы в линии радио¬
связи с. КЛА или через КЛА. Название 3. с. принято, в отличие
от наземной станции, — станции, работающей в службе наземной
радиосвязи, не использующей КЛА.
ЗЕМНАЯ СТАНЦИЯ системы радиосвязи через
ИСЗ — приемно-передающий радиотехнич. комплекс для обеспече¬
ния передачи и приема радиосигналов через связной ИСЗ. Связь
осуществляется направл. приемно-передающей антенной, излучаю¬
щей мощные радиосигналы и принимающей слабые сигналы радио¬
передатчика ИСЗ с последующим усилением их высокочувствит.
ЗЕМНОЙ МАГНЕТИЗМ 153
радиоприемником с квантовым или параметрич. усилителем. Посту¬
пающая информация транслируется абонентам по радиорелейным,
кабельным и др. линиям связи.
ЗЕМНАЯ СТАНЦИЯ СЛЕЖЕНИЯ — приемно-передающий ра-
диотехнич. комплекс для измерения и определения параметров
траектории КЛА. 3. с. с., как правило, обеспечивает связь с КЛА
для управления по командной радиолинии и для приема телеметрии.
3. с. с. связаны наземными линиями связи с координационно-вычис¬
лительным центром, обрабатывающим принятую с КЛА информацию
и обеспечивающим управлением КЛА и космическими системами.
ЗЕМНОЙ МАГНЕТИЗМ — магнитное поле Земли и околозем¬
ного космич. пространства; раздел геофизики, изучающий магнит¬
ное поле Земли и связанные с ним геофизич. процессы в Земле и
верхней атмосфере. Действие магнитных сил в околоземном про¬
странстве и в доступных глубинах внутри Земли обнаруживается:
моментом сил, приложенным к свободно подвешенным магнитным
стрелкам; электродвижущей силой (эдс), индуцируемой во вращаю¬
щихся витках проводника; по частоте свободной прецессии прото¬
нов в жидкостях; по расщеплению зеемановских подуровней щелоч¬
ных металлов; отклоняющим действием, испытываемым заряжен¬
ными частицами космич. излучения; эффектом поляризации ра¬
диоволн и др. Магнитное поле Земли обусловлено действием пост,
источников, расположенных внутри Земли и испытывающих лишь
очень медленные вековые вариации, а также действием внешних
источников, зависящих от география, широты, местного времени и
солнечной активности. Соответственно различают главное и пере¬
менное магнитные поля Земли. Природа и происхождение этих
полей различны, но между ними существует глубокая взаимосвязь.
Главное магнитное поле Земли. Магнитное поле
в любой точке поверхности Земли характеризуется напряжен¬
ностью Я и направлением, составленным вектором поля с плоско¬
стью горизонта (угол наклонения I) и плоскостью география, мери¬
диана (угэл склонения D). В первом приближении изменение напря¬
женности и направления магнитного поля Земли подобно изменению
этих показателей вокруг однородно намагниченного шара или маг¬
нитного диполя. Действит. картина распределения напряженности
поля на поверхности Земли очень сложна. Ее представляют спец,
картами, к-рые изображают ход составляющих поля вдоль мери¬
диана я, вдоль параллели у, вертик. составляющую z полной напря¬
женности Т и ее направления в пространстве Я, / (рис. с. 155). На
земной поверхности имеются 6 областей, где дипольная форма поля
искажена на больших площадях; это — мировые аномалии, напр.
положит, аномалия в Воет. Сибири и большая отрицат. аномалия —
Ьразильская. Еще большее отличие от дипольного распределения
наблюдается в региональных и локальных аномалиях,
помимо картография, представления магнитного поля, для
ттпрпр ИССледований используется предложенное Гауссом аналитич.
чягтктавление поля в виде ряда сферич. функций. Дипольная
П°ЛЯ На повеРхности Земли составляет примерно 87% всего
очен^ С^Мма всех более высоких гармоник ^ 13%. Лишь гармоники
зем ь„ввгс°ких порядков имеют своим источником верхние части
связки КОры‘ 0сн- однородная часть поля и поле низких гармоник
Земли г ° токами’ протекающими в жидком проводящем ядре
• ^ удалением от поверхности Земли напряженность поля от
154 ЗЕМНОЙ МАГНЕТИЗМ
дипольного члена убывает обратно пропорционально кубу расстоя¬
ния, а вклад гармоник более высоких порядков убывает еще бы¬
стрее. Процентное содержание дипольного поля от внутр. источ¬
ников в общем поле на разных высотах приведено в таблице.
h (км)
200
400
1000
2000
ш3
2Н3
3R3
4Д3
%
87,5
87,7
89,4
90,9
94,8
96,3
97,7
98,0
При решении ряда задач геомагнитное поле Земли можно счи¬
тать дипольным с указанными приближениями.
Геомагнитное поле от внутр. источников испытывает вековые
вариации, главной особенностью к-рых являются уменьшение
магнитного момента Земли со скоростью 20 у в год и систематич.
дрейф поля к западу со скоростью 0,15° в год. Полагают, что веко¬
вые изменения происходят в основном вследствие процессов изме¬
нения интенсивности и топологии токовых систем в проводящем
ядре Земли, к-рые являются источником собственно магнитного
поля Земли; поэтому изучение вековых вариаций относится к важ¬
нейшим средствам исследования внутреннего строения Земли.
Из-за вековых вариаций возникает необходимость заново состав¬
лять магнитные карты; последние требуют уточнения еще и по¬
тому, что на больших пространствах, особенно океанах, магнитное
поле изучено недостаточно. Эти обстоятельства привели к необ¬
ходимости проводить мировую магнитную съемку. В 1964 при
помощи ИСЗ «Космос-26» и «Космос-49» была выполнена магнит¬
ная съемка на 75% поверхности земного шара. Выполненная на
спутниках магнитная съемка позволила уточнить коэфф. гауссова
ряда и принять междунар. аналитич. магнитпое поле.
Исследованиями последних лет установлено, что солнечный
ветер — постоянно истекающая солнечная плазма — деформирует
геомагнитное поле, сжимает его с подсолнечной стороны и уносит
силовые линии полярных областей на ночную сторону, образуя
магнитный шлейф Земли, длина к-рого > 80 /?3 (см. Магнито¬
сфера). Постоянно действующий внешний источник магнитного
поля составляет захваченная радиация (в основном протоны внеш¬
ней радиационной зоны). Эффект этих протонов эквивалентен
действию кольцевого тока, интенсивность к-рого в магнитно-
спокойное время составляет 20—70 гамм на расстоянии 3,5 Я3 и
10—30 гамм на поверхности Земли. Др. пост, особенностью магни¬
тосферы является ее магнитогидродинамич. след в космич. про¬
странстве — ударный фронт, отделенный от магнитосферы турбу¬
лентной переходной зоной.
Переменное магнитное поле. Магнитное поле
Земли непрерывно меняется; регистрация этих изменений осуще¬
ствляется в спец, магнитных обсерваториях. В самое спокойное
время наблюдаются солнечно-суточные и лунно-суточные вариации
с амплитудами 40 гамм и 10 гамм соответственно; они вызываются
токами в слое Е ионосферы. В полярных областях поле никогда не
бывает спокойным. Изменчивость поля в полярных областях во
время магнитных бурь, охватывающих в основном полярные зоны,
описывается полярными токовыми системами; характерная ее осо-
Т в тысячах гамм
Карта пюлной напряженности Т магнитного поля на поверхности Земли
156 ЗЕНГЕР
бенность — полярная электроструя, совпадающая с зоной появле¬
ния полярных сияний в зените и областью, где силовые линии
внешней границы внешней радиац. зоны пересекают земную поверх¬
ность. Магнитные возмущения, охватывающие всю Землю, назы¬
ваются мировыми магнитными бурями. Они сопровождаются
усилением интенсивности полярных сияний, изменением высоты
и плотности ионизированных слоев, что приводит к нарушениям
связи на коротких волнах бурями земных токов.
Мировые магнитные бури имеют иногда внезапное начало,
а иногда постепенное; первые чаще всего коррелируют с хромо-
сферными вспышками, возникая через 24—48 час. после вспышки.
Умеренные магнитные бури имеют тенденцию к повторению через
27 дней. Бури обнаруживают 11-летнюю цикличность, подобно
цикличности солнечной активности. По современным представле¬
ниям, магнитная буря вызывается корпускулярными потоками из
ограниченных активных областей Солнца, накладывающимися на
спокойный солнечный ветер. Достигая Земли, поток сжимает
магнитное поле, вызывая нач. фазу магнитной бури. В полярных
областях развиваются полярные суббури, а внутри магнитосферы —
токовое кольцо на расстояниях ^ 3,5 /?3, приводящее к понижению
поля во время главной фазы магнитной бури; механизм образования
этого кольца не изучен. Буря длится неск. дней, при этом наблю¬
даются возмущенные суточные вариации, при к-рых горизонтальная
составляющая повышается в вечерние часы и понижается в утрен¬
ние. Постепенно поле возвращается к невозмущенному состоянию.
В развитии магнитного возмущения и полярных сияний существ,
роль приписывается процессам в магнитном шлейфе Земли на
ночной стороне. Помимо указанных регулярных и иррегулярных
возмущений, на магнитограммах наблюдаются короткопериодич.
вариации разной частоты и характерных классов. Их возникновение
связывают с процессами в радиац. зонах и граничных областях
магнитосферы. Магнитные вариации всех указанных классов инду¬
цируют токи в Земле, создавая внутр. часть поля от внешних источ¬
ников.
Силовые линии геомагнитного поля, простираясь на десятки
тыс. км в космич. пространство, определяют физич. свойства около¬
земного пространства, характер протекания многих процессов
в высоких слоях атмосферы и играют решающую роль в механизме
воздействия солнечной корпускулярной радиации на Землю. Сохра¬
няя до весьма значит, высот мал сменяющуюся ориентацию относи¬
тельно поверхности Земли, магнитное поле используется для мор¬
ской навигации, аэронавигации, торможения, изменения маневра
и ориентации К Л А. Влияние магнитного поля учитывается при
разработке ориентируемых КЛА. Магнитометрические методы эф¬
фективны в прогнозировании условий распространения радиоволн.
ЗЕНГЕР (Sanger), Эйген (1905—64) — нем. ученый В 1923—29
учился в высших технич. школах в Граце и Вене. В 1930—35 —
ассистент в высшей технич. школе в Вене. С 1932 занимался вопро¬
сами ракетной техники. Работал над ракетным двигателем на жид¬
ком топливе, над проблемой ракетного самолета и др. Автор книг:
«Raketen-Flugtechnik» (1933), «Zur Mechanik der Photonen-Strahlan-
triebe» (1956) и др. В 1950—52 — президент Международной астро-
навтической федерации. Возглавлял с 1956 Немецкое общество ракет¬
ной техники и межпланетных полетов в Штутгарте. (Портрет, с. 110).
«ЗОНД» 157
ЗЕНИТ — расположенная над головой наблюдателя точка не¬
бесной сферы, в к-рой ее пересекает отвесная линия, проходящая
через пункт наблюдения на Земле.
ЗЕНИТНОЕ РАССТОЯНИЕ — координата в горизонтальной си¬
стеме небесных координат, угол между вертикальным направлением
и лучом зрения на светило (дуга вертикала от зенита до светила).
ЗОДИАК — совокупность 12 созвездий, по к-рым Солнце совер¬
шает свой видимый путь в течение года (рис.).
Видимое движение Солнца
по зодиаку и действительное
движение Земли вокруг
Солнца
«ЗОНД» — наименование сов. АМС, запускаемых с 1964 и
предназначенных для изучения космич. пространства и отработки
техники дальних космич. полетов. «3.-1», «3.-3» имели вес ок. 950 кг;
были снабжены системой астроориентации (по Солнцу, Земле,
звезде Канопус) и корректирующей двигательной установкой;
энергопитание бортовой аппаратуры от солнечных батарей; система
терморегулирования рассчитана на работу при различных удале¬
ниях от Солнца. Старт последней ступени PH с АМС — с промежу¬
точной геоцентрич. орбиты.
«Зонд-1» запущен 2 апр. 1964 с целью отработки космич.
системы (PH и АМС) для дальних межпланетных полетов. В полете
проведено 2 коррекции траектории (на расстоянии 560 тыс. и
14 млн. км от Земли); получен большой объем науч. информации
и данных о работе бортовых систем.
«3 о н д - 2» запущен 30 ноября 1964 в направлении планеты
Марс с целью отработки бортовых систем и проведения науч. иссле¬
довании; имел на борту 6 электрореактивных плазменных двига¬
телей в качестве исполнит, органов системы ориентации.
«3 о н д - 3» запущен 18 июля 1965 в сторону Луны. На борту,
помимо науч. аппаратуры, имелась фототелевизионная система
обърТ0МаТИ1Чпа Сработкой пленки на борту (фокусное расстояние
ч «™ва Ю6 мм, ширина пленки 25 мм, число строк при телеви-
иий Н°п переАаче 1100, возможная дальность передачи изображе-
ппппрттД0 с<?ен млн- км)• 20 июля во время пролета АМС мимо Луны
11 57о^?0Ж?тогРаФиРование обратной стороны Луны с расстояния
лvттnp" км» получено 25 снимков, охватывающих 19 млн. км2
охвячри повеР^ностп> в том числе св. 10 млн. км2, оставшихся не-
нными при съемке обратной стороны Луны АМС «Луна-3».
158 «ЗОНД»
Фотография обрат¬
ной стороны Луны,
полученная АМС
«Зонд-З»
Передача изображений на Землю проведена с расстояния 2,2 млн. км,
а повторные передачи — с расстояния до 31,5 млн. км. Изображения
отличались высоким качеством и дали возможность получить
детальные сведения о рельефе обратной стороны Луны. После про¬
лета вблизи Луны «3.-3» продолжал исследование космич. про¬
странства, двигаясь по гелиоцентрич. орбите.
«Зонд- 4» — запущен 2 марта 1968 с целью изучения дальних
областей околоземного космич. пространства, а также отработки
новых бортовых систем и агрегатов АМС.
«3 о н д - 5» запущен 15 сент. 1968 с целью облета Луны, про¬
ведения науч. исследований и возвращения на Землю со 2-й космич.
скоростью. Последняя ступень PH с АМС стартовала с промежуточ¬
ной геоцентрич. орбиты (высота перигея 187 км, апогея 219 км).
АМС имеет спускаемый аппарат с теплозащитным покрытием,
приборный отсек с основными бортовыми системами (радиосвязи,
телеметрии, ориентации и стабилизации, энергопитания, терморе¬
гулирования) и корректирующую двигательную установку. Система
ориентации — активная, имеет оптич. датчики (солнечные и зем¬
ные) и систему управляющих двигателей малой тяги. Энергопитание
бортовой аппаратуры от солнечных батарей, раскрываемых в полете.
В спускаемом аппарате размещена науч. аппаратура, фотоаппарат,
радио и телеметрии, аппаратура, система управления спуском,
парашютная система. Первая коррекция траектории проведена на
расстоянии 325 тыс. км от Земли. 18 сент. «3.-5» осуществил облет
Луны при миним. расстоянии от ее поверхности 1950 км\ при под¬
лете к Земле проведена коррекция траектории, обеспечившая
попадание АМС в коридор входа (35—45 км по высоте условного
перигея); с расстояния 90 тыс. км проведено фотографирование
Земли. 21 сент. спускаемый аппарат вошел в атмосферу Земли и
приводнился в акватории Индийского океана (координаты
32°38' ю. ш., 65°33' в. д.); спуск проходил по баллистич. траектории;
зонд»
1 Г>0
высота открытия парашютов 7 км. Г) атом полете впервые и мире
имели место возвращение К Л А после4 полета Лупы на Землю со
2 ii космической скоростью. 1Jа «Л.-о» облет Луны с возвраще¬
нием на Землю первыми совершили земные живые существа —
черепахи.
«3 о п д - 6» запущен 10 ноября 1908. Программа полета преду¬
сматривала облет Луны, науч. исследования и возвращение на
Землю с осуществлением управляемого спуска. Конструкция
«3.-0» и схема полета (кроме участка спуска) аналогичны «3.-5».
14 ноября «3.-6» облетел Луну при мшшм. расстоянии от ее поверх¬
ности 2420 км) в районе Лупы проведены комплексные науч. иссле-
Фотография Земли с расстояния ок. 90 000 км («Зонд-5», 21 сент. 1968)
160 «зонд»
Фотография восточного сектора обратной стороны
Луны и планеты Земля, сделанная автоматической
станцией «Зонд-6», находившейся на расстоянии
3,3 тыс. км от края Луны и на расстоянии 388 тыс. км
от планеты Земля: 1 — край диска Луны; 2 — пла¬
нета Земля; 3 — Штернберг; 4 — Лоренц; 5 —Лон-
жевен; 6 — Рынин; 7 — Бюффон.
дования, включая ее фотографирование (с расстояния ок. 11 тыс. км
и 3,3 тыс. км). При полете к Земле проведены 2 коррекции траекто¬
рии, обеспечившие точное попадание в коридор входа. Траектория
спуска имела длину ок. 9 тыс. км и состояла из участка 1-го погру¬
жения (на к-ром скорость снижалась до 7,6 км!сек), участка внеат¬
мосферного полета по баллистич. траектории и участка 2-го погру¬
жения, на к-ром происходит основное торможение аппарата до
скорости — 200 м/сек. Управление движением на траектории
спуска — спец, системой путем регулирования величины подъем¬
ной силы за счет поворота спускаемого аппарата по крену; пере¬
грузки при спуске не превышали 4—7 ед. 17 ноября спускаемый
аппарат приземлился в заданном районе Сов. Союза. При полете
получен большой объем науч. информации, включая снимки лунной
поверхности, проведено опробование бортовых систем и спускае¬
мого аппарата, обладающего подъемной силой.
Схема маневрирования
спускаемого аппарата
АМС «Зонд-6» в атмо¬
сфере Земли
ЗОНЫ ВЗАИМНОЙ видимости
ни
Облет
Схема полета «Зонд-6» по трассе Земля — Луна — Земля
«3 о н д - 7» запущен 8 авг. 1969. Схема и программа полета
аналогичны «3.-6». 11 авг. «3.-7» облетел Луну, 14 авг. приземлился
южнее г. Кустанай, выполнив программу и доставив на Землю
цветные фотографии Луны и Земли с различных расстояний. Пус¬
ки АМС «3.-4», «3.-5», «3.-6» и «3.-7» имели целью проведение
летно-конструкторской отработки в автоматич. варианте пило¬
тируемого корабля для полетов к Луне.
«Зонд- 8» запущен 20 окт. 1970, облетел Луну 24 окт. на расст.
1120 км от ее поверхности. На высокогорной обсерватории Гос.
астрономия, ин-та им. Штернберга в горах Заилийского Алатау
с помощью оптико-фототелевизионной аппаратуры получен снимок
«3.-8» с расстояния 348 тыс. км. Приводнился 27 окт. в Индий¬
ском океане в 730 км юго-восточнее архипелага Чагос. Отрабаты¬
вался вариант возвращения на Землю со стороны сев. полушария.
Программа исследований выполнена.
ЗОНД КОСМИЧЕСКИЙ — автоматич. КЛА для исследования
космич. пространства на значит, удалении от Земли (см. Автомати¬
ческая межпланетная станция).
ЗОНЫ ВЗАИМНОЙ ВИДИМОСТИ — 13 случае связи между ИСЗ
и земным пунктом — зона определенного радиуса вокруг данного
земного пункта, в пределах к-рой должен находиться ИСЗ для
того, чтобы между ним и земным пунктом была прямая видимость.
Радиус зоны определяется высотой орбиты ИСЗ. 3. в. в. в случае
связи через ИСЗ должна удовлетворять видимости ИСЗ одновре¬
менно со всех земных пунктов, участвующих в связи, т. е. ИСЗ
должен находиться в пределах взаимно перекрывающейся части
зон всех пунктов.
и
ИЗБЫТКА ОКИСЛИТЕЛЬНЫХ ЭЛЕМЕНТОВ КОЭФФИ¬
ЦИЕНТ — отношение суммарного весового (в молях) количества
окислит, элементов (кислорода, фтора и др.), содержащихся в ком¬
понентах ракетного топлива, к их суммарному стехиометрия, коли¬
честву, при к-ром получаются только продукты полного сгорания.
Один из осн. параметров ракетного топлива, существенно влияет на
темп-ру и состав продуктов реакции. Ср. значение И. о. э. к. при
горении топлива в камере сгорания <1, но в большинстве случаев
близко к ней (определяется необходимостью получения макс, зна¬
чения уд. импульса или макс, эффективности, а в случае ЖРД
также условием охлаждения камеры двигателя). Иногда в разных
зонах камеры сгорания и газогенератора (по радиусу и по длине)
ЖРД создаются разные величины (эпюры) И. о. э. к. для достиже¬
ния устойчивости процесса; у стенок смесь переобогащается или
переобедняется для местного снижения темп-ры газов и создания
восстановит, или окислит, завесы. Для газогенераторов ЖРД вели¬
чина И. о. э. к. либо значительно < 1 (0,1—0,3 для восстановит,
газогенераторов), либо значительно > 1 (10—25 для окислит, газо¬
генераторов) и определяется предельно допустимой темп-рой про¬
дуктов газогенерации.
ИЗБЫТКА ОКИСЛИТЕЛЯ КОЭФФИЦИЕНТ — отношение фак-
тич. значения коэфф. соотношения компонентов ракетного топлива
к стехиометрическому, т. е. значению, при к-ром получаются только
продукты полного сгорания. И. о. к. совпадает с избытка окисли¬
тельных элементов коэффициентом, если в окислителе не содер¬
жатся атомы горючего, а в горючем — атомы окислителя.
ИЗМЕНЕНИЕ ПЛОСКОСТИ ОРБИТЫ ИСЗ — см. Маневр.
ИЗОЛЯЦИЯ (в космич. полете). Для космич. полета харак¬
терно отсутствие обычных условий жизни и деятельности. Воспро¬
изведение заданных условий в лаборатории показало, что И. яв¬
ляется сложным и необычным раздражителем, вызывающим при
длит, воздействии изменения высшей нервной деятельности, соматич.
и вегетативных функций организма. И. может вызывать у нек-рых
людей клаустрофобию. Комплектование экипажей космич. кораб¬
лей из группы людей снимает эту проблему, но ставит новую —
взаимосвязанной и взаимозависимой деятельности членов экипажа
в необычных условиях длит, космич. полета (см. Психология косми¬
ческая).
ИЗОЛЯЦИЯ ВАКУУМНАЯ — см. Термоизоляция емкостей.
ИЗОЛЯЦИЯ ПОРОШКОВО-ВАКУУМНАЯ — см. Термоизоля¬
ция емкостей.
ИЗОЛЯЦИЯ ЭКРАННО-ВАКУУМНАЯ — см. Термоизоляция
емкостей.
ИЗОТОПНЫЙ ГЕНЕРАТОР — источник электрич. энергии в
системах энергопитания КЛА. Содержит радиоактивные изотопы,
выделяющие тепло в результате радиоактивного распада атомов,
а также преобразователь этого тепла в электрич. ток, напр. полу¬
проводниковые термоэлектрич. генераторы. Тепло нагревает одпу
поверхность термоэлектрич. элементов генератора, тогда как дру¬
гая их поверхность охлаждается путем отдачи тепла в окружающее
ИМПУЛЬСНЫЙ РЕЖИМ 1G3
Схема простейшего изотоп¬
ного генератора: 1 — ам¬
пула с изотопом; 2 — внут¬
ренний контейнер, нагре¬
ваемый изотопом; 3 — эле¬
менты полупроводникового
термоэлектрич. генерато¬
ра; 4 — внешний корпус
с радиац. излучателем
пространство радиационным излучателем. Вследствие разности
темп-p на поверхностях элементов в результате т. н. эффекта Зее-
бека—Пельтье—Томсона ими генерируется электрич. ток. Мощ¬
ность И. г. может достигать неск. кет, длительность работы опре¬
деляется периодом полураспада изотопа и параметрами термо¬
электрич. преобразователя. Работа И. г. в космич. пространстве
проверена на ряде ИСЗ, напр. на ИСЗ «Космос», «Транзит-4А».
ИЗОТОПНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — см. Радиоизотопный ракетный
двигатель.
ИЛЛЮМИНАТОРЫ — герметичные окна в кабине КК. Обычно
имеют круглую форму, служат для наблюдения изнутри К К за
окружающим пространством, осуществления навигации, ориента¬
ции корабля, проведения фото- и киносъемок. И. спускаемых аппа¬
ратов, к-рые должны выдерживать высокие темп-ры, возникающие
на участке спуска (при движении аппарата в атмосфере), изготов¬
ляются из спец, видов термостойкого стекла.
ИМПУЛЬС ПОСЛЕДЕЙСТВИЯ — импульс РД от команды на
выключение РД до прекращения тяги. Наличие И. п. затрудняет
получение с необходимой точностью заданного значения конечной
скорости ракеты в конце активного участка полета, поэтому стре¬
мятся уменьшить И. п. и особенно его разброс. Для этого либо
ЖРД выключается через промежуточную ступень, либо компоненты
топлива, находящиеся в топливных магистралях РД, после выклю¬
чения подачи выдуваются за борт ракеты, либо принимаются меры
к быстрому выключению подачи и т. п. Для уменьшения И. п.
РДТТ быстро сбрасывается давление газа в камере сгорания,
вследствие чего резко прекращается горение топлива.
ИМПУЛЬС РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ (суммарный
импульс) — величина, равная произведению силы тяги РД
на общее время его работы, измеряется в кгс-сек. Важная характе¬
ристика, чаще используемая для РДТТ.
ИМПУЛЬСНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — РД, работающий
В ^рПпГЛЬСНОМ Режиме в результате периодич. впрыска топлива
Ц ^ортт’ пеРп°Дического нагрева рабочего тела для его сублимации
КЛА (рис Тс 'l 07V рименяется для °риентации и стабилизации
ИМПУЛЬСНЫЙ РЕЖИМ — режим работы РД, при к-ром он
м РиодичесК11 ^включается на заданное короткое время. И. р. при-
случГ57 ГЛ’ °^Р' АЛЯ Реактивных двигателей ориентации; в этом
тыми 6 продолЖ1,тельность включения двигателей измеряется деся-
> а иногда сотыми долями сек. В установившемся режиме
164 ИНГИБИТОР
Импульсный ШРД системы
ориентации ИСЗ, работаю¬
щий на четырехокиси азота
и смеси гидразина с не¬
симметричным диметил ги¬
дразином (США)
ориентации такая работа двигателей наиболее выгодна, т. к. обес¬
печивает малый расход рабочего тела.
ИНГИБИТОР — вещество, замедляющее или предотвращающее
течение нежелательных химич. реакций, напр. окисления горючего
при хранении, коррозии металлов и т. д.
ИНДИВИДУАЛЬНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — РД малой
тяги и малых размеров, служащий для передвижения и манев¬
рирования космонавта в свободном полете вне кабины. Может
быть ручным (космонавт в этом случае направляет его так, чтобы
получить нужное направление тяги) или укрепленным на скафандре
(космонавт включает при этом подачу рабочего тела в одно из
неск. различно расположенных сопел). Рабочим телом обычно
служит сжатый газ или од покомпонентное ракетное топливо.
Человек с индиви¬
дуальным ракет¬
ным двигателем в
гонке с автомоби¬
лем (Англия)
ИНЕРЦИАЛЬНАЯ НАВИГАЦИЯ 165
ИНДИКАТОР БОКОВОЙ СКОРОСТИ — прибор, измеряющий
составляющую скорости PH, перпендикулярную плоскости расчет¬
ной траектории (боковую скорость PH). В простейшем случае
система управления с помощью И. б. с. поддерживает боковую
скорость PH равной нулю, что обеспечивает движение ракеты
строго в заданной плоскости.
ИНДИКАТОР ВЛАЖНОСТИ — прибор для определения отно¬
сительной влажности газа, напр. воздуха, азота, применяемый при
работе с системой пневмоавтоматики. При понижении темп-ры
газа наступает момент, когда водяной пар, находящийся в нем,
достигает состояния насыщения (точки росы). При дальнейшем,
даже незначит. понижении темп-ры водяной пар становится пере¬
сыщенным, и избыток влаги выпадает в виде росы. В приборе газ,
направленный струей, подается на зеркало, к-рое медленно прину¬
дительно охлаждается. В момент выпадения росы — помутнения
зеркала — фиксируется точка росы газа по показанию термопары
зеркала. Когда требуется контролировать непрерывно или перио¬
дически точку росы сжатого газа и не допускать ее выше заданной,
используется автоматический фотоэлектронный И. в., в котором
температура зеркала автоматически поддерживается на уровне за¬
данной точки росы. Момент выпадения росы фиксируется фотоэлек¬
тронной схемой прибора. Необходимость индикации влажности
определяется тем, что точка росы сжатого газа, подаваемого в си¬
стему пневмоавтоматики, должна быть не выше заданной, в про¬
тивном случае при дросселировании газа в клапанах, редукторах
и узких отверстиях влага может конденсироваться и замерзать,
что может привести к нарушению режима работы системы пневмо¬
автоматики.
ИНДИКАТОР НОРМАЛЬНОЙ СКОРОСТИ PH - прибор, изме¬
ряющий составляющую скорости PH, лежащую в вертикальной
плоскости и перпендикулярную расчетной траектории полета PH
(нормальную скорость PH). В простейшем случае система управ¬
ления с помощью И. н. с. поддерживает нормальную скорость PH
равной нулю, благодаря чему ракета движется строго по заданной
траектории.
ИНДИКАТОР СКОРОСТИ (нульиндикатор скоро¬
сти) — интегратор линейных ускорений, предназначенный для
работы в узком диапазоне кажущейся скорости. И. с. применяется
в тех случаях, когда кажущуюся скорость КЛА в к.-л. направлении
необходимо поддерживать близкой или равной нулю. Напр., при
сообщении КЛА корректирующего импульса в строго определенном
направлении, в двух др. направлениях, перпендикулярных задан¬
ному, устанавливают И. с., контролирующие работу РД и предот-
вращающие с помощью системы управления появление скорости
пЛА по этим направлениям.
ИНЕРЦИАЛЬНАЯ НАВИГАЦИЯ — навигация КЛА, при к-рой
ею скорость и местоположение вычисляются по ускорению, а по¬
следнее измеряется акселерометрами, установленными либо непо-
редственно на КЛА, либо (в точных системах навигации) на стаби-
1зированиой платформе, находящейся на его борту. Наряду
1Уг*пСеЛе^°МггТ^амп возможно использование интеграторов линейных
рота^в;'ЦШ,’ "^имущества И. н. — ее полная автономность и быст-
накогГ)П^С!;1,елеН11В местоположения КЛА; недостаток — постепенное
ч * 1ленпе ошибок в вычисленных значениях скорости и место¬
186 ИНЕРЦИОННЫЕ ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ОРГАНЫ
положения, ограничивающее продолжительность применения
метода.
ИНЕРЦИОННЫЕ ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ОРГАНЫ систем
ориентации — устройства, создающие управляющие моменты
за счет сил реакции подвижных твердых или жидких масс, прину¬
дительно перемещаемых внутри К Л А. Наиболее распространены
твердые подвижные массы (см. Гиросиловые стабилизаторы, Реак¬
тивные маховые массы). Преимущество И. и. о.: их работа не связана
с затратой рабочего тела, запасаемого на борту аппарата. Однако
способность И. и. о. противодействовать внешним возмущающим мо¬
ментам, приложенным к КЛА, ограничена, и в длительно функ¬
ционирующих системах ориентации И. и. о. должны комбиниро¬
ваться с исполнит, органами др. типов, напр. с реактивными дви¬
гателями ориентации или электромагнитными исполнительными
органами.
ИНЕРЦИОННЫЕ НАГРУЗКИ — нагрузки на элементы конст¬
рукции КЛА при движении их с ускорением. И. н. зависят от
величины и направления перегрузки. Составляющие перегрузки по
осям ракеты дают значения коэфф. перегрузки — осевого и двух
поперечных.
ИНЖЕНЕРНАЯ ПСИХОЛОГИЯ — отрасль психологии, изу¬
чающая психофизиология, возможности человека в процессе его
взаимодействия с техникой, закономерности функционирования
системы «человек — машина». И. п. играет большую роль в разви¬
тии космонавтики. Задачи И. п. — разработка научно обоснованных
психофизиология, требований к бортовому оборудованию КК, его
компоновке, системам индикации и сигнализации, выбор средств
ручного и полуавтоматич. управления КК (включая сближение и
стыковку в полете) и др.
ИНСПЕКЦИЯ (в космосе) — обследование, осмотр КЛА с близ¬
кого расстояния, напр. для определения необходимости ремонта.
ИНТЕГРАТОР ЛИНЕЙНЫХ УСКОРЕНИЙ — прибор, опреде¬
ляющий кажущуюся скорость КЛА. В основе И. л. у. лежит чувствит.
устройство, регистрирующее кажущееся ускорение, напр. тариро¬
ванный груз или маятник; переход к кажущейся скорости произ¬
водится путем интегрирования величины кажущегося ускорения.
Для осуществления этой операции в И. л. у. используют явление
прецессии гироскопа (см. Гироскопический интегратор), явление
электролиза и др. И. л. у., наряду с акселерометром, — осн.
тип чувствит. элементов в системах управления КЛА, основанных
на инерциальном методе.
ИНТЕГРИРУЮЩИЙ ГИРОСКОП — гироскоп с 2 степенями
свободы относительно основания, снабженный демпфером, к-рый
осуществляет интегрирование гироскопич. момента, возникающего
при вращении основания. Наиболее распространены поплавковые
И. г., применяемые как высокочувствительные датчики углового
положения гл. обр. в прецизионных гиростабилизированных плат¬
формах. Значит, часть совр. гироскопов высокого класса точности,
обладающих уходом порядка 0,1 углового градуса в час и менее,
выполняется по схеме поплавкового И. г.
«ИНТЕЛСАТ» — наименование серии связных ИСЗ, а также
систем космической радиосвязи, создаваемых корпорацией «Ком-
сат» для радиотелефонной связи и ретрансляции телевизионных
передач. ИСЗ «И.» выводятся на стационарные орбиты, стабили¬
ИНТЕРКОСМОС 167
зируются вращением; энергопитание бортовой аппаратуры — от
солнечных батарей. Первый «И.» — «Эрли Берд» — запущен 6 аир.
1965 (вес на орбите он. 39 кг); находится над Атлантич. океаном и
используется в системе связи «И.-l». «Лэни Берд-2» и «Кэнери
Берд» запущены 11 янв. и 22 марта 1967 (вес на орбите 87 кг); нахо¬
дятся, соответственно, над Тихим и Атлантическим океанами, ис¬
пользуются в системе «И.-2». Ведется разработка ИСЗ для сис¬
тем «И.-З» и «И.-4». Системы «И.» имеют приемо-передающие пунк¬
ты в ряде стран (США, Англии, Франции, ФРГ, Италии, Япо¬
нии и др.).
ИНТЕРКОСМОС — совет по международному сотрудничеству в
области исследования и использования космического пространства
при АН СССР на основании многосторонних и двусторонних согла¬
шений. Сотрудничество развивалось постепенно, начиная с органи¬
зации совместных наблюдений в разных странах за первыми совет¬
скими ИСЗ в 1957. Впоследствии они вылились в многостороннее
сотрудничество академий наук социалистич. стран по комплекс¬
ным программам «Планетарные геофизические исследования» и
«Научные исследования с помощью наблюдений искусственных
спутников Земли». В рамках последней, в частности, проводились
базисные визуальные синхронные наблюдения за ИСЗ с целью
изучения кратковременных колебаний атм. плотности — ИНТЕР-
ОБС. В 1965 и 15—20 ноября 1966 в Москве на совещании
представителей социалистич. стран было принято решение об орга¬
низации широкого «Сотрудничества социалистических стран в иссле¬
довании и использовании космического пространства в мирных
целях». Соглашение предусматривает проведение соответствующих
н.-и. работ в странах — участницах «Сотрудничества» и решение
многих практических задач развития народного хозяйства, куль¬
туры и др. Программа «Сотрудничества», в которое вошли На¬
родная Республика Болгария, Венгерская Народная Республика,
Германская Демократическая Республика, Республика Куба,
Монгольская Народная Республика, Польская Народная Респуб¬
лика, Социалистическая Республика Румыния, СССР, Чехословац¬
кая Социалистическая Республика, была принята на Московском
совещании 5—13 апр. 1967. Она включает исследование физич.
свойств космич. пространства и верхней атмосферы, спутниковую
метеорологию, космич. связь, космич. биологию и медицину, за¬
пуски спутников и ракет, проведение конференций, симпозиумов,
совещаний, стажировок, взаимных посещений учеными учреждений,
участвующих в совместных исследованиях. 13 авг. 1968 страны —
участницы «Сотрудничества» представили генеральному секретарю
интгП^°еКТ между народной коммерческой космич. системы связи
ИНТЕРСПУТНИК. Первый космический аппарат, запущенный
Ря по программе «Сотрудничества», — ИСЗ «Кос-
мос-Zbl» — предназначен для проведения эксперимента по изу¬
чению верхней атмосферы Земли и природы полярных сияний. На¬
ряду с совместными работами со спутниками, запускаемыми Сов.
оюзом по своим программам, предусматриваются с 1969 запуски
утников и геофизич. ракет с аппаратурой социалистич. стран.
такои ИСЗ-«Интеркосмос-1» - запущен 14 окт. 1969 для
Сол^6^003111^ УльтРаФиолетового и рентгеновского излучения
Зрмп«а/И влпяния этих излучений на структуру верхней атмосферы
(высота в перигее 260 км, в апогее 640 км, нач. период
168 ИНФРАКРАСНАЯ АППАРАТУРА
обращения 93,3 мин., наклонение орбиты 48,4°); аппаратура
разработана и изготовлена в ГДР, СССР, ЧССР. Специалисты этих
стран участвовали в монтаже и испытаниях аппаратуры на спут¬
нике при его подготовке к запуску и в оперативной группе управ¬
ления полетом спутника. «Интеркосмос-2» запущен 25 дек. 1969
для исследования характеристик ионосферы Земли (высота в перигее
206 км, в апогее 1200 км, нач. период обращения 98,5 мин., накло¬
нение орбиты 48,4°) и «Интеркосмос-3» запущен 7 авг. 1970.
30 июня 1966 между СССР и Францией заключено соглашение
о сотрудничестве в области науч. исследования космич. простран¬
ства, космич. связи, космич. метеорологии и аэрономии, к-рым
предусмотрены работы по установлению цветного телемоста
Париж — Москва с использованием ИСЗ «Молния-1», по приме¬
нению сов. приборов на франц. ракетах и франц. приборов на сов.
ракетах.
Председатель Совета по международному сотрудничеству в об¬
ласти исследования и использования космич. пространства при
Академии Наук СССР — академик Б. Н. Петров.
ИНФРАКРАСНАЯ АППАРАТУРА метеорологических
спутников — устанавливаемая на метеорология. ИСЗ аппара¬
тура для получения И К изображений Земли, позволяющих изучать
пространств, распределения облаков, ледового покрова и тепловых
неоднородностей земной поверхности. Для сведения к минимуму
влияния поглощения атм. радиации, излучаемой земной поверхно¬
стью или облаками, область спектральной чувствительности И. а.
ограничивается окнами прозрачности атмосферы. Для метеороло¬
гия. ИСЗ «Нимбусъ использовано окно в области длин волн
3,5—4,2 мкм. И. а. сов. спутников работает в диапазоне 8—12 мкм,
что позволило получать ИК изображения как на ночной, так
и на дневной стороне Земли. В случае, если И. а. является
измерительной, данные измерений могут быть использованы для
определения подстилающей поверхности температуры или тем¬
пературы и высоты верхней границы облаков.
ИНФРАКРАСНАЯ ВЕРТИКАЛЬ — построитель вертикали,
на борту К Л А, основанный на регистрации собственного теплово¬
го излучения планеты в И К
части спектра. Вертикаль опре¬
деляется как направление на
геометрия, центр диска плане¬
ты, видимого с КЛА в ИК лу¬
чах; граница диска улавлива¬
ется (по всей его окружности
или в отдельных точках) уст¬
ройствами, фокусирующими по¬
ток теплового излучения пла¬
неты на чувствительные ИК
приемники (рис.). Поскольку
И. в. воспринимает не отра¬
женный солнечный свет, а
собственное излучение плане¬
ты, ее работа не зависит от
степени освещенности видимо¬
го с КЛА диска планеты
солнечными лучами.
ИОНОЗОНД 1f>9
ИОНИЗАЦИЯ ВОЗДУХА — искусств, повышение концентрации
атм. ионов (аэрононов), как правило, отрнцат. знака (анионов),
в атмосфере кабины КК с целью повышения ее комфортности.
Гигиенич. критерий, определяющий качество воздушной среды, —
коэфф. уннполярности, т. е. отношение числа положит, аэроионов
к отрицательным. Для герметич. кабины он должен составлять 0,7—
0,8. И. в. осуществляется ионизаторами с помощью электричества.
ИОНИЗИРОВАННЫХ ЧАСТИЦ ОБЛАКО — образуется за счет
ионизирующего действия солнечного света на облако паров металла,
распыляемое из контейнера ракеты на высоте в сотни км. И. ч. о.
могут использоваться в РРЛ связи как кратковрем. пассивный
ретранслятор с ненаправл. рассеянием радиоволн. Облучение
облака вспомогат. радиопередатчиком с Земли увеличивает иони¬
зацию и продолжительность связи с 30 мин. до 5—8 час.
ИОННЫИ ДАТЧИК ОРИЕНТАЦИИ — позиционный датчик
нек-рых систем ориентации ИС, воспринимающий встречный поток
заряженных частиц (ионов) в верхних слоях атмосферы планеты,
вблизи к-рой движется ИС, и определяющий угловые отклонения
одной из осей И С от направления потока.
ИОННЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ —см. Электростатический
ракетный двигатель.
ИОНОГРАММА — см. Ионозонд.
ИОНОЗОНД — радиотехнич. устройство для определения дей¬
ствующих высот отражения радиоволн от ионосферы на фиксиро¬
ванных частотах или в непрерывном диапазоне частот, критических
частот ионосферы и высотного распределения электронной концент¬
рации. И. состоит из импульсного ВЧ передатчика, приемника,
электроннолучевого индикатора, синхронизирующих и калибрую¬
щих устройств и источников питания. Задающий генератор передат¬
чика обычно является гетеродином приемника, чем достигается
сопряжение настроек приемника и передатчика. Наибольшее распро¬
странение получили панорамные И., в к-рых задающий генератор
плавно изменяет частоту настройки приемо-передающего устройства
в диапазоне от 1 до 20 Мгц за 10—30 сек, а на экране индикатора
получается ионограмма (рис. 1) или т. н. высотно-частотная харак¬
теристика ионосферы.
Рис. 1. Ионограмма, по¬
лученная с помощью
панорамного наземного
ионозонда: 1 — обыкно¬
венная волна; 2 — не
обыкновенная волна
170 ИОНООБМЕННЫЕ СМОЛЫ
Рис. 2. Ионограмма, полученная с помощью ионозонда, помещенного на
ИСЗ: 1 — обыкновенная волна: 2 — необыкновенная волна; 3 — плазмен¬
ные резонансы; 4 — уровень Земли
Высоту до отражающей области ионосферы определяют по вре¬
мени запаздывания отраженного сигнала относительно излучен¬
ного, предполагая, что радиоволны распространяются по всему
пути со скоростью света. В результате определяется не истинная,
а кажущаяся высота отражения — так наз. действующая высота,
т. к. скорость распространения радиоволн в области отражения
меньше скорости света и зависит от показателя преломления ионо¬
сферы.
Наземные И. дают характеристику нижней части ионосферы до
ее главного максимума. Для исследования внешней ионосферы
(выше 250—300 км) И. помещают на ИСЗ с достаточно высокой
орбитой. Ионограмма, получаемая в этом случае, изображена
на рис. 2. Разработаны методы преобразования действующей высоты
в истинную, т. е. получения истинного распределения электронной
концентрации по высоте.
ИОНООБМЕННЫЕ СМОЛЫ — смесь высокомолекулярных со¬
единений, способных к ионному обмену. Отличаются высокой по¬
глотит. способностью, механич. прочностью, химич. устойчивостью
и большой гидрофильностью. И. с. используют на К К в системах
регенерации воды для ее обессоливания, в системах очистки кон¬
денсата атм. влаги для удаления органич. веществ и неприятных
запахов.
ИОНОСФЕРА — верхняя часть атмосферы, начиная от высоты,
где появляется заметное содержание свободных заряженных ча¬
стиц — электронов и ионов. Источник, ионизирующий И., — УФ,
а также рентгеновское излучение Солнца. Большую роль в процес¬
сах ионизации И. играют также потоки частиц, вторгающиеся
в атмосферу Земли из околоземного космич. пространства. Днем ос¬
нование И. лежит на высоте 50—60 км, ночью — на высоте 80—85 км.
ИОНОСФЕРА 171
Рис. i. Общая зависимость электронной концентрации от высоты в нижней
и внешней частях ионосферы
Верхнюю границу И., по совр. представлениям, можно отнести
к высотам порядка 18—25 тыс. км. Выше постепенно исчезает влия¬
ние Земли на ее газовую оболочку. И. постепенно переходит в меж¬
планетную плазму, к-рая находится в свободном состоянии примерно
от высот 70—80 тыс. км от Земли.
И. рассматривается обычно как квазинейтральная плазма, т. е.
принимается, что содержание в ней электронов и ионов одинаково.
Достаточно определ. данных об отклонении плазмы И. от нейтраль¬
ной до наст, времени еще не имеется, поэтому осн. величина, к-рой
характеризуется И., — электронная концентрация N эл-см~3, изме¬
няющаяся с высотой Z. Электронная концентрация зависит также
от широты и долготы, т. е. имеет география, распределение, она
изменяется непрерывно со временем — имеет суточный ход, в свою
очередь зависящий от времени года и цикла солнечной актив¬
ности. Наряду с этими медленными изменениями И. наблюдаются
быстрые вариации электронной концентрации как со временем,
так и от точки к точке; в ней непрерывно возникают и исчезают
неоднородные ионизированные образования разл. размеров, к-рые
перемещаются с разл. скоростями (см. Ветры в ионосфере).
Поведение И. описывается часто с помощью ср. статистич. харак¬
теристик. 1 г
Зависимость электронной концентрации от высоты N (Z) имеет
среднем след, особенности: начиная от основания И., электронная
-^-Рация в общем возрастает и достигает на высотах ZM ^
Т' км макс, значения электронной концентрации 7VM, к-рое
Х1Р0«ЗЛ’ УСЛ30ВИЯХ изменяется примерно в пределах 2-105-^- 5Х
эл-см ; это и есть главный максимум И., он именуется часто
172 ИОНОСФЕРА
максимумом слоя F2 и обозначается как NMF2. Часть И., лежащая
ниже высоты этого главного максимума ионосферы NMF2, есть ниж¬
няя часть И.; часть И., лежащая выше высоты Zм, — внешняя
часть И. В литературе иногда используются различные назв. внеш¬
ней И.: протосфера, протоносфера, экзосфера, магнитосфера, плаз-
мосфера, геокорона. Общая зависимость электронной концентрации
от высоты в нижней и внешней частях И. изображена на рис. 1.
Нижняя часть И., в свою очередь, разделяется на неск. обла¬
стей. Область высот от 50—60 км до 80—85 км, где И. существует
только днем, именуется областью, или слоем D; здесь электронная
концентрация достигает макс, значений (2—5)-103 эл-см~3. В об¬
ласти D в ряде случаев наблюдаются слабо выраженные максимумы
N на высотах в 65—75 км. Область D — многокомпонентная часть
атмосферы; она состоит гл. обр. из ионизированных молекул кисло¬
рода (Ot) и окиси азота (NO+). Кроме (NO+), в ней наблюдаются
также в большом количестве и др. сложные ионы, напр., (Н30)+
и даже ионизированные связки молекул, напр., [Н (Н202)+]. Поэтому
процессы ионизации и рекомбинации здесь более сложны, чем в др.
частях И. В области D, где концентрация нейтральных частиц п
изменяется примерно в пределах 2 (101в—1014) см~3, степень иони¬
зации еще очень невелика (n/N ~ 1011—1013). Число столкновений
электронов с др. частицами v сект1 в слое D велико, ~ 10е—10е сект1;
поэтому здесь сильно поглощаются отражающиеся от И. средние
и короткие радиоволны (см. Отражение радиоволн). Для длинных
же и особенно сверхдлинных радиоволн область D является отра¬
жающей стенкой и образует вместе с земной поверхностью сфери¬
ческий волновод, в к-ром они хорошо распространяются около
земной поверхности. Выше области D в И. регулярно образуется
устойчивый максимум электронной концентрации на высотах
100—И0 км; эта область И., высотой 90—120 км, есть т. н. слой Е,
где электронная концентрация достигает в максимуме значения
NM ^(1— 3)-105 эл • см~3. На этих же высотах время от времени
образуется резко выраженный спорадич. слой Е толщиной лишь
в 1—2 км, в к-ром электронная концентрация достигает (7—8)Х
Х105 эл-смг3 и даже 10е эл-см“3. Область Е состоит гл. обр. из
ионизированных молекул кислорода (Ot), молекулярного азота
Nt и атомарного кислорода О}. Выше области Е И. именуется
областью F; здесь временами, преим. днем, образуется, кроме
главного максимума NMF2, максимум N на высотах 180—200 км.
Поэтому область F И. разделяют на слои F1 и F2j причем в разл.
условиях NMFX ^(2—6)-105 эл-см~3. Область F состоит гл. обр.
из ионизированных атомов (0+) и молекул (OJ) кислорода. Суточная
и сезонная зависимость электронной концентрации на разл. уровнях
в нижней части И. и в области ее главного максимума иллюстри¬
руется рис. 2 и 3.
Во внешней части И. при Z ^ 300—400 км преобладают пер¬
воначально ионизированные атомы кислорода (0+); кроме того,
имеются ионизированные атомы азота (N+) и появляются ионизи¬
рованный гелий (Не+) и ионы водорода — протоны (Н+). Дальней¬
шее изменение состава И. с высотой происходит таким образом,
что постепенно уменьшается количество кислорода; количество
азота и гелия остается малым, однако быстро увеличивается содер¬
жание протонов. Выше 1200—1400 км} по совр. данным, И. состоит
в основном из протонов, относит, же количество ионизированного
ИОНОСФЕРА 173
Рис. 2. Слева — суточная зависимость электронной концентрации на
уровне гл. максимума ионосферы, полученная в Москве летом и зимой
1945; справа — суточные зависимости электронной концентрации на разл.
уровнях области F, полученные в янв. 1950 в Англии
гелия составляет примерно (1—2) • 10“2. Во внешней И. электрон¬
ная концентрация убывает медленно и монотонно с высотой (см.
рис. 1); при Z ^ 1000 км электронная концентрация еще достаточно
велика: N «(5—10) 104 эл-см~3у на высоте Z ^ 10 000 км N ж
^(1—2)-103 эл-см~3. При Z ^(15—20) тыс. км, по разл. данным,
электронная концентрация время от времени сильно падает (см.
Атмосферики свистящие) и в общем колеблется от неск. сот до
10—20 эл • см“8. По-видимому, здесь — на внешней границе И. —
состояние плазмы вообще нестационарное. В области главного
максимума И. степень ионизации плазмы невелика: земная плазма
еще достаточно слаба, концентрация нейтральных частиц превы¬
шает концентрацию электронов еще в неск. сот и даже тысяч раз
(n/N ^ 2 • 103—2-102). Однако выше относительное содержание
электронов быстро возрастает, на высоте 1200—1400 км п ^ N, и
с дальнейшим ростом высоты относит, количество нейтральных
частиц, уменьшаясь, составляет при Z ^ 10 000 км лишь одну
десятую и меньше (n/N ~ 0,1 —0,05). При Z - 10 000—20 000 км
п ~ 50 сиг3.
Важной физич. величиной, характеризующей состояние И.,
является темп-pa Т различных частиц; она определяет ср. тепловые
скорости частиц и вместе с тем является энергетич. мерой призем¬
ной плазмы. Ср. тепловая скорость ионов viy со своей стороны, опре¬
деляет скорость ионно-звуковых волн в И. и показывает, в каких
ооластях И. скорость космич. тела V0 (К Л А) больше, соизмерима
или меньше От отношения VJvi существенно зависит взаимодей¬
ствие КЛА с разреженной плазмой, как и от длины свободного про-
174 ИОНОСФЕРА
бега частицы Л, характеризующей степень разреженности плазмы.
Значения всех этих величин сведены в табл, для нек-рых фиксиро¬
ванных высот И. (с. 154—55). Из табл, видно, что в среднем темп-ра
И. быстро возрастает с высотой: у основания И. Т — 300° К,
в области главного максимума Т ~ 1000—2000° К, т. е. энергия
частицы составляет примерно 0,1—0,2 эв, Установлено, однако,
что на высотах в 250—700 км темп-ра электронов может превышать
темп-ру ионов в 2—4 раза. На высоте 1000—1500 км Т — 3000° К.
Продолжая увеличиваться с высотой, энергия частицы достигает
примерно 0,5 эв (Т ^6*103) при Z ^6000 км, и на высоте в 15—
20 тыс. км темп-ра заряженных частиц соответствует (1,5 4-3) эв. Из
Средние значения основных параметро
Высота Z (км)
Концентрация
нейтральных
частиц
П (СЛ1-3)
Концентраци
N (с
днем
я электронов
м~3)
ночью
Температура
Т (“К)
60
8 • 10»
102
_
300
80
8 • 10»
2 • 103
—
180
100
2 • 10»
10*
2 • 103
230
120
3 • 10»
1,2 • 10»
2,5 • 103
320
150
6 • 10»
1,5 • 10»
6 • 103
450
200
5 • 10»
5 • 10»
3 • 104
600
300
3 • 10»
2 • 10е
103
1000
400
5 • 10е
1,5 • Ю«
5 • 10*
1500
700
6 • 10е
5 • 106
2 . 10*
2000
1 000
4 • 10*
1 • 10*
106
3000
2 000
2 • 103
2 • 104
—
—
3 000
1C3
1 • 104
—
—
6 000
2 • 103
4 • 103
—
6000 (0,5) эв
10 000
102
2 • 103
—
(0,8—2) эв
20 000
4 • 10*
3 . IQ2(20)
—
(1,5-3) эв
ИОНОСФЕРА 1?Г>
этой же таблицы видно, что при Z — 800 ч-1000 км vi всегда меньше
или значительно меньше скорости КЛЛ (V0 ^8-105 10е см/сек).
В области высот 2000 ч- 6000 км скорость KJIA становится соизме¬
римой со скоростью ионов, а при Z ж 20 000 км скорость ионов уже
больше или даже значительно больше скорости КЛА. Ср. тепловая
скорость электронов ve всюду в И. значительно больше V0 и с ростом
высоты изменяется в пределах 107 ч- 108 см/сек. В области глав¬
ного максимума И. число столкновений электронов v ^(1—2)Х
Х103 сект1, а длина свободного пробега ионов и электронов
А « (0,5—2) • 104 см, т. е. здесь А уже значительно больше раз¬
меров КЛА. На высотах 1000—2000 км длины свободного про¬
бега достигают десятка км, a v —20 сек1. От А и v также сущест¬
венно зависит характер эффектов, возникающих в окрестностях
КЛА, движущегося в И.
Существенное влияние оказывают на структуру И. постоян¬
ное магнитное поле Земли и его возмущения (см. Земной магне¬
тизм). В магнитном поле заряженные частицы прецессируют и
двигаются по спиралеобразным кривым вдоль магнитных сило¬
вых линий. Электроны и ионы вращаются в противоположных
направлениях, а радиусы окружностей р he = eH/mc и phi~
= еЩМс (см. табл.) отличаются друг от друга обратным отноше¬
нием масс. При этом плотность энергии магнитного поля Н%!Ъп
превышает тепловую плотность энергии частиц NkT в тысячи
и десятки тысяч раз. Поэтому всюду в И. магнитное поле можно
считать сильным; электроны и ионы, как говорят, замагничены
в этой области приземной плазмы. Прецессия электронов и ионов
приводит к тому, что И. становится анизотропной двоякопрелом-
ляющей средой. Это усложняет процессы распространения в ней
электромагнитных волн. Радиоволна расщепляется в И. на 2 ком¬
поненты — обыкновенную и необыкновенную волны; электрич.
векторы этих волн описывают окружности, вращаясь в проти¬
воположных направлениях (волны поляризованы по кругу). Это
приводит к тому, что единичный радиосигнал, падающий на И.,
отражается от нее в виде дуплета сигналов, усложняются траекто- * 3 4 5нижней и внешней ионосферы
Ср. тепловая
скорость
ионов ».
г
{см/сек)
Число
столкнове¬
ний электро¬
нов v (сек-1)
Длина сво¬
бодного про¬
бега электро¬
нов Л (см)
Напряжен¬
ность магнит¬
ного поля
Земли на ср.
широтах Н0
(эрстед)
Радиус
прецессии
ионов
(см)
Радиус
прецессии
электро-
НОВ Phe
(см)
5 • 10’
0,3
0,5
3 • 10*
1,3
2 . 10*
5
—
2 • 10*
5 • 10»
2,5 • 10*
6 • 10*
—
—
3,3 • 10*
4 • 10*
—
—
2 • 10*
9 • 10*
—
—
—
—
—
0,43
4 • 10»
2
1,5 • 10*
2 • 10*
—
1 • 10*
20
8 • 10*
0,33
5 • 10*
5
—
—
0,22
—
—
—
3 - 10*
0,16
—
1
—
0,10
10*
2 • 10»
7
3 • 10*
0,01
со
,11
о
*
7 • 10*
5 • 10*
3 • 10*
4 . 10*
5 • 10*
6 • 10*
7.5 • 10*
9 . 10*
1,1 * 10*
1.6 • 10*
3.5 • 10*
7 • 10*
1 • 10*
1.5 • Ю*
2 • Ю*
7Г. ИОНОСФЕРЫ
рии коротких и ср. радиоволн в И. (длиной от 10 м до 2—3 тыс. м),
усиливается изменчивость их амплитуды (замирание, фединг) и
направления прихода этих волн (пеленг). Из-за влияния магнит¬
ного поля Земли через нижнюю часть И. проходит во внешнюю И.
на длинных и сверхдлинных волнах (длиной больше 5 км) лишь
одна их компонента — необыкновенная волна. Влияние магнитного
поля сказывается также на эффектах взаимодействия ИСЗ с И.; эти
эффекты существенно зависят от отношения линейного размера ИСЗ
к радиусам прецессии (ларморовым радиусам) ионов и электронов р he
и р hi> Из табл, видно, что р hi всюду в И. больше или много больше
размеров КЛА или прибора, устанавливаемого на нем (их линейные
размеры порядка 102 см и единиц см); радиус же р he становится
соизмеримым с этими размерами лишь на высотах 6—10 тыс. км.
Существование И. было предсказано теоретически еще в 1878 и
позднее в 1889 для объяснения периодич. изменений магнитного
поля Земли, однако впервые эта гипотеза была доказана с помощью
радиоволн в 1925. Многие годы радиометоды были основными в экспе¬
римент. исследованиях И., в последние годы используются разл.
виды исследования свойств И. с помощью ИСЗ и ракет. Они суще¬
ственно расширили и углубили изучение свойств и структуры И.
ИОНОСФЕРЫ ракетные исследования — методы
исследования И. с помощью ракет и ИСЗ; условно делятся на пря¬
мые и косвенные. С помощью прямых методов определяют концен¬
трацию электронов и ионов, темп-ру, состав, плазменные частоты
И. и т. п. При косвенных методах параметры И. определяются по
ее воздействию на к.-л. процесс — распространение радиоволн,
торможение ИСЗ и др.
К прямым методам можно отнести: зонды Ленгмюра различных
конструкций (т. н. ловушки заряженных частиц для определения
локальной электронной и ионной концентрации и темп-ры); масс-
спектрометры для определения состава и массы ионов, а также
ионной темп-ры; импеданс-зонды для определения электронной кон¬
центрации около ракеты или ИСЗ по изменению сопротивления
электрически короткой антенны, погруженной в ионизированную
плазму; измерение плазменной частоты, где определяется локальная
электропная концентрация.
К косвенным методам относятся: зондирование И. (см. Ионозонд);
метод радиовосхода и радиозахода ИСЗ, когда определяется ср.
ход N (Z) (см. Ионосфера); измерения на когерентных частотах
(Доплера эффект) разности доплеровских смещений частот (опре¬
деление локальной и интегральной электронной концентрации);
вращательный эффект Доплера, обусловленный т. н. эффектом
Фарадея — интерференцией обыкновенной и необыкновенной волн,
когда определяется гл. обр. интегральная электронная концентра¬
ция; радиолокац. или оптич. наблюдение за искусственно создан¬
ным облаком повышенной ионизации путем выброса из ракет легко
ионизирующихся или светящихся газов (определение скорости и
направления ветров, плотности атмосферы, темп-ры и др.); анализ
спектра свистящих атмосфериков и НЧ излучения И.; измерение
амплитуды и фазы поля наземных длинноволновых передатчиков
(определение частоты столкновений в области D).
ИСЗ НЕСТАЦИОНАРНЫЙ — ИСЗ, перемещающийся относи¬
тельно поверхности Земли. Подавляющее большинство запущенных
ИСЗ — нестационарного типа.
«ИСКУССТВЕННАЯ КОМЕТА» 177
ИСЗ С ЭЛЛИПТИЧЕСКОЙ СИНХРОННОЙ ОРБИТОЙ — исз,
движущийся по вытянутой орбите с временем обращения, кратным
суткам. Если период обращения ИСЗ равен одним суткам, то его
апогей будет располагаться всегда над одной и той же точкой поверх¬
ности Земли. При периоде обращения 0,5 суток апогей распола¬
гается поочередно над двумя точками. Изменяя наклон орбиты,
широту апогея и время запуска ИСЗ, можно расположить орбиту
над необходимыми районами Земли. При сильно вытянутой орбите
ИСЗ большую часть времени находится в районе апогея. При периоде
обращения 1 сутки высота в апогее 60 000—70 000 км, при 0,5 су¬
ток — 30 000—40 000 км. На эллиптич. орбиты, близкие к синхрон¬
ным, с периодом обращения 0,5 суток выведены ИСЗ: «Молния-1»,
«Космос-174», «Космос-260».
ИСЗ СТАЦИОНАРНЫЙ — ИСЗ, кажущийся с Земли неподвижно
«висящим» над определ. точкой ее поверхности. ИСЗ с. выводится
на круговую орбиту в экваториальной плоскости с высотой ок.
35 800 км в восточном направлении. С такого ИСЗ с. Земля будет
видна под углом 17°, что позволяет устанавливать радиосвязь
между пунктами на поверхности Земли в радиусе ок. 10 000 км.
Запущены стационарные ИСЗ: «Синком-3», «Эрли Берд» («Интел-
сат-1»), «Лэли Берд», «Кэнери Берд» («Интелсат-2»), ATS-1, ATS-3,
«Интелсат-ЗБ». Орбиты, близкие к стационарным, имеют ИСЗ:
OV2-5, OV5-4, LES-6.
«ИСКУССТВЕННАЯ КОМЕТА» — облако паров натрия, выпу¬
скаемое с борта космич. ракеты в определенной точке ее траектории.
Служит для осуществления оптич. наблюдений за полетом ракеты
и определения параметров ее траектории, а также для разл. науч.
исследований. Пары натрия, находящиеся в облаке «И. к.» в ато¬
марном состоянии, интенсивно рассеивают солнечный свет опреде¬
ленной длины волны, что позволяет, используя светофильтры,
наблюдать «И. к.» даже на сравнительно ярком фоне неба. «И. к.»
были образованы при полетах 1-й и 2-й сов. АМС «Лунт). На рас¬
стоянии 113—150 тыс. км их яркость соответствовала 4—6-й звезд¬
ным величинам. Для образования «И. к.» на борту последней ступени
Фотография «искусственной
кометы», полученная в 3 ч,
56 мин. 20 сек. московско¬
го времени 3 января 1959
(«Луна-1»)
7 Космонавтика
178 ИСКУССТВЕННАЯ ПЛАНЕТА
PH имелось устройство-испаритель, обеспечивавшее испарение 1 кг
натрия в течение 5—7 сек и выброс натриевого облака.
ИСКУССТВЕННАЯ ПЛАНЕТА — КЛА, движущийся по гелио-
центрич. орбите вне сфер действия Земли и планет, являющийся
искусств, спутником Солнца. Для перехода на подобную орбиту
КЛА необходимо сообщить скорость, равную второй космической
скорости или превышающую ее. Впервые И. п. была создана при
пуске первой сов. АМС «Луна-1» (янв. 1959). В И. п. после выхода
из сферы действия Земли превратились сов. и амер. КЛА: «Лу¬
на- 1,4,6», «Венера-1—7», «Марс-1», «Зонд-1,2,3», «Космос-146», «Пио¬
нер-4—9», «Рейнджер-3,5»; «Маринер-2—7», «Сервейер» (модель 1).
Эти И. п. движутся в области между орбитами Венеры и Мар¬
са — миним. расстояние от Солнца 97 млн. км («Зонд-1»), макс. ~
214 млн. км («Маринер-4»). На 1 мая 1970 запущено 29 И. п.: сов. —
14, амер. — 15 (без PH).
ИСКУССТВЕННАЯ ТЯЖЕСТЬ — #беспечивает комфорт и усло¬
вия существования, приближающиеся к земным, экипажу космич.
корабля, находящегося в длит, полете, и облегчает запуск бортовых
ЖРД. Кратковременно И. т. можно создать включением реактивных
двигателей, сообщающих ускорение центру масс корабля; такой
(^2 Вращение
Трос
Направление
искусственной тяжести
Общий центр
масс
Направление
искусственной тяжести
метод используют для обеспечения надежного запуска мощных
ЖРД (перед включением главного ЖРД на нек-рое время включают
малые вспомогат. двигатели). В течение длит, времени И. т. создают
путем вращения космич. корабля вокруг одной из его осей; центро¬
бежные силы инерции, развивающиеся в удаленных от оси враще¬
ния отсеках корабля, заменяют естеств. вес. Возможно создание
И. т. на двух космич. кораблях, соединенных тросом, путем их
вращения вокруг общего центра масс; в этом случае величина И. т.
легко регулируется изменением длины соединит, троса.
ИСКУССТВЕННЫЙ СПУТНИК ЗЕМЛИ - КЛА, предназнач.
для полета по геоцентрич. орбите. Для движения ИСЗ по этой
орбите ему должна быть сообщена скорость, равная или немного
большая первой космической скорости. Полет ИСЗ осуществляется
на высотах не менее 150—160 км во избежание быстрого торможения
в атмосфере, макс, высота полета (в апогее орбиты) может достигать
неск. сот тыс. км. Движение ИСЗ подчиняется законам небесной
механики. Период обращения по орбите зависит от ср. высоты полета
и может составлять от 1,5 час. до неск. суток. ИСЗ используются
для научных исследований и ряда прикладных задач (см. Исследо¬
вательский ИСЗ, Связной ИСЗ, Метеорологический ИСЗ, Нави¬
гационный ИСЗ, Военный ИСЗ, Советские ИСЗ). Первый в мире
ИСЗ запущен СССР 4 окт. 1957. До 1 мая 1970 выведено ок. 1090
ИСЗ разных типов: сов. — 431, амер. — 632, франц. — 5, запад-
ноевроп. организацией ESRO — 4, англ. — 3, канад. — 3, итал. —
2, австрал. — 1, западногерм. — 2, япон. — 1, китайск. — 1.
ИСКУССТВЕННЫЙ СПУТНИК СОЛНЦА 171)
По данным Центра противокосмич. обороны (США), регистри¬
рующего искусств, объекты, обращающиеся по орбитам, на 29 июня
1969 на орбиты ИСЗ выведено 4000 объектов (спутники, последние
ступени PH, обтекатели, переходники и пр.). На 24 июля 1969 на
орбитах ИСЗ находилось 1678 объектов, в том числе 369 спутников,
принадлежащих: 67 — СССР, 289 — США, 5 — Франции, 2 —
Англии, 3 — Канаде, 3 — Западноевропейской организации ESRO.
Регистрация производится по результатам обработки наблюдений,
поступающих от станций слежения, оснащенных радиотехнич. и
оптич. средствами.
ИСКУССТВЕННЫЙ СПУТНИК ЛУНЫ — КЛА, предназначен¬
ный для полета по селеноцентрич. орбите. ИСЛ должен быть снаб¬
жен РД, включаемым при подлете к Луне в сфере ее действия для
перехода на орбиту вокруг Луны (самостоятельный захват запущен¬
ного с Земли КЛА полем тяготения Луны невозможен). Первый
в мире ИСЛ — сов. АМС «Луна-10» (запущена 31 марта 1966).
К числу ИСЛ относятся также «Луна-И, 12, 14—16», «Лунар Орби-
терА—5», «Эксплорер-35». ИСЛ позволяют исследовать окололун¬
ное пространство, поле тяготения и др. физич. характеристики
Луны, рельеф ее поверхности путем фотосъемки и телевизионного
наблюдения. Фотосъемка лунной поверхности с передачей изобра¬
жения на Землю по телевизионной системе осуществлялась ИСЛ
«Луна-12» и «Лунар Орбитер». Измерения уровня гамма-излучения,
проведенные ИСЛ «Луна-10», позволили определить состав лунных
пород. По измерениям орбит ИСЛ «Луна» и «Лунар Орбитер» уточ¬
нены характеристики поля тяготения Луны. Полеты по около¬
лунным орбитам используются также в качестве промежуточных
этапов полета в лунной экспедиции (напр., в проекте «Апол¬
лон»). До 4 окт. 1970 на орбиты выведено 12 автоматич. ИСЛ
(без PH): сов. — 6, амер. — 6.
Орбиты ИСЛ различны; высоты периселения от 15 км до—800 км,
высоты апоселения от 870 км до — 6400 кж, наклонение к эквато¬
ру от нескольких градусов до 127°. В ряде случаев проводились
коррекции селеноцентрич. орбит. При полете КК «Аполлон-8» он
был переведен 24 дек. 1968 на селеноцентрич. орбиту (миним. высота
ок. 110 км) и в течение 10 витков являлся ИСЛ, после чего был про¬
изведен старт с орбиты и возвращение КК с экипажем на Землю.
«Аполлон-10» был выведен на селеноцентрич. орбиту 21 мая 1969,
сначала с высотой периселения 110 км, апоселения 313 км, затем
на почти круговую (высота периселения 111 км, апоселения 113 км).
Отделившаяся от КК лунная кабина с двумя космонавтами опусти¬
лась до высоты 15 км над поверхностью Луны, потом вышла на
орбиту с высотой периселения 23 км и апоселения 380 км\ совершив
2 оборота вокруг Луны, состыковалась с основным КК. 24 мая
после пребывания на селеноцентрич. орбите 61 час 40 мин. на
32-м витке полета вокруг Луны КК с тремя космонавтами перешел
на траекторию возвращения к Земле. «Аполлон-11» находился на
селеноцентрич. орбите 19—22 июля 1969, совершая маневры,
аналогично «Аполлону-10», для обеспечения посадки первых людей
на Луну. «А-12» находился на селеноцентрич. орбите 18—21 ноября
1969, совершая аналогичные маневры для обеспечения экспедиции
на Луну.
ИСКУССТВЕННЫЙ СПУТНИК СОЛНЦА — см. Искусствен¬
ная планета.
7*
180 ИСПАРИТЕЛЬ
ИСПАРИТЕЛЬ — теплообменник, в к-ром теплопередача сопро¬
вождается испарением рабочего вещества (теплоносителя или хлад¬
агента). И. служат, напр., для охлаждения воздуха, кислорода
и др., причем хладагентами являются вода, фреон и др. В СЖО КК
в связи с особенностями работы в условиях невесомости могут
применяться: вихревые И., в к-рых создается искусственное поле
тяжести путем вращения потока хладагента в неподвижных каналах
или его движения во вращающихся каналах; И. с капиллярными
материалами, в к-рых хладагент распределяется по теплообменной
поверхности благодаря силам поверхностного натяжения в капилля¬
рах набивки, и др. (см. Газификатор).
ИСПАРИТЕЛЬ КИСЛОРОДА — аппарат для получения газооб¬
разного кислорода из жидкого для наддува емкостей с жидким кис¬
лородом. И. к. — теплообменник, в к-ром жидкий кислород, теку¬
щий по змеевику, превращается в газообразный в результате
теплообмена с воздухом или горячим газом, омывающим змеевик.
ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ОРГАНЫ системы управления
движением — устройства, вырабатывающие управляющие воз¬
действия (управляющую силу и управляющий момент), прило¬
женные к КЛА. И. о. управляются чувствит. элементами системы
при помощи преобразующих устройств.
ИСПЫТАНИЕ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ - проверка на стен¬
дах и летными испытаниями работоспособности и осн. характери¬
стик РД и его агрегатов. И. р. д. бывают холодные и огневые. При
холодных И. р. д. сгорание топлива (нагрев рабочего тела) не про¬
исходит, а работа агрегатов часто выполняется на модельных жид¬
костях или газах; проверяются характеристики (обычно частично) —
прочность, герметичность, а также правильность функционирования
камер, газогенераторов, насосов, автоматики и др. агрегатов. Огне¬
вые И. р. д. проводятся со сгоранием топлива (нагревом рабочего
тела). Холодные и огневые И. р. д. и их агрегатов могут быть экспе¬
риментальными, доводочными стендовыми, контрольно-технологич.,
контрольно-выборочными (типовыми), спец, проверочными, меж¬
ведомственными или государственными. При экспериментальных
и доводочных стендовых И. р. д. исследуются разл. варианты кон¬
струкций агрегатов РД и выбираются оптимальные, проверяется
функционирование, определяются характеристики РД и их агрега¬
тов, работоспособность и ресурс работы РД с максимально воз¬
можным в стендовых условиях приближением к реальным условиям
эксплуатации; испытания ЖРД проводятся также в пределах,
превышающих эксплуатационные, изменяются коэфф. соотношения
компонентов ракетного топлива, давление в камере сгорания и га
зогенераторе, темп-pa компонентов топлива, входные давления и др.
параметры, при различных, в т. ч. и крайних, их сочетаниях.
В нач. стадии экспериментальных И. р. д. исследование часто
производится на модельных РД или на прототипах.
Контрольно-технологич. И. р. д. (КТИ) — официальные прове¬
рочные испытания на стенде каждого экземпляра РД в ходе серий¬
ного произ-ва, они определяют нормальность функционирования
РД и его агрегатов, а также соответствие замеренных осн. характе¬
ристик РД требованиям технич. условий. Контрольно-выборочные
(типовые) И. р. д. (КВИ) — официальные сдаточные испытания
серийной партии РД, при к-рых отдельные выбранные РД подвер¬
гаются стендовой проверке на ресурс работы и соответствие заме-
11CC Л Е/ {О ВАТЕЛ ЬСКIIЙ IIC3 181
репных осн. характеристик РД требованиям ТУ. Спец, провероч¬
ные И. р. д. (СПИ) — проводятся на серийных заводах обычно раз
в год; дают возможность проверить на стенде сохранение запаса
надежности путем испытания РД по расширенной программе на
режимах, существенно отличающихся от эксплуатационных. Конеч¬
ный этап И. р. д. — летные испытания, им предшествуют стендовые
И. р. д. в составе ракеты. Межведомственные или гос. испытания
(стендовые и летные) подтверждают завершение разработки двига¬
теля и освоения его серийного произ-ва. И. р. д. проводятся на
многочисл. спец, испытат. установках и стендах в лабораториях
и на испытат. станциях.
ИСПЫТАНИЯ АВТОНОМНЫЕ — испытания отдельных систем,
узлов и агрегатов КЛА и наземного оборудования, проводимые
с целью проверки правильности их функционирования на технич.
или стартовой позициях с помощью контрольно-испытательной
аппаратуры. И. а. — первый этап регламентных и предстартовых
испытаний.
ИСПЫТАНИЯ КОМПЛЕКСНЫЕ — совокупность операций,
проводимых на технич. и стартовой позициях с целью проверки
правильности функционирования всех систем, узлов и агрегатов
КЛА и наземного оборудования. При И. к. проводят в наземных
условиях имитацию предстартовой подготовки, пуска и полета
КЛА. И. к. выполняют с помощью проверочно-пусковой аппаратуры.
ИСПЫТАНИЯ ОТБОЙНЫЕ — совокупность операций, прово¬
димых с целью контроля правильности присоединения к КЛА на¬
земных коммуникаций и возвращения в исходное положение всех
систем, деталей и элементов КЛА, а также наземного оборудования,
принимавших участие в комплексных испытаниях.
ИСПЫТАНИЯ РЕГЛАМЕНТНЫЕ — совокупность операций,
проводимых через определ. промежутки времени (ежедневно, еже¬
квартально, ежегодно и т. п.) хранения и эксплуатации КЛА и
наземного оборудования с целью контроля их состояния, выявле¬
ния и устранения неисправностей. Объем И. р. зависит от степени
готовности ракетного комплекса к пуску КЛА. И. р. проводят
с помощью проверочно-пусковой аппаратуры.
ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКАЯ РАКЕТА — ракета для науч. исследо¬
ваний верхних слоев атмосферы, космич. пространства, Земли и т. д.
Обычно И. р. совершают вертикальный полет; высота подъема от
неск. десятков до неск. тыс. км. Многие И. р. имеют отделяемую
головную часть, в к-рой спускается на Землю часть науч. оборудо¬
вания. В СССР систематич. пуски И. р. проводятся начиная с 1949.
Большое число И. р. запущено также в США и некоторых других
странах.
ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИСЗ — ИСЗ, осн. назначение к-рого
состоит в проведении разл. науч. исследований космич. простран¬
ства, верхних слоев атмосферы, Земли и др. небесных тел с помощью
установленной на нем науч. аппаратуры. И. ИСЗ разнообразны
по весу, размерам, конструкции, характеру оборудования и при¬
борного оснащения. До 1 янв. 1969 запущено св. 400 И. ИСЗ; их
вес колеблется от неск. кг до ~ 17 т, высота полета — от 150 км до
400 тыс. км (в апогее). Результаты науч. измерений передаются
с И. ИСЗ на Землю в большинстве случаев с помощью радиоте-
леметрич. систем. Используется также приземление спускаемого
аппарата с науч. оборудованием и подопытными животными (напр.,
182 ИСТЕЧЕНИЯ СКОРОСТЬ
на ИСЗ «Космос-110»). К числу И. ИСЗ относятся сов. спутники
серии «Космос», «Электрою) и «Протон», амер. спутники серии
«Эксплорер», OSO, OGO, ОАО, «Пегас» и др. В ряде случаев науч.
приборы устанавливаются также и на ИСЗ, имеющих др. основное
назначение.
Исследовательский спутник
«ОГО-2» (США): 1 — корпус
с осн. бортовыми системами;
2 — солнечные батареи; 3 —
антенны; 4 — контейнеры
с науч. приборами; 5 —
стержень с соплами системы
ориентации; 6 — стержни
для выноса отдельных дат¬
чиков (длиной 6,7 м)
ИСТЕЧЕНИЯ СКОРОСТЬ — средняя осевая скорость газового
потока в выходном сечении сопла РД. Важнейший параметр РД,
определяющий экономичность при выбранном топливе (удельный
импульс). При увеличении И. с. затрата топлива при той же тяге
и при прочих равных условиях уменьшается. Для РДТТ И. с.
2—3 км/сек, для ЖРД 3—5 км/сек, для ЯРД с твердофазным реак¬
тором 7—9 км/сек и с газофазным реактором 15—25 км/сек, для
ЭРД — от 5 до 100 км/сек.
ИТАЛЬЯНСКИЕ ИСЗ. Первый ИСЗ «Сан-Марко-1» запущен
15 дек. 1964 в США; «Сан-Марко-2» — 26 апр. 1967 — с плавучей
платформы «Сан-Марко», находившейся в районе экватора. PH —
американская («Скаут»). Макс, высота апогея орбиты — 850 км
при высоте перигея ок. 200 км. ИСЗ предназначены для исследова¬
ния плотности атмосферы по аэродинамич. торможению и характе¬
ристик ионосферы по распространению радиосигналов на частоте
20,005 Мгц. Вес 115—130 кг; корпус сферический, диаметром
0,66 м; в полете ИСЗ не ориентирован; энергопитание бортовой
аппаратуры от химич. источников тока (ртутных батарей).
КАБЕЛЬ-ЗАПРАВОЧНАЯ БАШНЯ — агрегат стартовой пози¬
ции или стартовой системы; металлоконструкция башенного типа
для подвода к ракете электрик., заправочных, дренажных и пнев-
матич. коммуникаций и обслуживания ракеты. К.-з. б. монтируются
па пусковой системе или рядом с ней и имеют откидные коммуника¬
ции, соединяющие ракету с наземными коммуникациями. К.-з. б.
оборудованы лифтами и откидными площадками. Высота К.-з. б.
иногда св. 100 м, размер стороны квадрата основания до 20 м.
КАБЕЛЬНАЯ МАЧТА — элемент пусковой системы стартового
комплекса; металлоконструкция мачтового типа для подвода кабелей
и наземных частей электроразъемов электрич. сети стартовой
позиции к электроразъемам PH. К. м. обеспечивает подвод кабелей,
как правило, ко 2-й и последующим ступеням PH, однако необхо¬
димость в ней может возникнуть для подачи электропитания и на
1-ю ступень PH, если ее бортовые электроразъемы расположены
не на торце, а на боковой поверхности корпуса. К. м. закрепляется
на пусковой системе шарнирно (отбрасываемая) или жестко (ста¬
ционарная). В первом случае в процессе пуска PH К. м. отбрасы¬
вается от нее на нек-рый угол в сторону, отводя разрывной электро¬
разъем и освобождая место для взлета PH; отброшенная К. м.
падает на гидробуфер. Во втором случае К. м. жестко крепится
в вертик. положении на пусковой системе, и кабели с наземными
частями электроразъемов подводятся на разных уровнях по мост¬
кам (кронштейнам) и электроразъемам PH. В процессе пуска спец,
приводы отбрасывают (поворачивают) мостки с электроразъемами
от PH, освобождая место для ее взлета. К. м. в этом случае распо¬
лагается на расстоянии, гарантирующем ее от соударения со стар¬
тующей PH. Иногда К. м. и ее электроразъем стыкуются с PH
в МИК и, следовательно, транспортируются на стартовую позицию
вместе с PH. После установки PH на пусковую систему нижняя
часть К. м. шарнирно закрепляется на опоре К. м. Нередко К. м.
используется для подвода к ступеням PH также и заправочных
коммуникаций; в этом случае ее наз. кабель-заправочной мачтой.
КАВИТАЦИЯ — нарушение сплошности жидкости с образова¬
нием разрывов (пузырьков, каверн), заполненных парами; проис¬
ходит в зонах с низким давлением, равным давлению насыщенного
пара. Попадание пузырьков в область повышенного давления со¬
провождается их резкой конденсацией (захлопыванием) и микро-
гидроударами, к-рые вызывают эрозию материалов и др. нежелат.
явления. К. может иметь место в насосах, клапанах, магистралях
низкого давления и регулирующих органах РД. Различают разви¬
тую К., приводящую к срыву работы насоса, и местную, не оказы¬
вающую заметного влияния на характеристики насоса.
КАЖУЩАЯСЯ СКОРОСТЬ — скорость КЛА, определенная по
величине кажущегося ускорения; при движении в гравитац. поле
К. с. может значительно отличаться от истинной. К. с. определяется
приборами — интеграторами линейных ускорений или вычислит.
Устройствами, обрабатывающими показания акселерометров.
КАЖУЩЕЕСЯ УСКОРЕНИЕ — суммарное ускорение, сообщае¬
мое КЛА всеми действующими на него орлами (тягой РД, сопротив¬
Ш КАЖУЩЕЕСЯ УСКОРЕНИЕ
лением атмосферы и т. д.), за исключением сил гравитации. К. у.
отличается от истинного на величину ускорения, сообщаемого КЛА
силами притяжения Солнца и планет; при движении в мощном
гравитац. поле (напр., вблизи Земли) различие между истинным
и К. у. может быть значительным.
Камера ЖРД: а — принципиальная схема; б — камера ЖРД RZ-2 (Ан¬
глия), работающего на жидком кислороде и керосине, установленного на
ракете «Блю Стрик» (1 — карданный подвес камеры; 2 — подвод жидкого
кислорода; 3 — смесительная головка; 4 — трубопровод подачи керосина;
5 — пиротехнич. воспламенитель; 6 — электрич. проводник к воспламе¬
нителю; 7 — камера сгорания; 8 — критич. сечение сопла; 9 — ребра, обес¬
печивающие прочность и жесткость камеры; 10—реактивное сопло; 11 —
стенки камеры из трубок, по к-рым течет охладитель — керосин; 12 —
подвод керосина; 13 — подвод пускового топлива; 14 — решетка для вы¬
прямления потока жидкого кислорода)
КАМЕРА 185
КАМЕРА жидкостного ракетного двигате-
л я — осн. агрегат ЖРД, состоящий из К. сгорания, в к-рую вхо¬
дит смесит, головка, и сопла. К. сгорания бывают цилиндрич.,
конич. или шарообразной (грушевидной) формы. Большинство К.
сгорания имеют форму, близкую к цилиндрической (кроме смесит,
головки), выполняются в виде связанных между собой оболочек
(внутренней огневой стенки и наружной рубашки) либо из спаян¬
ных друг с другом тонкостенных трубок, подкрепленных снаружи
силовыми бандажами. Внутр. и наружная оболочки соединяются
между собой высокотемпературной пайкой через ребра, образован¬
ные на внутр. стенке, через гофрированные тонкостенные проставки
либо др. способами. Пространство между оболочками (зарубашеч-
ное пространство) или внутренняя полость трубок используются
для протекания жидкости, охлаждающей внутреннюю стенку.
При применении наружного охлаждения внутр. стенка делается
тонкой, в противном случае ее темп-pa со стороны продуктов сгора¬
ния будет чрезмерно высокой. Такая стенка работает в жестких
термич. условиях при высоком перепаде давлений между полостями
охлаждающей жидкости и продуктов сгорания. Наружная оболочка
является силовой. Коллекторы, через к-рые подается охлаждающая
жидкость в зарубашечное пространство, расположенные на закри-
тич. части сопла, одновременно служат элементами жесткости. На
участке, прилегающем к выходному сечению сопла ЖРД, менее
нагруженном термически, иногда отсутствует наружная рубашка,
а охлаждение осуществляется жидкостью, протекающей между
огневой стенкой и гофриров. проставкой. Если эта часть сопла не
охлаждается жидкостью, то отсутствует также и гофрированная
проставка (рис. с. 184).
КАМЕРА ракетного двигателя — основной агрегат
РД, создающий реактивную силу за счет истечения из него рабо¬
чего тела. К. РД состоит из К. сгорания и сопла, обычно соеди¬
ненных в одно целое. Граница между К. сгорания и соплом при¬
нимается условно. К. сгорания РД — основная часть К. РД.
В К. сгорания ЖРД через смесительную головку, являющуюся
ее составной частью, впрыскиваются компоненты топлива. В К.
сгорания РДТТ находится весь заряд топлива. При работе РД
в камере сгорания создаются высокие давления, достигающие
десятков и сотен am. Температура газа в К. сгорания 2000°—4500°.
Камера гибридного РД-09
J I I L
ооооооооооооооооо
. OOOOOOOOOQOQQQOQO
00000000000000006
[ооооооооооооооооо
ооооооооооооооооо
о о о о о о о о о о о о о о о О О
1111
186 КАНАДСКИЕ ИСЗ
КАНАДСКИЕ ИСЗ. Первый ИСЗ «Алуэтт-1» запущен 29 сент.
1962; «Алуэтт-2» — 29 ноября 1965; разработаны при участии США;
предназначены для исследования ионосферы. PH — американская
(«Тор-Аджена В»). Макс, высота апогея орбиты ок. 3 тыс. км, вес
145 кг, диаметр корпуса 1,07 м; в полете ИСЗ не ориентированы;
энергопитание бортовой аппаратуры от солнечных батарей, распо¬
ложенных на поверхности корпуса. Третий ИСЗ ISIS-1 запущен
30 янв. 1969 с испытательного полигона Ванденберг (США) с целью
исследования верхних слоев атмосферы.
КАНАЛ ТАНГАЖА, курса, крена, рысканья, вра¬
щения, — см. Тангаж, курс, крен.
КАННИНГЕМ (Cunningham), Уолтер (р. 1932, г. Крестон, шт.
Айова) — летчик-космонавт США. С 1950 — в ВМФ США, где освоил
профессию летчика. Позднее ушел с действит. воен. службы, но
остался в резерве морской пехоты (майор). Окончил Калифорний¬
ский ун-т со степенью бакалавра и докторантуру. По специальности
физик. Занимался проблемами магнетизма. С 1963 — в группе кос¬
монавтов Нац. управления по аэронавтике и исследованию космич.
пространства (США). Совместно с У. Ширрой и Д. Эйзелом совер¬
шил 11—22 окт. 1968 полет в космос в качестве члена экипажа КК
«Аполлон-7», сделавшего 163 оборота вокруг Земли.
КАПСУЛА — одно из наименований спускаемого аппарата
амер. ИСЗ и КК.
КАРДАННЫЙ ПОДВЕС — система крепления РД на ракете
с помощью универсального шарнира (кардана), позволяющая менять
положение продольной оси РД относительно оси РЛА с целью
изменения направления вектора тяги для обеспечения управления
полетом. Установка ЖРД на К. п. разрабатывалась В. П. Глушко
в ГДЛ в 1931.
КАРПЕНТЕР (Carpenter), Скотт (р. 1925, г. Боулдер, шт. Коло¬
радо) — летчик-космонавт США, капитан-лейтенант ВМФ. По окон¬
чании в 1954 Военно-морской школы летчиков-испытателей работал
в отделении электронных систем авиационно-испытательного центра
ВМФ. В 1962 окончил Колорадский ун-т по специальности авиац.
техника. С 1959 — в группе космонавтов Нац. управления по аэро¬
навтике и исследованию космич. пространства США. 24 мая 1962
совершил 5-часовой полет вокруг Земли (3 витка орбиты) на КК
«Меркурий» (МА-7, др. назв. — «Аврора-7»).
КАТАЛИЗАТОР — вещество, ускоряющее химич. реакцию и не
претерпевающее при этом постоянных химич. изменений, расходуе¬
мое лишь в связи с механич. уносом. Применяется в ракетной тех¬
нике для разложения нек-рых компонентов топлив или однокомпо¬
нентных топлив, напр. перекиси водорода, гидразина, и для др.
целей. Так, для перекиси водорода используются в качестве К.
окислы металлов, серебро и др.
КАТАЛИТИЧЕСКОЕ ОКИСЛЕНИЕ — метод минерализации от¬
ходов жизнедеятельности, основанный на высокотемпературном
разложении с последующим окислением выделившихся более про¬
стых органич. соединений на катализаторах (металлы Со, Fe, Ni,
их окислы). Применение катализаторов позволяет значительно сни¬
зить темп-ру К. о. и предотвращает отрицательные явления, вы¬
зываемые в минерализованных продуктах действием высоких темп-р
(возгонка калия и натрия, образование карбидов, выделение мо¬
лекулярного азота и т. д.). Оптимальные условия К. о.: темп-ра
КАТАПУЛЬТИРУЕМЫЙ КОНТЕЙНЕР 187
Катапультируемое
кресло (на подставке)
разложения от 300° до 500° и исходная темп-pa на катализаторе
от 200° до 800°. Степень минерализации 90—99%.
КАТАПУЛЬТА НАЗЕМНАЯ — стенд для тренировки летчиков
и космонавтов на ударные перегрузки, проведения физиология,
исследований, а также оценки различных типов катапультируемых
кресел. Перегрузки при катапультировании обычно не превышают
20—25 g при длительности действия 0,1—0,2 сек.
КАТАПУЛЬТИРОВАНИЕ — средство принудит, покидания Л А,
применяемое в авиац. и космич. практике. К. осуществляется вместе
с креслом, к-рое обычно приводится в движение пороховыми раке¬
тами (см. Аварийного спасения система). В КК «Восток» К. входило
в общую схему приземления космонавта. При К. возникают удар¬
ные перегрузки.
КАТАПУЛЬТИРУЕМОЕ КРЕСЛО — кресло космонавта, снаб¬
женное устройством для катапультирования из кабины и последую¬
щего спуска на парашюте. Катапультирование космонавтов перед
приземлением (на высоте неск. км) предусматривается в нек-рых
схемах посадки КК (см. «Восток»). К. к. обеспечивает также призем¬
ление космонавта в случае аварийной ситуации при старте КК и
выведении его на орбиту. К. к. имеет ряд систем и устройств: пиро-
технич. устройства катапультирования, парашютные системы,
запас кислорода и устройства для вентиляции скафандра, приемно¬
передающая радиоаппаратура, запас продуктов и предметов первой
необходимости, к-рые могут использоваться космонавтом после
приземления, и др. Опорные поверхности кресла обычно выложены
мягкими пластмассовыми подушками, выполненными по форме
прилегающих частей тела космонавта (рис.).
КАТАПУЛЬТИРУЕМЫЙ КОНТЕЙНЕР - контейнер с аппара¬
турой, подопытными животными или др. грузом, катапультируе¬
мыми из КЛА. В СССР использовался для размещения в нем под¬
опытных животных, находящихся на КЛА. Устанавливался на не¬
которых советских кораблях-спутниках и был прообразом ката¬
пультируемого кресла космонавта. В К. к. размещались: ка-
188 КАТАПУЛЬТИРУЕМЫЙ КОНТЕЙНЕР
бина для животных (собак) с автоматом кормления, ассенизаци¬
онным устройством и системой вентиляции; устройства ката¬
пультирования и парашютные системы; радиопередатчики для
Герметич. кабина для животных в катапультируемом контейнере на втором
сов. KG: 1 — баллон системы воздухоснабжения; 2 — пиротехнич. меха¬
низм катапультирования; 3 — блок радиопеленгаторного устройства;
4 — аккумуляторная батарея для прогрева пробирок с микробами; 5 — ак¬
кумуляторная батарея; 6 — блоки науч. аппаратуры; 7 — корпус контей¬
нера; 8 — датчик движения; 9— герметич. кабина с животным; 10 — ми¬
крофон; И — антенна радиопеленгаторного устройства; 12 — клапаны
иДоха и выдоха; 18 — телевизионная камера; 14 — зеркало; 15 — венти-
ляц. установка; 16 — автомат комбинированного питания
КЕПЛЕРА ЗАКОНЫ
180
пеленгации К- к. и другое оборудование. Катапультирование кон¬
тейнера производилось при спуске корабля на высоте ок. 7 км;
скорость его приземления 6—8 м,'сек.
«КАТЮША» — бесствольный многозарядный миномет, боевая
машина марок БМ13-СН, БМ8-48, БМ31-12 и их модификаций; пред¬
назначен для стрельбы реактивными снарядами. В народе получил
название «Катюша»; во время Великой Отечественной войны назы¬
вался гвардейским. В создание «К.» вложен большой труд
многих сов. ученых и конструкторов. Разработка ракетных дви¬
гателей на бездымном порохе проводилась Н. И. Тихомировым и
В. А. Артемьевым в Газодинамической лаборатории (ГДЛ) с 1921;
в марте 1928 были проведены успешные испытания активнореак¬
тивных мин. Разработка и официальные испытания чисто реак¬
тивных снарядов (PC) — прототипов снарядов для «К.»,—а также
многозарядных авиац. (самолетных) и однозарядных наземных
пусковых станков для них были осуществлены в ГДЛ под руковод¬
ством Б. С. Петропавловского при участии Г. Э. Лангемака, Е. С. Пе¬
трова, И. Т. Клейменова и др. в 1929—33. Окончат, отработка PC
проводилась в Реактивном научно-исследовательском институте
(РНИИ) под руководством Г. Э. Лангемака при участии В. А. Ар¬
темьева, И. Т. Клейменова, Ю. А. Победоносцева, Л. Э. Шварца
и др. В 1939 авиац. PC успешно использовались в боях с япон¬
цами у р. Халхын-Гол. В 1938—41 в РНИИ И. И. Гваем, В. Н. Гал¬
ковским, А. П. Павленко, А. С. Поповым и др. была создана много¬
зарядная пусковая установка, монтируемая на автомобиле высокой
проходимости, резко повысившая эффективность ракетного оружия.
Первый ракетный залп по немецким захватчикам был произведен
14 июля 1941 под Оршей батареей капитана И. А. Флерова. «К.»
сыграли большую роль в Великой Отечественной войне.
КВАЗИНЕЙТРАЛЬНАЯ ПЛАЗМА — см. Ионосфера.
КВАНТОВЫЙ УСИЛИТЕЛЬ — усилитель электромагнитных
колебаний, осуществляющий усиление за счет передачи энергии
от предварительно возбужденных атомов (молекул) вещества элек¬
тромагнитным колебаниям. Возбужденное состояние вещества
(чаще всего используется кристалл рубина, помещенный в резонатор
и охлажденный жидким гелием) возникает при действии на него
энергии СВЧ колебаний более высокой частоты, чем усиливаемая.
Осн. преимущество К. у. — чрезвычайно низкий уровень шумов
(шумовая темп-ра = 7°—10°К) и, следовательно, высокая чув¬
ствительность. В радиоприемниках космич. связи применяются па¬
рамагнитные К. у. с коэфф. усиления 20—30 дб и перестройкой
принимаемой частоты радиосигналов изменением внешнего постоян¬
ного магнитного поля.
КЕПЛЕРА ЗАКОНЫ — законы, описывающие невозмущенное
движение небесных тел. Были выведены Кеплером в нач. 17 в. из
собственных наблюдений и более точных — Тихо Браге, учителя
Кеплера. К. з. формулируются след, образом. Первый закон: орбита
планеты относительно Солнца есть эллипс, в фокусе к-рого находится
Солнце. Второй эакон: площадь, описываемая радиусом-вектором
планеты, пропорциональна времени, в течение к-рого она описана.
Третий закон: квадраты времен обращения 2 планет вокруг Солнца
относятся как кубы больших полуосей их орбит. Третий К. з.
не является вполне точным. Для планет Солнечной системы откло¬
нения ют третьего К. з. весьма невелики. Точность наблюдений,
190 КЕПЛЕРА УРАВНЕНИЕ
Н. И. Кибальчич И. Т. Клейменов У. Конгрев Ю. В. Кондратюк
имевшихся у Кеплера, едва ли позволяла обнаружить столь малые
отклонения.
КЕПЛЕРА УРАВНЕНИЕ — уравнение, связывающее аномалию
эксцентрическую с аномалией средней и имеющее вид Е — е sin Е — М,
где: е — эксцентриситет, Е — эксцентрич. аномалия, М — ср. ано¬
малия. Для определения Е из К. у., как правило, используется
метод последоват. приближений.
КЕРОСИН — горючее для ЖРД, смесь углеводородов, полу¬
чаемая при перегонке нефти в интервале 150°—300° или крекинге.
Прозрачная бесцветная или желтоватая высококипящая жидкость
с характерным запахом, плотность 0,82—0,84 г/сле3, t°njl менее —60°.
Слабо токсичен. Химически стабилен, инертен по отношению
к конструкц. металлам, но примеси воды, сернистых соединений и
органич. кислот активизируют коррозию. Склонен к нагарообразо-
ванию. Имеет большую эффективность, чем спирты, но меньшую,
чем диметилгидразин несимметричный. Широко применяется сов¬
местно с жидким кислородом, концентрированной перекисью водо¬
рода и азотнокислотнь:ми окислителями. К. доступен, дешев,
удобен в эксплуатации. Широко распространен в технике, произ-во
имеет обширную сырьевую базу.
КИБАЛЬЧИЧ, Николай Иванович (1853—81) — народоволец-ре¬
волюционер, автор первого в мире проекта ракетного летательного
аппарата для полета человека. В проекте К. рассмотрел устройство
порохового двигателя, управление полетом путем изменения угла
наклона двигателя, программный режим горения, обеспечение
устойчивости аппарата и др. В 1871—75 К. учился в Ин-те путей
сообщения и Медико-хирургич. академии в Петербурге. В 1875 был
арестован за хранение народнич. литературы и ок. 3 лет пробыл
в тюрьме. В 1878 перешел на нелегальное положение и заведовал
лабораторией взрывчатых веществ исполнит, комитета «Народной
воли». Талантливый изобретатель, отдавший жизнь в борьбе с ца¬
ризмом, К. изложил свой проект во время кратковрем., перед
казнью, тюремного заключения в Петербурге. Именем К. назван
кратер на обратной стороне Луны.
КИНОТЕОДОЛИТНАЯ СТАНЦИЯ — служит для съемки на
кинопленку PH в период ее полета на активном участке. Поскольку
пространств, ориентация оси объектива кинотеодолита в период
слежения за PH непрерывно фиксируется, расшифровка кинопленки
со снимками позволяет определить многие параметры траектории
полета PH. На космодромах устанавливается сеть К. с., работу
к-рых синхронизирует служба единого времени.
КИСЛОРОДНАЯ ЕМКОСТЬ КРОВИ 191
Один из первых снимков Земли из кос¬
моса, сделан летчиком-космонавтом
Г. Титовым во время полета с высоты
250 км
КИНО-ФОТООБОРУДОВА¬
НИЕ КЛА — кино- и фотоаппа¬
ратура на борту КЛА для съемки
Земли, других небесных тел, кос¬
монавтов (внутри КК и при выходе
в космос), а также для регистра¬
ции отдельных процессов в по¬
лете (сближение и стыковка ко¬
раблей на орбите, поведение жид¬
кости в невесомости и др.). Такие
съемки, проводимые на черно¬
белую, а также и на цветную
пленку, позволяют получить цен¬
ные данные для многих отраслей
науки (астрономии, геофизики,
метеорологии, космич. биологии
и медицины и др.) и для реше¬
ния ряда технич. задач. Особое значение имеют фото- и кино¬
съемки поверхности др. небесных тел (Луны, Марса) и космо¬
навтов в открытом космосе. Киносъемка Земли из космоса впер¬
вые осуществлена с борта К К «Восток-2». Первая в истории ки¬
носъемка космонавта при выходе в космическое пространство
была сделана на советском К К «Восход-2» с помощью специаль¬
ной кинокамеры, размещенной в герметизированном боксе;
фото- и киносъемки проводились также при полетах амер. К К
«Джеминай». Фотоаппаратура спец, типа входит в состав т. н.
фототелевизионных систем, устанавливаемых на автоматич. КЛА
для фотографирования др. небесных тел.
КИСЛОРОД ЖИДКИЙ 02 — высокоэффективный криогенный
окислитель для ЖРД. Низкокипящая жидкость голубого цвета,
плотность 1,14 г/см3 (—183°), *°Кип — 182,98°, /°пл — 218,76°. Неядо¬
вит, взрывобезопасен, но пожароопасен. Обычные горючие в К. ж.
не самовоспламеняются. Конструкц. материалы, соприкасающиеся
с К. ж., должны обладать пластичностью при низкой темп-ре и
стойкостью против возгорания в нем. К. ж. широко применяется
с керосином, иногда с аммиаком, несимметричным диметил гидрази¬
ном, а также с жидким водородом; использовался со спиртами. До¬
ступен и дешев, получается из воздуха. К. ж. как окислитель для
ЖРД предложен К. Э. Циолковским в 1903.
КИСЛОРОД МЕДИЦИНСКИЙ — кислород, полученный электро¬
лизом воды, может быть использован для дыхания и, в частности,
для регенерации воздуха в герметич. кабине КК. К. м. не должен
содержать вредных для человека примесей: окиси углерода, газо¬
образных кислот и оснований, озона и др., иметь цвет и запах.
В К. м. содержится: кислорода не менее 98,5%, аргона и азота
0,5—1,5%, влаги не более 0,07 г/м3. К. м. жидкий, кроме того,
не должен содержать кристаллов воды, механич. примесей, масла.
КИСЛОРОДНАЯ ЁМКОСТЬ КРОВИ — количество гемоглобина,
способное присоединять кислород, Каждый грамм гемоглобина
192 КИСЛОРОДНО-ДЫХАТЕЛЬНАЯ АППАРАТУРА
связывает 1,36 см8 02. Следовательно, К. е. к., содержащей в каж¬
дом см3 0,14 г гемоглобина, — около 0,19 см3 02. Нормальное содер¬
жание кислорода в крови достигает 20% ее объема, причем раство¬
ренного— 0,3%. Практически весь переносимый кровью кисло¬
род (18,7%) связан с гемоглобином и образует легкодиссоциирующее
химия, соединение гемоглобина и кислорода — НЬ02 (оксигемо-
глобин). Кровь человека, содержащая 600—700 г гемоглобина,
будучи вся насыщена кислородом, может связать ок. 1 л 02.
КИСЛОРОДНО-ДЫХАТЕЛЬНАЯ АППАРАТУРА — приборы
для обогащения кислородом вдыхаемого воздуха. Различают при¬
боры, подающие 02 или обогащенный им воздух в легкие под тем
давлением, к-рое окружает человека, и приборы с избыточным дав¬
лением. К.-д. а. бывает бортовой, или стационарной, переносной.
КИСЛОРОДСОДЕРЖАЩИЕ ВЕЩЕСТВА — вещества, способные
поглощать влагу и углекислый газ и выделять кислород, — надпе-
рекиси щелочных металлов (К02, Na02, LiOz). Используются при
создании систем регенерации воздуха герметич. кабин КК. В среднем
человек выделяет 40—50 г/час воды и потребляет примерно 25 л!час
кислорода; для получения этого количества кислорода необходимо
13,2 г!час воды, вследствие чего в СЖО используются дополнит,
устройства, обеспечивающие должную очистку воздуха от влаги и
углекислого газа, применяются дополнит, осушитель воздуха и
поглотители углекислого газа, в результате чего исключается воз¬
можность увеличения концентрации кислорода выше предельно
допустимых значений. Использование К. в. с более высоким содер¬
жанием кислорода, напр. озонидов щелочных металлов, приводит
к еще большему уменьшению веса системы. СЖО с К. в. предназна¬
чены для кратковрем. полетов с длительностью до 10—15 суток,
в частности СЖО КК «Восток» и «Восход» применяли К. в. В про¬
цессе жизнедеятельности человека также выделяются К. в. — вода
и углекислый газ; содержание в них кислорода более чем в 3,5 раза
превышает потребности человека. При создании СЖО, способных
получать кислород из углекислого газа и воды и производить
очистку воды от вредных примесей, будет практически обеспечен
полный кругооборот веществ по воде и кислороду, причем вес и
габариты таких СЖО не будут зависеть от длительности полета.
Подобные физико-химические СЖО предназначаются для реге¬
нерации воздуха в кабинах КК при длительных космич. полетах.
КИТАЙСКИЙ ИСЗ — запущен 24 апр. 1970 китайской PH;
вес 173 кг (возможно, с последней ступенью); высота перигея 439 км,
апогея 2384 км, наклон орбиты 68,5°, период обращения вокруг
Земли 114 мин. Вел радиотелеметрии, передачу.
КЛАПАН ДРЕНАЖНО-ПРЕДОХРАНИТЕЛЬНЫЙ — см. Арма¬
тура заправочных систем.
КЛАПАН ЗАПРАВОЧНЫЙ — см. Арматура заправочных си¬
стем.
КЛАПАН ОТСЕЧНОЙ — клапан, входящий в состав гидро- или
пневмоавтоматики ЖРД, КЛА, космодрома, предназначенный для
быстрого герметичного перекрытия гидро- или пневмомагистра¬
лей. Время закрытия К. о. составляет, как правило, доли секунды.
К. о. приводится в действие давлением управляющего газа, жид¬
кости, пороховых газов пиропатрона, электромагнитом.
КЛАПАН СЛИВНОЙ — см. Арматура заправочных систем.
КОЛЛОИДНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 193
КЛАУСТРОФОБИЯ — боязнь замкнутых пространств. Необхо¬
димость длительного пребывания в герметич. кабине КК и в космич.
скафандрах требует строгого отбора кандидатов в члены экипажей
с целью выявления лиц, склонных к К. Наиболее эффективны испы¬
тания в сурдокамере.
КЛЕЙМЕНОВ, Иван Терентьевич (1898—1938) — один из руко¬
водителей и организаторов работ по ракетной технике в СССР.
В 1932—33 — начальник Газодинамической лаборатории, 'в 1933 —
1937 — начальник Реактивного научно-исследовательского инсти¬
тута. Его именем назван кратер на обратной стороне Луны.
(Портрет, с. 190).
КЛЮЧ ПУСКА — ключ для замыкания электрических цепей
пульта при пуске PH. Хранится отдельно и вставляется в гнездо
пульта только при получении соответствующей команды для исклю¬
чения несанкционированного приведения в действие систем пульта.
КОАГУЛЯЦИЯ — уменьшение степени дисперсности, т. е. уве¬
личение размеров частиц к.-л. дисперсной системы, в результате
изменения температуры, концентрации раствора, прибавления
к.-л. соли и т. д., а также центрифугирования и воздействия
электрич. поля (электрокоагуляция). К. целесообразно использо¬
вать как один из методов предварит, очистки сан.-бытовых вод
в СЖО КК. Если в продуктах сгорания топлив РД есть конденси¬
рующиеся соединения, то может происходить их К. в сопле, умень¬
шающая удельный импульс РД.
КОЛЕБАНИЯ ТОПЛИВА вбаках КЛА — явление, влияю¬
щее, в большинстве случаев, отрицательно на устойчивость КЛА
и осложняющее работу его системы угловой стабилизации. Осо¬
бенно сильно К. т. сказываются на PH, где вес жидкого топлива
может достигать 80—90% общего начального веса ракеты. Для
уменьшения К. т. в баках устанавливают дополнительные пере¬
городки.
КОЛЛИНЗ (Collins), Майкл (р. 1930, Рим) — летчик-космонавт
США, подполковник ВВС. В 1952 окончил Воен. академию США.
Служил летчиком-испытателем на авиац. базе ВВС Эдвардс.
С 1963 — в группе космонавтов Нац. управления по аэронавтике
и исследованию космич. пространства (США). Совместно с Дж. Янгом
18 июля 1966 совершил полет в космос на К К «Джемини-10» в каче¬
стве второго пилота. Во время полета К. дважды выходил из ко¬
рабля в космос. При встрече с ракетой-целью «Аджена-8» он при¬
близился к ней и снял с нее устройство для исследования микро-
метеорных частиц.
16—24 июля 1969 совершил полет к Луне совместно с Н. Арм¬
стронгом и Э. Олдрином в качестве пилота осн. отсека КК «Апол¬
лон-11». 19—22 июля находился (59 час. 27 мин. 55 сек.) на раз¬
личных селеноцентрич. орбитах, обеспечивая отстыковку лунного
отсека с Н. Армстронгом и Э. Олдрином для посадки на Луну и
пристыковку его после возвращения. Поддерживал связь с Землей
и космонавтами, находившимися на Луне. На 31-м витке вокруг
Луны КК «Аполлон-11» был переведен на траекторию возврата
к Земле.
КОЛЛОИДНЫЙ ПОРОХ — см. Гомогенное твердое ракетное
топливо.
КОЛЛОИДНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — электростатич.
13Д с реактивной струей, состоящей не из ионов, а из сравнительно
194 КОМАНДНО-ИЗМЕРИТЕЛЬНЫЙ КОМПЛЕКС
тяжелых электрически заряженных коллоидных частиц (наир.,
капелек масла, твердых частиц и др.), у к-рых отношение массы
к заряду весьма велико. Поэтому для получения приемлемой ско¬
рости истечения требуются очень большие ускоряющие напряже¬
ния (до неск. млн. в). Находится в стадии экспериментальной
разработки.
КОМАНДНО-ИЗМЕРИТЕЛЬНЫЙ КОМПЛЕКС—см. Космодром.
КОМАНДНЫЙ ПУНКТ — защищенное подземное или полу-
подземное сооружение стартового комплекса космодрома, в к-ром
сосредоточена аппаратура для дистанц. и автоматич. управления
операциями по установке на пусковую систему и вертикализации
PH, заправке компонентами топлива и сжатыми газами, а также
проверочно-пусковая аппаратура. Запуск PH может производиться
также и с выносного К. п., расположенного на значит, расстоянии
от пусковой системы, в т. ч. и на технической позиции.
КОМАРОВ, Владимир Михайлович (1927, Москва, — 1967) —
летчик-космонавт СССР, инженер-полковник. Дважды Герой Совет¬
ского Союза. Член КПСС с 1952. Окончил Моек. спец, школу ВВС
в 1945, Батайское воен. авиац. училище в 1949 и Военно-воздуш¬
ную инженерную академию в 1959 (Москва). С 1960 в отряде кос¬
монавтов. Впервые в мире, совместно с К. П. Феоктистовым и
Б. Б. Егоровым, совершил полет в космос на многоместном КК
«Восход». Пилотируемый К. корабль был выведен на орбиту 12 окт.
1964 и за сутки пребывания в космосе 16 раз облетел земной шар,
пройдя расстояние ок. 700 тыс. км. С кораблем была установлена
двусторонняя связь; с корабля велись телевизионные передачи.
24 апр. 1967 во время испытания нового КК «Союз-1» К. погиб
при посадке после суточного полета вокруг Земли. Именем К.
назван кратер на обратной стороне Луны.
КОМБИНИРОВАННЫЕ МЕТОДЫ НАВИГАЦИИ КЛА — соче¬
тают разл. средства и принципы навигации (инерциальной, астроно¬
мической и радионавигации). Наиболее распространенные К. м. н. —
радиоинерциальный и астроинерциальный. При решении сложных
задач возможна комбинация всех 3 осн. методов навигации.
КОМБИНИРОВАННЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — РД, пред¬
ставляющий собой сочетание двигателей разных типов, напр. ра¬
кетно-прямоточный, турборакетный, ядерно-электрич. и др. Нек-рые
К. р. д. могут найти применение в космонавтике.
КОМЕТЫ — тела Солнечной системы, наблюдаемые на небе
в виде туманных, перемещающихся относительно звезд, объектов
со светлым сгустком внутри — ядром. У ярких К. виден хвост. При
приближении К. к Солнцу ядро прогревается и из него выделяются
газы и пыль. Последние создают вокруг ядра туманные оболочки,
к-рые вместе с ядром составляют голову К. Под действием светового
давления, а также взаимодействия с солнечным ветром газы и пыль
уносятся прочь от ядра, образуя хвосты, направленные в сторону,
противоположную Солнцу. Масса К. (1014— 2020 г) сосредоточена
гл. обр. в ее ядре. Поперечники ядер К. составляют от 0,5 км до
50 км, поперечники головы — от неск. тыс. км до 2 млн. км, меняясь
у одной и той же К. при изменении ее расстояния от Солнца;
у нек-рых К. хвост наблюдался на расстоянии до 200 млн. км от
ядра. Твердое ядро К., состоящее из различных льдов с примесью
нелетучих веществ, светит отраженным светом Солнца; газы головы
(углерод, циан и др.) и хвоста (окись углерода, азота и др. нейтраль-
КОНГРЕВ i 95
Орбиты комет Галлея
и Энке — Баклунда
Комета Морхауза
пые и ионизиров. молекулы), находящиеся в чрезвычайно разреж.
состоянии, светятся под действием солнечных лучей в процессах
резонансного излучения и флуоресценции. К., движущихся вокруг
Солнца по явно эллиптич. орбитам, известно ок. 200. Короткоперио-
дич. К. каждые неск. лет приближаются к Солнцу, растрачивают
свой запас газов и разрушаются. Большинство К. имеет орбиты,
в тысячи раз большие поперечника планетной системы; их периоды —
млн. лет. Все К. — члены Солнечной системы и лишь редкие из
них, вследствие внешних возмущений приобретая гиперболич.
орбиты, уходят из нее. К. наз. по фамилиям лиц, открывших или
изучивших их движение. Среди периодич. К., возвращение к-рых
к перигелию произойдет до 1986, выбрано 5 [Темпля 2 (1967),
Энке — Баклунда (1974), Д’Аррэ (1976), Копфа (1983) и Галлея
(1986)], у к-рых условия благоприятны для посылки AM С с целью
изучения К.
КОМПРЕССОРНАЯ СТАНЦИЯ — передвижная или стационар¬
ная установка, комплекс агрегатов, аппаратов, контрольных при¬
боров и средств управления для сжатия воздуха, азота или гелия.
Космодромная К. с. имеет рабочее давление до 400 am, оборудуется
установками для осушки газов до влажности, соответствующей
точке росы не выше —55°.
КОНГРЕВ (Congreve), Уильям (1772—1828) — полковник англ,
армии, сторонник боевого применения пороховых ракет и конструк¬
тор различных типов таких ракет. К. заимствовал опыт индусов,
использовавших ракеты против англичан (сражения при Серинга-
иатаме в 1792 и 1799). В 1801 К. начал работать над усовершенство¬
ванием ракет с целью увеличения дальности их полета. Осн. пре¬
имуществом ракетной артиллерии К. считал отсутствие отдачи.
Добившись успеха, К. со своими ракетами участвовал в воен. дей¬
190 КОНДЕНСАТ АТМОСФЕРНОЙ ВЛАГИ
ствиях англичан против г. Булони с моря (особенно удачно приме¬
нение ракет было в 1806). Боевые зажигательные ракеты с успехом
использовались англичанами в 1807 против Копенгагена и в 1813
при осаде Гданьска и в битве под Лейпцигом. Последние типы ракет
К. имели дальность 2700 м, вес до 20 кг и были, в зависимости от
назначения, зажигательными, фугасными, шрапнельными и освети¬
тельными. Для улучшения кучности боя К. после 1813 ввел ракеты
с центральным направляющим хвостом. (Портрет, с. 190).
КОНДЕНСАТ АТМОСФЕРНОЙ ВЛАГИ — жидкость, полученная
в герметич. кабинах КК в результате конденсации водяных паров,
выделяемых живыми организмами. Содержит незначит. количество
примесей летучих веществ, выделяемых с кожных покровов и при
дыхании, химич. вещества, выделяемые конструкц. материалами
К К и бортовым оборудованием, а также летучие вещества из
гигиенич. и бытовых вод, пищевых продуктов и их остатков.
Суточное количество К. а. в. от 1 человека от 1 до 2 л, следова¬
тельно, он может служить одним из источников пополнения запасов
воды на КК при полетах длительностью св. 2 недель. Воды, регене¬
рированной из К. а. в., достаточно для удовлетворения половины
суточной потребности человека — 4 л в сутки, включая миним.
количество воды для сан.-гигиенич. целей (1,8 л), приготовления
пищи (1,0 л) и питья (1,2 л). Для регенерации воды из К. а.в. могут
быть использованы различные физико-химич. методы, напр. лио-
филизация и др. Регенерация воды из К. а. в. со значит, технич.
примесями требует дополнит, методов очистки — радиац. облуче¬
ния или фотохимия, окисления.
КОНДИЦИОНИРОВАНИЕ ВОЗДУХА — автоматич. поддержа¬
ние заданных параметров воздуха (давления, темп-ры, влажности,
газового состава) в герметич. кабине КК, а также обеспечение вен¬
тиляции кабины и очистки воздуха от вредных примесей с целью
создания комфортных условий для космонавтов. К. в. производится
с помощью систем кондиционирования, являющихся составной
частью общей СЖО КК.
КОНДРАТЮК, Юрий Васильевич (1897—1942) — один из пио¬
неров сов. ракетной техники. К 1919 разработал осн. проблемы
космонавтики (в труде «Тем, кто будет читать, чтобы строить»),
В 1929 опубликовал теоретич. исследование «Завоевание межпла¬
нетных пространств», отчасти повторившее и дополнившее работы
К. Э. Циолковского. Ряд вопросов ракетодинамики и ракетострое¬
ния нашел в трудах К. новое решение. Независимо от Циолковского
и будучи незнаком с его исследованиями, К. оригинальным методом
вывел осн. ур-ния движения ракеты. В его трудах содержится раз¬
работка следующих проблем: энергетически наивыгоднецших траек¬
торий космич. полетов, теории многоступенчатых ракет, промежу¬
точных межпланетных заправочных ракетных баз в виде спутников
планет, экономичной посадки ракет на планету с использованием
торможения атмосферой. К. предложил полеты к Луне и плане¬
там с выходом на орбиту их ИС и последующим отделением взлет¬
но-посадочного КК как энергетически выгодные, а также исполь¬
зование гравитационного поля встречных небесных тел для дораз-
гона или торможения КА при полете в Солнечной системе. Им
предложены в качестве топлива для РД нек-рые металлы, металло¬
иды и их водородные соединения, напр. бороводороды. Именем
К. назван кратер на обратной стороне Луны. (Портрет, с. 190).
КОНСЕРВАЦИЯ ВЫДЕЛЕНИЙ 107
КОНЕЧНЫЙ ВЕС — вес ракеты в момент выключения ее дви¬
гателя. В К. в., кроме веса полезного груза (для составной ракеты —
веса последующей ступени) и веса конструкции, входит также вес
оставшегося топлива, главную часть к-рого обычно составляет
гарантийный запас топлива.
КОНЕЧНЫЙ УЧАСТОК СБЛИЖЕНИЯ (причаливание)
КЛА — участок траекторий сближения КЛА, на к-ром их собствен¬
ные размеры и расстояние между пими соизмеримы между собой.
Конечная задача сближения накладывает ограничение на угловое
положение КЛА, напр. в случае сборки КЛА должны быть обра¬
щены друг к другу стыковочными (монтажными) узлами. Это за¬
трудняет управление сближением и в ряде случаев заставляет
использовать на КЛА неск. РД, позволяющих перемещать его в
различных направлениях без изменения углового положения.
КОНИЧЕСКИЕ СЕЧЕНИЯ — кривые 2-го порядка, получаемые
в результате сечения конуса плоскостью, не проходящей через вер¬
шину конуса. К. с. окружность, эллипс, парабола и гипербола.
КОНРАД (Conrad), Чарлз (р. 1930, Филадельфия) — летчик-
космонавт США, капитан 1-го ранга ВМФ. По окончании в 1953
Принстонского ун-та служил в ВМФ. В 1961 окончил Военно-мор¬
скую школу летчиков-испытателей в штате Мэриленд и работал
в ней летчиком-испытателем, инструктором и инженером. Затем
служил на Военно-морской авиац. базе в Мирамаре. В 1962 был
отобран гв группу космонавтов Нац. управления по аэронавтике и
исследованию космич. пространства (США). Свой 1-й полет в космос
совершил 21—29 авг. 1965 совместно с Г. Купером на КК «Дже-
мини-5» в качестве 2-го пилота. 2-й полет в космос совершил (сов¬
местно с Р. Гордоном) в качестве командира КК «Джемини-11».
«Джемини-11» был выведен на орбиту 12 сентября 1966 и за 71 час
17 мин. совершил 44 оборота вокруг Земли, пролетев расстояние
—1,8 млн. км. В полете была произведена стыковка с ракетой-целью
«Аджена» и впервые на КК была создана искусственная грави¬
тация.
3-й полет в Космос совершил 14—24 ноября 1969 (совместно
с Р. Гордоном и А. Бином) длительностью 10 суток 4 ч. 36 мин.
в качестве командира корабля «Аполлон-12» по маршруту Земля —
Луна — Земля. Выполнил с А. Бином посадку в Океане Бурь
19 ноября 1969. Дважды выходил на поверхность Луны. Всего
пробыл на Луне 31 ч. 31,5 мин.
КОНСЕРВАНТЫ — антисептич. вещества, действующие стери-
лизующе на микроорганизмы. В практике космич. полетов К. при¬
меняются для сохранения (консервации) питьевой воды и пищевых
продуктов на борту КК, а также для обеззараживания мочи и кала.
Пищевые К. — сернистый ангидрид S02 и его водные растворы (при
содержании S02 от0,15% до 0,3%), бензойная кислота (С6Н5СООН)
и ее натриевая соль (C6H5COONa) в дозировке 0,07—0,10%, пова¬
ренная соль, сахар в высоких концентрациях, антибиотики. Для
консервации питьевой воды применяются препараты серебра
(электролитическое серебро 0,1; 0,2 и 0,4 мг/л, азотнокислое —
1,5 и 2 мг/л, препарат «Кумазин» — 5,0 и 100 мг/л), наиболее
перспективно ионное серебро в концентрациях 0,125 мг/л.
КОНСЕРВАЦИЯ ВЫДЕЛЕНИЙ — обработка жидких и твердых
отходов жизнедеятельности живых организмов на борту КК при
помощи химич. препаратов (консервантов) с целью предотвращения
108 КОНСТАНТИНОВ
К. И. Копстан- С. П. Королёв Г. М. Крамаров Г. Э. Лангемак
типов
их биохимия, разложения во время хранения или этап физико-химич.
регенерации воды. Существуют многочисл. комбинации химикатов,
наир, перекись водорода, трехокись хрома, хлор, ионы тяжелых
металлов и т. д.
КОНСТАНТИНОВ, Константин Иванович (1818—1871) — рус¬
ский ученый в области механики, приборо- и машиностроения и
конструирования, произ-ва и применения боевых пороховых ракет,
инженер, генерал-лейтенант. В 1836 окончил Михайловское арт.
училище. С 1849 — командир Петербургского ракетного заведения,
с 1850 — командир Петербургского ракетного завода. В 1859—61
прочел цикл лекций для артиллерийских офицеров о боевых поро¬
ховых ракетах. С 1867 руководил Николаевским ракетным заводом.
К. заложил основы науки о боевых ракетах. С 1847 он системати¬
чески работал над изучением, усовершенствованием и произ-вом
ракет, исследовал их баллистич. свойства, осуществил наиболее
совершенные для 19 в. конструкции с дальностью полета 4—5 км,
рекомендовал новые приемы применения ракет в воен. деле. К. ука¬
зывал: «В каждый момент горения ракетного состава количество
движения, сообщаемого ракете, равно количеству движения исте¬
кающих газов» («Артиллерия», ч. II, СПБ, 1857, стр. 261). Незави¬
симо от К. это же равенство получил К. Э. Циолковский и из него
вывел основное уравнение ракетодинамики. К. принадлежит боль¬
шое число науч. статей по разл. вопросам техники и авторство ряда
арт. приборов: электробаллистич. прибора для измерения скорости
полета снарядов, прибора для измерения высоты полета сигнальных
ракет, оптич. дальномера, ракетного баллистич. маятника и др.
Гл. печатные труды — статьи К. в «Артиллерийском журнале» за
1845—67 и в «Морском сборнике» за 1854—66, книги «Боевые ра¬
кеты» (1857) и «О соевых ракетах» — лекции, прочитанные в Михай¬
ловской арт. академии (изд. в СПБ, 1864).
КОНТРОЛЬНО-ИЗМЕРИТЕЛЬНЫЕ ПРИБОРЫ заправоч¬
ных систем — служат для измерений и контроля параметров
при заправке PH. Регистрируемые и контролируемые параметры:
давление в гидравлич. магистралях, пневмосистеме (управляющей
исполнит, органами гидроарматуры) и газовой подушке заправочной
емкости; величина вакуума в термоизоляции хранилища для крио¬
генных топлив; давление в баллонных батареях ресиверной; давле¬
ние в пневмосистеме и бортовых баллонах PH; темп-pa, расход и
уровень компонентов топлива; число оборотов, напряжение и ток
приводных электродвигателей насосных установок, положение
запорных органов гидроарматуры; наличие жидкости в заправочных
КОНФЕРЕНЦИИ 190
магистралях и т. д. Давление в заправочных системах измеряется
манометрами, мановакуумметрами или датчиками давления. Чув-
ствит. элемент датчиков давления — деформируемая мембрана;
электрич. преобразователи применяются потенциометрич. или
индуктивного типа. В качестве дистанц. термометров используют
термопары, термисторы и реже газовые или жидкостные ампулы,
в к-рых при изменении теми-ры окружающей среды изменяется
давление или объем. Расход топлива измеряется с помощью сужаю¬
щихся устройств или расходомерами. Уровень топлива фиксируется
уровнемерами индуктивного, емкостного типа или ультразвуковыми
локаторами. Число оборотов измеряется электротахометрами. Поло¬
жение запорных органов гидроарматуры определяется по показа¬
ниям датчиков пути или конечных выключателей; первые — датчики
потенциометрич. типа, вторые — устройства, замыкающие цепь;
по такому же принципу работают и сигнализаторы наличия жид¬
кости. Выходные параметры всех регистрирующих датчиков в виде
электрич. сигналов поступают в систему управления процессами
заправки, а также к регистрирующим самопишущим и визуаль¬
ным вторичным приборам.
КОНУС УБЕГАНИЯ — телесный угол (в форме конуса с вертик.
осью), характеризующий данную точку в экзосфере, внутри к-рого
вероятность вылета частиц из атмосферы без соударений достаточно
велика (напр., не менее 0,5). К. у. расширяется с ростом высоты,
на данной высоте диаметр К. у. определяется концентрацией частиц,
шкалой высот и величиной газокинетич. эффективного сечения соуда¬
рений. Внутри К. у. лежат траектории частиц, испаряющихся из
атмосферы.
КОНФЕРЕНЦИИ по космонавтике — междунар. и нац.
науч. совещания по проблемам космонавтики и космич. исследо¬
ваниям. Одними из наиболее важных междунар. К. являются кон¬
грессы Международной астронавтической федерации, проводимые
ежегодно, начиная с 1950, как правило осенью, в разных странах —
членах МАФ, напр., XV конгресс состоялся в 1964 в Варшаве,
XVI конгресс — в 1965 в Афинах, XVII конгресс — в 1966 в Мад¬
риде. Общие сессии конгрессов МАФ обычно посвящены след, проб¬
лемам: ракетным двигателям, астродинамике, космич. навигации,
управлению и слежению за космич. аппаратами, проблемам возвра¬
щения в атмосферу, проектированию космич. систем, метеорологии.,
связным и геодезии. ИСЗ, биоастронавтике и СЖО. Во время кон¬
грессов МАФ собираются также симпозиумы Международной астро¬
навтической академии и коллоквиумы Международного ин-та
космического права. Также ежегодно проводятся пленарные совеща¬
ния КОСПАР; одновременно с ними созываются Международные
науч. симпозиумы, на к-рых любой ученый может сделать доклад
о результатах исследований, полученных при помощи ИСЗ, космич.
зондов, ракет и воздушных шаров. К. проводятся также междунар.
науч. союзами и орг-циями (Междунар. союз по теоретич. и приклад¬
ной механике, Междунар. союз по геодезии и геофизике, Междунар.
науч. радиосоюз, Междунар. союз по телесвязи, Междунар. федера¬
ция автоматич. управления и т. д.), созываются орг-циями отдель¬
ных стран (NASA, Амер. геофизич. союз, Амер. ин-т авиации и
космонавтики, Нем. общество ориентации и навигации и т. д.).
Во всех странах, имеющих отношение к космонавтике, проводятся
конгрессы, конференции и совещания.
200 КОНЦЕНТРИРОВАНИЕ УГЛЕКИСЛОГО ГАЗА
КОНЦЕНТРИРОВАНИЕ УГЛЕКИСЛОГО ГАЗА, извлеченного
из атмосферы кабины КК, производится для последующей его ути¬
лизации. В ряде СЖО целесообразно использование углекислого
газа, выдыхаемого космонавтами, для регенерации из него кисло¬
рода. В системах очистки воздуха при регенерации адсорбентов
получают углекислый газ в смеси с др. компонентами. К. у. г. мо¬
жет быть осуществлено методами вымораживания, поглощения сор¬
бентами с последующей десорбцией концентрированной углекис¬
лоты и последоват. насыщения одного и того же сорбента (гипер¬
сорбция) с десорбцией подогревом или иным способом и др.
КОРДИТ — см. Гомогенное твердое ракетное топливо.
КОРИДОР ВХОДА в атмосферу — диапазон высот полета
спускаемого аппарата, движущегося со второй космической ско¬
ростью, в пределах к-рого обеспечивается «захват» аппарата атмо¬
сферой с посадкой в заданный район Земли. Границы К. в. выби¬
раются из условия торможения спускаемого аппарата до первой
космической скорости во время первого погружения в атмосферу,
минимального веса тепловой защиты аппарата и перегрузок на
участке спуска. Диапазон примерно ±10 км от номинальной
высоты входа.
КОРМЛЕНИЕ ЖИВОТНЫХ на КЛА. Проверены 2 способа.
Первый заключается в использовании автомата кормления —
периодически движущейся конвейерной ленты с гнездами, в к-рые
вставлены коробки с желеобразной смесью из высококалорийной
КОРОЛЕК
201
Кормление собаки на ИСЗ «Космос-110»:
1 — герметич. контейнер животного;
2 — ппсвмосистема с баллоном сжатого
газа; 3 — трубка; h — пищевой контей¬
нер; 5 — пищепровод; 6 — шланг; 7 —
фармакологии, контейнер
пищи и воды; попадание каждой
из коробок во время движения
в место расположения люка перед
лапами животного и их открытие
с характерным шумом заставляют
заранее обученное животное брать
корм. Второй способ — подача пи¬
щи и воды из контейнера по пшце-
проводу непосредственно в же¬
лудок путем выдавливания при
помощи пневматических устройств
(рис. с. 200, 201).
КОРОЛЁВ, Сергей Павлович (1906—66) — сов. ученый, кон¬
структор ракетно-космич. систем, академик (с 1958, чл.-корр.
АН СССР с 1953). Член КПСС с 1953. Дважды Герой Социалистич.
Труда, лауреат Ленинской премии. Род. в г. Житомире в семье
учителя. В 1924 окончил в Одессе профессиональную строительную
школу. С 1927 работал в авиац. промышленности. В 1930 окончил
Московское высшее технич. училище и одновременно Московскую
школу летчиков. Создал ряд конструкций успешно летавших пла¬
неров. После знакомства с работами К. Э. Циолковского К. увлекся
идеями создания ЛА ракетного типа. В окт. 1931 К. встречался
с Ф. А. Цандером, совместно с ним участвовал в организации
Московской группы изучения реактивного движения, к-рую возгла¬
вил в конце 1931. В 1932 К. был одним из организаторов, а затем
начальником Группы изучения реактивного движения (ГИРД),
в к-рой была создана и в августе 1933 запущена первая советская
жидкостная ракета «ГИРД-09». После слияния в конце 1933 ГИРД
и Газодинамической лаборатории (ГДЛ) и образования Реактивного
научно-исследовательского института (РНИИ) К. был назначен
заместителем директора по научной части, а с начала 1934 — руко¬
водителем отдела ракетных летательных аппаратов. В 1934 была
издана его работа «Ракетный полет в стратосфере». Им был разра¬
ботан ряд проектов, в т. ч. летавшая в 1939 управляемая крылатая
ракета 212 и ракетопланер РП-318, впервые в СССР совершивший
полет под управлением летчика В. П. Федорова (1940). Во время
Великой Отечеств, войны К. работал в ГДЛ-ОКБ зам. гл. кон¬
структора двигателей, занимаясь проблемой оснащения серийных
боевых самолетов жидкостными ракетными ускорителями. В этой
должности К. состоял в 1942—46. Дальнейшая деятельность К.
как руководителя крупного коллектива была направлена на созда¬
ние мощных ракетных систем.
В истории освоения космич. пространства с именем К. связана
эпоха первых замечат. достижений. Выдающиеся организаторские
способности и талант большого ученого позволили ему на протяже¬
нии ряда лет направлять работу многих н.-и. и конструкторских
коллективов на решение больших комплексных задач. Научные и
202 КОРОЛЁВА МЕДАЛЬ
технич. идеи К. получили широкое применение в ракетной и космич.
технике в СССР. Под его руководством были созданы многие бал-
листнч. и геофизич. ракеты, PH и пилотируемые К К «Восток» и
«Восход», на к-рых впервые в истории были осуществлены космич.
полет человека и выход человека в космич. пространство. Ракстно-
космич. системы, во главе разработки к-рых стоил К., позволили
впервые в мире осуществить запуски ИС Земли и Солнца, полеты
АМС к Луне, Венере и Марсу и произвести мягкую посадку на
поверхность Луны. Под его руководством были созданы ИСЗ серий
«Электрон» и «Молния-1», многие ИСЗ серии «Космос», первые
экземпляры межпланетных разведчиков серии «Зонд».
К. являлся конструктором собственно ракет, космич. станций
и кораблей. Ракетные двигатели, системы управления полетом
и нек-рые др. бортовые системы, а также весь комплекс наземного
стартового оборудования разрабатывались другими конструкто¬
рами. Совместный труд этих конструкторов и возглавляемых ими
коллективов с рядом н.-и. ин-тов и заводов привел к развитию
и достижениям отечественной ракетно-космич. науки и техники.
К. воспитал многочисленные кадры ученых и инженеров. Имя К.
как одного из основоположников практич. космонавтики присвоено
крупнейшему образованию (талассоиду) на обратной стороне Луны.
(Портрет, с. 198).
КОРОЛЁВА МЕДАЛЬ — золотая настольная медаль, учрежден¬
ная в 1966 Академией наук СССР за выдающиеся работы в области
ракетной техники и космонавтики.
КОРОНА СОЛНЦА — см. Солнце.
КОРПУС РДТТ — состоит из цилиндрич. или др. формы обечайки
и 2 днищ. Обычно обечайка и днища изготавливаются сваркой
листовых заготовок с последующей термообработкой; длинная
цилиндрич. часть может свариваться из стальной ленты. Для К.
РДТТ применяются наиболее прочные стали, иногда он выпол¬
няется из стеклопластика путем намотки тонких (до 0,009 мм)
нитей или лент, пропитанных разл. смолами. Стеклопластиковые
корпуса легче стальных, но требуют более тщательного соблюдения
технология, режимов. Сопла РДТТ изготавливают из разл. мате¬
риалов, наиболее теплонапряженная околокритич. часть сопла
делается из графита, тугоплавких металлов п их сплавов, менее
теплонапряженная закритич. часть сопла — стальная, пластмассо¬
вая или графитовая.
КОРРЕКТИРУЮЩИЙ ПИТАТЕЛЬНЫЙ РАСТВОР — раствор
на основе минеральных солей или минерализованных отходов (из
запаса), предназначенный для поддержания постоянства концентра¬
КОСМИЧЕСКАЯ ПРОГРАММА ВЕЛИКОБРИТАНИИ 90S
ции биогенных элементов в питат. среде при длит, культивировании
низших автотрофных организмов в СЖО КК. К. п. р. должен воз¬
мещать потребляемую часть биогенных элементов в звене выращи¬
вания автотрофов СЖО, состав его определяется потребностью авто-
трофов, условиями и режимом их культивирования.
КОРРЕКТИРУЮЩИЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ - РД, вклю¬
чаемый в космич. полете для исправления (коррекции) направления и
величины скорости полета космич. аппарата. Обычно К. р. д. — ЖРД
многократного запуска, работающий на долгохранимом топливе.
КОРРЕКЦИЯ ДВИЖЕНИЯ — исправление орбиты при дви¬
жении космич. объекта. Выполняется путем сообщения импуль¬
сов надлежащей величины и направления на нек-рых участках
орбиты.
КОРРЕКЦИЯ ОРБИТЫ ИСЗ — малый маневр ИСЗ, выполняе¬
мый для поддержания к.-л. параметров орбиты вблизи заданных
значений. Часто встречающийся вид К. о. — коррекция периода
орбиты ИСЗ. Его применяют, напр., на нек-рых связных ИСЗ для
поддержания периода их обращения равным величине звездных
суток или целой части этой величины, тем самым достигается син¬
хронизация обращения спутника с суточным вращением Земли и
неизменное расположение трассы спутника относительно наземных
пунктов связи. Коррекция периода орбиты необходима также при
создании ИСЗ стационарного.
КОРРЕКЦИЯ ПИТАТЕЛЬНОГО РАСТВОРА — операции, в ре¬
зультате к-рых питат. раствор для растений в СЖО доводится до
принятого стандарта путем удаления избыточных количеств эле¬
ментов и соединений (хлористый натрий, органич. вещества, мета¬
болиты) или растворением необходимых минеральных солей микро-
и макроэлементов. Для К. п. р. применяются минеральные соли,
а также минерализованные отходы жизнедеятельности (зола, моче¬
фекальные смеси).
КОРРЕКЦИЯ ТРАЕКТОРИИ — маневр, исправляющий траек¬
торию КЛА в соответствии с результатами траекторных измерений
и вытекающим из них прогнозом движения. При К. т. КЛА сооб¬
щается корректирующий импульс бортовым РД, направление кор¬
ректирующего импульса, в зависимости от результатов траекторных
измерений, может быть любым. Затраты энергии, а также точность,
с к-рой должны выдерживаться величина и направление коррек¬
тирующего импульса, зависят от места проведения коррекции.
На КЛА, совершающих дальние перелеты (к Луне, Марсу, Венере),
энергетически наиболее выгодна К. т. на раннем этапе полета;
точность, требуемая при выработке корректирующего импульса,
напротив, снижается по мере приближения к цели. При выборе
места К. т. находят компромиссное решение между этими двумя про¬
тиворечивыми зависимостями. Неизбежные погрешности при К. т.
и постепенно накапливающиеся отклонения траектории аппарата
от расчетной заставляют повторять К. т. при дальних перелетах
многократно (2—3 раза и более).
КОСМИЧЕСКАЯ ПРОГРАММА ВЕЛИКОБРИТАНИИ — вклю¬
чает проведение геофизич. экспериментов с использованием англ,
зондирующих ракет «Скайларк», «Блэк Найт», «Блю Стрик», «Ягуар»,
«Скуа». Разрабатывается более мощная ракета «Петрел». По про¬
грамме сотрудничества с США в Великобритании создана науч.
аппаратура для ИСЗ «ИК-1» и «ИК-2» («Ариел»), предназначенных
204 КОСМИЧЕСКАЯ ПРОГРАММА ИТАЛИИ
для исследования ионосферы, выведенных на орбиту в апреле 1962
и 27 марта 1964. След. ИСЗ этой серии «ИК-3» будет целиком англий¬
ским. Ведутся работы по созданию нац. трехступенчатой PH «Блэк
Эрроу»; разрабатывается проект трехступенчатого ракетоплана
«Мустард». Великобритания участвует в создании ИСЗ ESRO-1
и ESRO-2, HEOS-A, большого астрономич. ИСЗ LAS и связных
ИСЗ. Участие Великобритании в программе ELDO заключается
в создании 1-й ступени PH «Европа-1», в качестве к-рой исполь¬
зуется ракета «Блю Стрик».
КОСМИЧЕСКАЯ ПРОГРАММА ИТАЛИИ — предусматривает
разработку совместно с США ИСЗ «Сан-Марко» для исследования
характеристик ионосферы и атмосферы в экваториальной области.
Первый ИСЗ этой серии был запущен в 1964 при помощи амер.
ракеты «Скаут»; для запусков последующих ИСЗ этой серии (их
предполагается изготовить 12) той же PH построена морская плат¬
форма, установленная в экваториальной части Индийского океана.
Созданные при университетах Италии группы космич. исследований
выполняют обширную программу изучения земной атмосферы и
ионосферы, космич. лучей, солнечного рентгеновского излучения.
Италия является членом «ESRO» и «ELDO», университетские группы
космич. исследований подготавливают эксперименты, к-рые будут
проведены на ИСЗ «ESRO» и зондирующих ракетах. Как член
«ELDO» Италия участвует в разработке первого эксперименталь¬
ного ИСЗ, к-рый будет испытываться на ракете «Европа-1».
КОСМИЧЕСКАЯ ПРОГРАММА США — осуществляется Нац.
управлением по аэронавтике и исследованию космич. простран¬
ства, министерствами обороны и торговли США. Осн. направления:
пилотируемые космич. полеты, разработка ИСЗ прикладного назна¬
чения, науч. исследования околоземного и межпланетного про¬
странства, освоение Луны и планет. В программу пилотируемых
космич. полетов входят: проект «Аполлон» — полет КК с 3 космо¬
навтами к Луне с высадкой на поверхность начиная с 1969; проект
«Джемипи», осуществленный (после выполнения программы «Мер¬
курий») в качестве подготовки к выполнению проекта «Аполлон», —
орбитальные полеты КК с 2 космонавтами на борту, во время к-рых
отрабатывалась стыковка на орбите, выход космонавта в космич.
пространство и изучались вопросы переносимости космонавтами
условий длит, пребывания в космосе; проекты пилотируемых орби¬
тальных лабораторий. В программе ИСЗ прикладного назначения:
связные ИСЗ, в том числе стационарные ИСЗ типа «Синком» и
«Эрли Берд», системы ИСЗ для целей глобальной радиосвязи; метео¬
рология. ИСЗ серий «Тирос», «Нимбус» и ESSA; системы навигац.
ИСЗ для службы навигации самолетов и кораблей; ИСЗ для прове¬
дения биологич. исследований в космосе; геодезич. ИСЗ серии
«Секор»; технич. ИСЗ для целей отработки и испытания систем
оборудования «Сатар», «Старт» и ATS. В программе науч. исследо¬
ваний околоземного и межпланетного пространства: ИСЗ «Экспло¬
рер» для исследования атмосферы, космич. лучей и микрометеорных
частиц; ИСЗ RAE (радиоастрономия. «Эксплорер») для исследова¬
ния радиоизлучения небесных объектов; ОАО (орбитальная астро¬
номич. обсерватория); О GO (орбитальная геофизич. обсерватория);
OSO (орбитальная солнечная обсерватория); IMR («Межпланет¬
ная наблюдат. платформа») для изучения межпланетной радиации
и магнитных полей в окрестности Луны и Земли; космич. зонды
КОСМИЧЕСКАЯ ПЫЛЬ 205
(спутники Солнца) «Пионер» для получения данных о солнечном
ветре. В программе освоения Луны и планет: КЛА «Сервейер» для
мягкой посадки на Луну с целью исследования лунной поверхности
и передачи телеметрии, и фотографии, данных на Землю (для выбора
места посадки КК «Аполлон»); ИСЛ «Лунар Орбитер» для фотогра¬
фирования лунной поверхности и изучения условий в окрестности
Луны (подготовка к выполнению проекта «Аполлон»); АМС «Мари-
нср» для полета к планетам Марс и Венера (с пролетом) и получения
науч. данных о них; АМС «Викинг» для посадки на Марс и прове¬
дения на нем экзобиологич. и атм. исследований.
КОСМИЧЕСКАЯ ПРОГРАММА ФРАНЦИИ — осуществляется
Над. центром космич. исследований CNES, образованным в 1961.
Началась с обширной программы геофизич. исследований с исполь¬
зованием зондирующих ракет («Вероника», «Веста», «Драгон»,
«Белье», «Центавр», «Эридан») и высотных баллонов. С 26 ноября
1965 Франция стала третьей космич. державой, самостоятельно
осуществляющей запуски К А. Первые франц. ИСЗ («Диапазон»,
«Астерикс», «Диадем», «FR-1») предназначались для геофизич. иссле¬
дований. Их запуск осуществлялся франц. PH «Диамант» и амер.
PH «Скаут». Основу нац. К. п. Ф. составляют работы по созданию
ИСЗ разл. назначения: для навигац. обслуживания самолетов —
«Диоскуры», метеорологических — «Кондор», для радиоисследова¬
ний магнитосферы Земли в период пика солнечной активности —
«Розо», связных — «Сарос» и др. Их запуск будет производиться
усовершенствованными франц. PH «Супер Диамант», «Диожен-2»,
«Вулкан», «Регент» с нового космодрома во Франц. Гвиане.
Франция активно участвует в междунар. космич. программах:
по разработке исследовательских ИСЗ ESRO, HEOS и PH «Европа-1»
(Францией создана 2-я ступень «Корали») — с западноевропейскими
странами; по осуществлению цветной телесвязи с использованием
ИСЗ «Молния-1» — с СССР; по разработке связного ИСЗ «Симфо¬
ния» — с ФРГ; по программе «ЭОЛ», предусматривающей примене¬
ние ИСЗ для сбора метеорология, данных от баллонов, запущенных
на постоянную высоту, — с США.
КОСМИЧЕСКАЯ ПРОГРАММА ФРГ — включает изучение верх¬
них слоев атмосферы и ионосферы, магнитного поля Земли, космич.
лучей. 7 нояб. 1969 запущен ИСЗ «Азур-1» для изучения радиац.
пояса и излучения солнечных вспышек. Спутник выведен на орбиту
амер. PH «Скаут» в США. 10 марта 1970 запущен ИСЗ «Диал» франц.
PH «Диамант-Б». Совместно с США в ФРГ разрабатывается проект
пуска космич. зонда к Юпитеру. В качестве члена «ESRO» ФРГ
участвует в создании спутника «HEOS-А». По программе «ELDO»
ФРГ разрабатывает 3-ю ступень PH «Европа-1».
КОСМИЧЕСКАЯ ПРОГРАММА ЯПОНИИ — предусматривает
исследование верхних слоев атмосферы Земли и космич. простран¬
ства при помощи япон. ракет серий «Каппа» и «Ламбда». Разраба¬
тывается более мощная зондирующая ракета «Мю». Запуск первого
япон. ИСЗ весом 23 кг произведен 11 февр. 1970 ракетой «Ламб-
да-4С-5». Планируется создание метеорология., навигац. и связ¬
ного ИСЗ. По планам совместного сотрудничества с США Япония
изготовляет аппаратуру, к-рая будет установлена на нескольких
зондирующих ракетах США.
КОСМИЧЕСКАЯ ПЫЛЬ — мельчайшие частицы твердого
космич. вещества. Образуется при дроблении и распаде астероидов,
206 КОСМИЧЕСКАЯ РАКЕТА
комет, а также в результате выброса в космич. пространство мель¬
чайших частиц поверхностных слоев Луны и спутников планет при
падении на них крупных метеоритов. Зарегистрированы неоднократ¬
ные выпадения на земную поверхность облаков К. п., а общее ее
количество, ежегодно оседающее на поверхность Земли, по оценкам
различных авторов, заключено в пределах 104—10е т. В состав
пылевых кометных хвостов входят частицы К. п. с поперечником
порядка 10-5 см и массой 10~13 г. Такие частицы К. п. регистриру¬
ются датчиками современных К Л А, но и они, по-видимому, не яв¬
ляются пределом раздробленности твердого космич. вещества. Длит,
воздействие К. п. на КЛА выражается в т. н. метеорной эрозии, раз¬
рушающей за год слой материала толщиной от 10~6 до 10-4 см.
КОСМИЧЕСКАЯ РАКЕТА (КР) — предназначена для запуска
автоматич. или пилотируемых аппаратов в космич. пространство,
на орбиты ИСЗ и к др. небесным телам. Совр. К. р. — многоступен¬
чатая баллистич. ракета (PH), несущая полезный груз (КО); в слу¬
чае дальних полетов обычно выводится на орбиту ИСЗ с после¬
дующим стартом с этой орбиты. См. Космические летательные
аппараты.
КОСМИЧЕСКАЯ СВЯЗЬ. В космосе широко используются си¬
стемы связи самого различного назначения: для передачи инфор¬
мации (телеметрической, спец, измерительной, телефонной, теле¬
графной, телевизионной и пр.); для передачи сигналов команд
и управления КЛА; для проведения траекторных измерений.
Без систем К. с. не может обойтись ни один КЛА. Более широко ис¬
пользуется радиосвязь, но в ряде случаев применяется и оп¬
тическая связь.
Системы К. с. можно разделить по направлению связи на три
вида: 1) между земными пунктами связи и ИСЗ или др. КЛА;
2) между двумя или несколькими земными пунктами связи через
какие-либо аппараты или искусственные средства, расположенные
в космосе; 3) между КЛА. В зависимости от назначения линии связи,
типа и назначения КЛА скорости передачи информации и приме¬
няемые средства могут быть резко различны. Напр., значительно
различаются линии связи земной пункт — ИСЗ на низкой орбите
и земной пункт — дальний межпланетный КЛА. Для связи с ИСЗ
характерны: большая скорость изменения направления связи,
весьма малое время взаимной видимости, относительно небольшие
дальности и соответственно достаточно большие уровни сигналов;
для связи с дальними КЛА — крайне малые уровни принимаемых
сигналов, но значительно большее время взаимной видимости,
поскольку изменение направления земной пункт — дальний КЛА
определяется в основном скоростью суточного вращения Земли.
Основные особенности космич. систем связи, отличающие их
от наземных систем связи: непрерывное (часто весьма быстрое)
изменение положения КЛА; необходимость знания текущих коор¬
динат КЛА и наведения приемных и передающих антенн земного
пункта связи на заданный КЛА; непрерывное изменение частоты
принимаемых сигналов за счет Доплера эффекта; ограниченные и
изменяющиеся во времени зоны взаимной видимости земного пункта
и КЛА; ограниченная мощность бортовых передатчиков КЛА;
большие дальности и вследствие этого работа с весьма малыми
уровнями принимаемых сигналов. Все эти особенности вынуждают
создавать для К. с. спец, комплексы аппаратуры, включающие:
КОСМИЧЕСКАЯ СВЯЗЬ 207
наводящиеся антенны больших размеров; приемные устройства
с малым уровнем шумов; высокоэффективные системы обнаружения,
выделения и регистрации сигналов. Необходимость знания текущего
положения КЛА требует периодич. измерения его координат и
вычисления параметров его траектории. Т. о., система К. с. может
существовать только при совместном действии измерит, средств
(система траекторных измерений), вычислительного центра и ком¬
плекса управления КЛА. Для каналов К. с. в зависимости от их
направления и назначения применяются различные диапазоны ча¬
стот. Распределение частот и порядок их использования опреде¬
ляются регламентом радиосвязи.
Связь Земля — КЛА. Связь между земным пунктом и
КЛА предназначается для обеспечения двусторонней передачи
всех видов необходимой информации. Линии Земля — борт КЛА
(3 — Б) и борт КЛА — Земля (Б — 3) несут разную информацион¬
ную нагрузку и имеют различный энергетический потенциал. Линия
3 — Б обеспечивает передачу на КЛА сигналов команд управле¬
ния, сигналов траекторных измерений, при обитаемых КК —
связь (телефон, телеграф, телевидение) с космонавтами. Линия
Б — 3 осуществляет: контроль управления, траекторные измере¬
ния, передачу телеметрия, измерений и целевой информации (напр.,
метеорология., научной, навигац. или др., в зависимости от назна¬
чения КЛА), а также связь экипажа с Землей в обитаемых К К.
Линия Б — 3, как правило, имеет значительно более низкий энер-
гетич. потенциал, т. к. мощность передатчика КЛА ниже мощности
передатчика земной станции в линии 3 — Б (обычные мощности на
КЛА единицы — десятки вт, на земной станции единицы —
десятки кет). Однако основной поток информации идет именно по
линии Б — 3. Это вынуждает применять на земных пунктах для
приема информации с КЛА антенны с весьма большой эффективной
площадью (десятки м2), а в случае приема информации с межпла¬
нетных КЛА, поскольку мощность принимаемого сигнала умень¬
шается пропорционально квадрату расстояния, необходимы эффек¬
тивные площади в сотни и тысячи м2. Эффективные площади
2—5 тыс. м2 достигаются только в уникальных дорогостоящих
антенных системах. При этом может быть обеспечена телефонная
связь на расстояния до Венеры и Марса.
Начало радиосвязи с человеком в космосе было положено 12 апр.
1961, когда летчик-космонавт Ю. А. Гагарин впервые в истории
человечества облетел Землю на К К «Восток» и во время всего полета
поддерживал устойчивую двустороннюю телефонно-телеграфную
связь с Землей на КВ и УКВ. В последующих полетах КК «Восток»
и «Восход» радиосвязь с Землей совершенствовалась и была с успе¬
хом опробована между КК в групповых полетах. Во время полета
на КК «Восток-2» в авг. 1961 впервые из космоса на Землю переда¬
валось изображение летчика-космонавта Г. С. Титова; был приме¬
нен бортовой магнитофон для записи речи и автоматич. ускоренного
считывания записи по командам с Земли при полете КК вблизи
земной станции связи. При передаче телевизионного изображения
для сужения спектра частот число кадров было уменьшено до
Ю в сек. В дни группового полета летчиков-космонавтов А. Г. Нико¬
лаева и П. Р. Поповича в авг. 1962 родилось советское космовиде¬
ние, к-рое в дальнейшем прочно вошло в практику космич. полетов
и позволило телезрителям стать свидетелями полета многоместных
208 КОСМИЧЕСКАЯ СВЯЗЬ
КК «Восход» и выхода в открытое космич. пространство летчика-
космонавта А. А. Леонова.
Наибольшая дальность двусторонней радиосвязи достигнута
при полетах АМС к планетам, напр., при полете «Марс-1» к Марсу
(1962) радиосвязь поддерживалась до расстояния 106 млн. км,
«Маринер-2» к Венере (1962) — на всем пути, «Венера-4, 5, 6» —
на всем пути, включая спуск в атмосфере Венеры (1967, 1969),
«Маринер-4» к Марсу (1965) — на всем пути. После фотографиро¬
вания Марса «Маринер-4» начал передачу изображений на Землю
с расстояния 215 млн. км. В 1967 при сближении «Маринер-4» с Зем¬
лей вторичная связь с ним была установлена с расстояния
346 млн. км.
Связь через ИСЗ. Обычно связь на большие расстоя¬
ния обеспечивается по радиорелейным линиям прямой видимости,
состоящим из двух оконечных и ряда промежуточных пунктов —
ретрансляторов. Расстояние между промежуточными пунктами
определяется пределами прямой видимости. На Земле это обычно
не более 50—70 км. При установке одного промежуточного ретран¬
слятора на борту ИСЗ с высокой орбитой обеспечивается связь
между двумя пунктами, удаленными на тысячи км. Связные ИСЗ
могут применяться как в отдельных линиях связи, так и в сетях
радиорелейных линий для передачи телевизионных программ,
многоканальной телефонии и телеграфии и др. видов информации.
Для связи могут использоваться ИСЗ, обращающиеся но различным
орбитам и на разных высотах. Основные варианты орбит для связ¬
ных ИСЗ: круговая стационарная (см. ИСЗ стационарный), сильно
вытянутая эллип*ич. синхронная (см. ИСЗ с эллиптической син¬
хронной орбитой), средневысокая круговая, низкая круговая.
ИСЗ на стационарной орбите постоянно находится над выбран¬
ной точкой экватора и обеспечивает круглосуточную связь между
земными станциями на широтах меньше 75° в радиусе до 8000 км
от точки, над к-рой расположен спутник. Три таких ИСЗ, нахо¬
дящихся на равном удалении вдоль экватора, осуществляют связь
любых земных станций в пределах указанных широт. Весьма удобны
сильно вытянутые эллиптич. синхронные орбиты с апогеем над
центром обслуживаемой линии связи и с периодом обращения
в половину или целые сутки. При надлежащем выборе угла накло¬
нения и места расположения апогея орбиты спутник будет большую
часть времени суток находиться в пределах видимости из заданного
района. Для районов, расположенных на широтах выше 70°—75°,
этот вариант орбит оказывается наиболее выгодным. Для работы
с ИСЗ на стационарной или эллиптической синхронной орбите
приходится использовать на земных пунктах связи антенны боль¬
шого размера, т. к. расстояние ИСЗ — земной пункт превышает
30 000 км и мощность принимаемых сигналов мала. ИСЗ на средне¬
высоких и низких круговых орбитах обеспечивают значительно
большие мощности принимаемых сигналов. Однако уменьшение
высоты полета сокращает время взаимной видимости спутника и
земного пункта связи, уменьшает возможность расстояния и при¬
водит в конечном счете к значит, увеличению количества спутни¬
ков, требуемых для непрерывной связи. Кроме того, усложняется
система слежения и наведения антенн земных станций. При малой
высоте полета непосредственная связь между удаленными пунктами
невозможна и приходится применять систему радиолиний с эадер-
Космическая связь 209
жанной ретрансляцией. Однако уровни принимаемых сигналов
достаточно велики и не нужны большие и дорогостоящие антенные
системы, благодаря чему связь с низкими ИСЗ может проводиться
даже небольшими подвижными пунктами.
ИСЗ связи для ретрансляции сигналов может быть оснащен
ретранслятором активным, обеспечивающим усиление ретрансли¬
руемых сигналов, или ретранслятором пассивным, т. е. отража¬
телем. Пассивный ретранслятор может обслуживать радиосеть,
состоящую из большого числа линий с различными частотами радио¬
сигналов, т. к. отражатель отражает или рассеивает энергию мно¬
гих одновременно приходящих радиосигналов, без взаимных помех.
Активный ретранслятор может обслуживать сеть связи только
с ограниченным числом линий, причем для устранения взаимных
помех необходимо применять частотное, временное или кодовое
разделение линий, поддерживать необходимый уровень сигналов и
не допускать перегрузок ретранслятора. Кроме ИСЗ с пассивным
ретранслятором в виде отражателя, были предложены и испытаны
линии связи с рассеянными отражателями в виде пояса иголок и
ионизированных частиц облака.
При работе с пассивными ретрансляторами для обеспечения
необходимого уровня принимаемого сигнала приходится резко уве¬
личивать мощность передатчиков земных станций или сужать полосу
пропускания частот линий и понижать скорость передачи сообще¬
ний. Для экономичности связи применяют многоканальные линии
радиосвязи и повышают скорость передачи сообщений, что приводит
к необходимости увеличения полосы пропускания частот линией.
Широкая полоса требуется также для ретрансляции телевидения.
С расширением полосы пропускания растет опасность искажения
сообщений помехами радиоприему, поскольку принимаемые радио¬
сигналы слабы. Поэтому прием сообщений с допустимыми искаже¬
ниями — важнейшая задача, решаемая увеличением мощности
радиосигналов, выбором частот связи, уменьшением уровня шумов
радиоприемников, применением эффективного кодирования, выбором
типа модуляции, способа приема и обработки радиосигналов при
малом отношении сигнал/помеха и др. Напр., частоты радиосигна¬
лов выбирают в пределах от 1 до 10 Ггц, т. к. на меньших частотах
резко растут помехи от шумов космоса, а на больших — от шумов
атмосферы; в первых каскадах усилителей радиоприемников земных
станций используют малошумящие квантовые усилители и пара¬
метрические усилители, охлаждаемые жидким гелием.
В линии связи с пассивным ретранслятором увеличивают мощ¬
ность передатчика и размеры антенны земной станции, размеры
отражателя ретранслятора или переходят к ретрансляторам с на¬
правленным рассеянием энергии на земную станцию. Перечисленные
меры имеют свои пределы, т. к. увеличивают стоимость оборудо¬
вания линии связи и ее эксплуатации.
Связь между КЛА. Связь между КЛА может осущест¬
вляться для обмена информацией между экипажами двух или не¬
скольких КК, одновременно находящихся в космосе. Сюда же
относится и связь между экипажами КК и космонавтами, находя¬
щимися в свободном космосе. Кроме того, может осуществляться
связь между двумя автоматическими КЛА с целью ретрансляции
сигналов, измерения положения, навигации, управления движе¬
нием и сближения.
8 Космонавтика
210 КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА
Особенности связи между КЛА следующие. Как правило, связь
обеспечивается между взаимодействующими КЛА, т. е. на сравни¬
тельно небольших расстояниях. Из-за трудности взаимной ориента¬
ции антенн КЛА предпочтительна ненаправленная связь. Нет воз¬
действия атмосферы, а при высоких орбитах — и ионосферы, что
обеспечивает более свободный выбор диапазона частот. При выборе
диапазона частот и организации связи между ИСЗ необходимо учи¬
тывать возможность помех от мощных наземных станций. Системы
К. с. могут усложниться в дальнейшем при высадке космич. экспе¬
диции на Луну или др. небесные тела, так как потребуется поддер¬
живать связь с КК, остающимся на планетоцентрической орбите,
и с Землей. В недалеком будущем будут созданы системы передачи
телевизионных программ через спец. ИСЗ непосредственно на быто¬
вые телевизионные приемники; при этом открываются возможности
полной телефикации и обеспечения передачи центральных программ
в любое место. С изобретением квантовых оптич. генераторов коге¬
рентных колебаний (лазеров) становится перспективной оптич.
связь, т. к. на оптич. волнах можно передать на сверхдальние рас¬
стояния (до десятков световых лет) одновременно тысячи, десятки
тысяч сообщений узким лучом (с расхождением не более единиц
секунд) при относительно малых размерах излучателей и потребляе¬
мой мощности. Но узконаправл. излучение и прием оптич. волн
требуют тщательной стабилизации устройств, ориентации оптич.
систем на КЛА, сложного вхождения в связь и поддержания ее.
Наиболее выгодны оптич. линии связи между КЛА, находящи¬
мися за пределами земной атмосферы, т. к. атмосфера сильно погло¬
щает и рассеивает энергию оптич. воли.
КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА — группа согласованно действую¬
щих земных и космич. станций, обеспечивающих данную космич.
службу (напр., метеорологию, навигацию, радиовещание и т. п.).
В силу этого различаются как самостоятельные: метеорология.
К. с., навигационная К. с. и т. д.
КОСМИЧЕСКАЯ СЛУЖБА РАДИОСВЯЗИ — на основании тер¬
минологии, принятой Чрезвычайной административной конферен¬
цией радиосвязи (Женева, 1963), определяется как: служба радио¬
связи между земными и космич. станциями; между космич. стан¬
циями; между земными станциями, когда сигналы ретранслируются
космич. станциями или передаются посредством отражения от
объектов, находящихся в космосе, исключая отражения или рассея¬
ния ионосферой или в пределах атмосферы.
КОСМИЧЕСКАЯ СТАНЦИЯ — станция космич. службы, нахо¬
дящаяся в космосе. В зависимости от назначения (научные иссле¬
дования, связь, навигация, метеорология и т. п.) К. с. называется:
научная К. с., связная К. с. и т. д. Если К. с. — ИСЗ, то она
обычно называется: научный ИСЗ, связной ИСЗ, навигац. ИСЗ
и т. д.
КОСМИЧЕСКАЯ ЭРА — начало К. э. в истории человечества
положено запуском в СССР 4 октября 1957 первого в мире ИСЗ. На¬
чало отсчета К. э. подтверждено постановлением конгресса Между¬
народной астронавтической федерации в сентябре 1967 в Бел¬
граде.
КОСМИЧЕСКИЕ ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ (КЛА) — аппа¬
раты, предназначенные для полета в космос или в космосе, напр.
PH, КР, КК, автоматич. и пилотируемые станции (орбитальные,
КОСМИЧЕСКИЕ ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ 211
межпланетные), ИС небесных тел, В КС. Наименование «К Л А» —
общее и включает разл. виды таких аппаратов, в т. ч. использующие
и нереактивный принцип движения (наир., солнечный парус и др.).
Отличит, особенность большинства КЛА — способность к длит,
функционированию в условиях космич. полета, для чего па его
борту должен поддерживаться определ. тепловой режим, осущест¬
вляться энергопитание бортовой аппаратуры, обеспечиваться радио¬
связь с Землей и т. п. Для КЛА с экипажем обязательно поддержа¬
ние в герметич. кабине атмосферы, пригодной для дыхания, и
обеспечение космонавтов пищей и водой.
Полет КЛА делится на 2 участка: участок выведения, на к-ром
КЛА сообщается необходимая скорость в заданном направлении,
и орбитальный участок, на к-ром движение КЛА происходит
в основном по инерции, подчиняясь законам небесной механики.
В ряде случаев КЛА снабжаются РД, позволяющими на орбиталь¬
ном участке изменять (корректировать) траекторию движения или
тормозить КЛА при посадке. Протяженность участков полета с ра¬
ботающими РД (выведение, коррекция, торможение) значительно
меньше, чем участков орбитального полета. Исключением являются
КЛА с электроракетными двигателями, к-рые работают на большей
части траектории полета.
Ракета — единств, средство для полетов в космич. пространство.
Принцип движения ракеты заключается в «отталкивании» ее от
массы реактивной струи, истекающей из двигателей ракеты и обра¬
зуемой при сгорании топлива, заключенного в самой ракете.
Поэтому, в отличие от др. Л А, для движения ракеты не требуется
к.-л. окружающей среды. Осн. характеристики ракеты, энергетич.
и эксплуатац., определяются, в первую очередь, двигателем и родом
используемого топлива. Первостепенное значение для установления
энергетич. возможностей ракеты имеют величина скорости истечения
газов из сопла двигателя и его тяга. Макс, скорость ракеты при
данной скорости истечения реактивной струи, определяемой видом
топлива и совершенством РД, зависит только от отношения веса
топлива к общему (начальному) весу ракеты. Скорость истечения
реактивной струи при использовании совр. химич. топлив достигает
3000—4500 м/сек. При этом одноступенчатая ракета практически
не способна развить скорость, необходимую для космич. полета
(больше 8 км/сек). Для достижения такой скорости запас топлива
одноступенчатой ракеты должен составлять ок. 93—96% ее общего
веса, а конструкция и полезный груз, соответственно, 7—4% общего
веса ракеты. Создать столь легкую конструкцию ракеты, включая
ее корпус, двигат. установку и аппаратуру управления, не пред¬
ставляется возможным. X арактеристики ракеты можно существенно
улучшить, применяя принцип отделения в полете части конструк¬
ции по мере использования топлива; этот принцип реализуется в
составных, или многоступенчатых, ракетах (см. Составная ракета).
Ракеты, используемые в космонавтике, наз. ракетами-носи¬
телями и космическими ракетами. Совр. PH и космич. ракеты имеют
в большинстве случаев от 2 до 4 ступеней. Конструктивные схемы
этих ракет весьма разнообразны. Космич. ракеты отличаются чрез¬
вычайно легкой конструкцией, вес к-рой, вместе с двигат. уста¬
новкой, обычно не превышает 10—12% от веса топлива. Создание
такой конструкции, с высокой прочностью и жесткостью, — слож¬
ная технич. задача. Наряду с использованием в конструкции высо-
8*
212 КОСМИЧЕСКИЕ ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ
копрочных легких сплавов, малый вес обеспечивается оригиналь¬
ными техннч. решениями. Наир., несущие баки служат одновременно
осн. частью корпуса ракеты. Создавая в несущих баках определ.
внутр. давление, можно обеспечить работу их оболочки на растяже¬
ние, т. е. в условиях, наиболее благоприятных для тонких оболочек.
В результате оказывается возможным создать тонкостенные топ¬
ливные баки большого объема с большой прочностью и жесткостью,
воспринимающие продольные сжимающие силы и изгибные мо¬
менты, действующие на корпус ракеты в полете. Конструкция
ракеты работает в очень напряженных режимах, поэтому необхо¬
димо макс, использование прочности материалов, конструктивное
совершенство отдельных узлов при значит, размерах конструкции
в целом. При этом конструкция должна выдерживать не только
статич., но и динамич. нагрузки, включая вибрационные, осн.
источник к-рых — РД. Все это требует тщательной разработки
силовой и конструктивной схемы ракеты при ее проектировании,
точного учета всех сил, действующих в полете, детального изучения
динамики конструкции на основе новейших методов исследования.
В состав оборудования ракеты входит ряд систем и агрегатов,
осуществляющих управление ракетой в полете, разделение ее сту¬
пеней, наддув топливных баков, регулирование подачи компонен¬
тов топлива к двигателям. Система управления движением обеспе¬
чивает полет ракеты по заданной траектории, стабилизацию ракеты
относительно центра массы, управление РД (регулирование тяги,
включение и выключение), выдачу команд на разделение ступеней.
Двигат. установки космич. ракет, как правило, состоят из неск.
РД, работа к-рых синхронизируется системой управления. Это
позволяет получить суммарную тягу двигат. установки, измеряе¬
мую сотнями и тысячами т. Напр., PH сов. КК «Восход» имела
7 РД с общей максимальной тягой 650 т. РД (см. Ракетный двига¬
тель) и их отдельные агрегаты отличаются очень высокими энер-
гетич. показателями при малом весе, превосходя двигатели др.
типов. Вес РД, приходящийся на 1 m его тяги, составляет менее
10 кг для мощных двигателей и 10—25 кг двигателей ср. и малой
мощности. Мощность турбонасосного агрегата, осуществляющего
подачу топлива в камеру сгорания РД, достигает десятков тыс. л. с.
и более при весе всего лишь в неск. десятков г на 1 л. с. Космич.
ракеты по своим энергетич. характеристикам, весовым показателям,
сложности и совершенству бортовых систем занимают ведущее
место среди всех ЛА и являются одним из крупнейших достижений
совр. науки и техники.
Отличительная особенность большинства существующих и буду¬
щих типов КЛА — способность к достаточно длительному само¬
стоятельному функционированию в условиях космического про¬
странства. Во многих отношениях (по законам движения, тепловому
режиму и др.) КЛА может быть уподоблен самостоят. небесному
телу, причем такому, на к-ром обеспечены определ. условия для
работы аппаратуры и существования людей. Для этого на КЛА
должны иметься системы, поддерживающие определ. тепловой
режим, осуществляющие энергопитание бортовой аппаратуры, обес¬
печивающие радиосвязь с Землей. На КК с экипажем в герметиче¬
ской кабине должен поддерживаться состав атмосферы, пригодный
для дыхания; космонавты в полете должны быть обеспечены пищей
и водой. КЛА, как правило, предназначены для решения определен¬
КОСМИЧЕСКИЕ ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ 213
ных задач (научные исследования, ретрансляция радиопередач
и др.), в связи с чем несут на себе соответствующее оборудование
и во мн. случаях снабжаются системами для ориентации и навигации
в пространстве и двигательными установками для изменения траек¬
тории в полете.
В комплекс бортового оборудования КЛА входят системы:
терморегулирования, энергопитания, радиосвязи и радиотелемет¬
рии, ориентации и управления движением, приземления, жизне¬
обеспечения. Эти системы обычно объединяются общей электриче¬
ской схемой управления, электропитания и контроля, обеспечиваю¬
щей их работу и взаимодействие. Отдельные виды КЛА могут
не иметь тех или иных систем. Напр., на автоматических космиче¬
ских аппаратах отсутствуют СЖО, на неориентируемых аппаратах
нет систем ориентации и управления движением и т. д. Наиболее
совершенные КЛА, т. е. КК с экипажем, оснащены всеми системами.
Поддержание на борту требуемой темп-ры — терморегулирова¬
ние — сложная технич. задача (см. Терморегулирования система).
В отличив от наземных условий, в космич. пространстве между
отдельными телами осуществляется только лучистый теплообмен.
В полете на КЛА воздействуют внешние тепловые потоки, в первую
очередь — излучение Солнца, а вблизи Земли (или др. планеты) —
также ее излучение. В свою очередь, КЛА должен излучать в окру¬
жающее пространство определ. количество тепла, зависящее от
внешних тепловых потоков, им поглощаемых, и внутр. тепловыделе¬
ния, связанного с работой бортовой аппаратуры и жизнедеятель¬
ностью экипажа. При этом должен непрерывно поддерживаться
баланс между поглощением и излучением тепла, в противном случае
средняя темп-pa КЛА будет изменяться и может выйти за пределы
допустимой. Регулирование общего теплового баланса при тепло¬
обмене КЛА с окружающим пространством достигается обычно
путем создания на КЛА радиац. поверхности, являющейся частью
его оболочки или конструктивно оформленной в виде самостоят.
радиатора-излучателя. Радиац. поверхности спец, обработкой при¬
дают оптич. характеристики, обеспечивающие большое собств.
излучение тепла при малом поглощении тепла извне. Подводя
к радиац. поверхности то или иное количество тепла, накапливаю¬
щегося в КЛА, можно влиять на его тепловой баланс, изменяя тем
самым и теми-ру.
Для тепловых процессов на борту КЛА характерно отсутствие
конвективного теплообмена в его отсеках в связи с состоянием
невесомости в полете. Теплопередача между его элементами при
этом затруднена и осуществляется гл. обр. за счет теплопровод¬
ности конструкции. Поэтому одна из задач системы терморегулиро¬
вания — организация внутр. теплового режима, т. е. обеспечения
теплосъема с источников тепла (отдельных приборов), выравнивание
темп-ры газа в отсеках, поддержание заданных местных тепловых
режимов отдельных элементов конструкции и оборудования. Эта
задача^ решается введением принудительной, в ряде случаев управ¬
ляемой, циркуляции газа в отсеках КЛА, а также передачей тепла
жидким теплоносителем, циркулирующим в т. н. жидкостном кон¬
туре терморегулирования. Передача тепла теплоносителю осуще¬
ствляется с помощью газо-жидкостных теплообменников, устанав¬
ливаемых в отдельных отсеках, или путем подвода жидкого тепло¬
носителя к отдельным тепловыделяющим приборам и их элемен¬
214 КОСМИЧЕСКИЕ ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ
там. Совр. системы терморегулирования способны поддерживать
заданную температуру в КЛА с высокой точностью, несмотря на
переменность внешних тепловых потоков (заход в тень Земли, полет
на различных удалениях от Солнца) и резкие изменения внутрен¬
него тепловыделения при включении и выключении бортовой
аппаратуры.
Важная проблема космического полета — энергопитание бор¬
товой аппаратуры КЛА. Простейшее решение этого вопроса —
питание аппаратуры электроэнергией, запасенной в аккумулятор¬
ных батареях перед стартом, приемлемо только при кратковрем.
полетах (до 1—2 недель). Энергоемкость совр. аккумуляторов равна
примерно 100 вт-час на 1 кг веса. Ср. энергопотребление аппаратуры
в полете для КК и тяжелых ИСЗ составляет в ряде случаев сотни вт\
при этом потребный вес аккумуляторов на месяц полета может
достигать неск. т. Проблема энергопитания решается в неск. на¬
правлениях. 1) Создание источников тока со значительно лучшими
весовыми показателями (большей энергоемкостью), чем обычные
аккумуляторы, — топливных элементов, вырабатывающих электро¬
энергию в результате электрохимия, процессов между 2 рабочими
веществами (напр., кислородом и водородом). По энергоемкости
топливные элементы (с запасом компонентов) в 4—5 раз превосхо¬
дят аккумуляторы. Они уже применяются в системах энергопита¬
ния нек-рых КК (напр., «Джемини», «Аполлон»). 2) Использование
солнечного излучения, преобразуемого в электроэнергию с помощью
солнечных батарей. Этот способ энергопитания наиболее широко
используется на совр. ориентируемых и неориентируемых КЛА.
На последних солнечная батарея состоит из неск. панелей, распо¬
ложенных таким образом, что при любом угловом положении КЛА
по крайней мере одна из панелей освещена Солнцем. 3) Создание
бортовых ядерных энергетич. установок (с реакторами и изотопными
генераторами). Ядерные энергетич. установки с реактором — это,
по существу, малые атомные электростанции, приспособленные для
работы в условиях космич. пространства. Ведутся разработки таких
установок мощностью до неск. кет и более; в будущем можно
ожидать появления ядерных энергетич. установок мощностью в тыс.
кет для энергоснабжения ЭРД КК, совершающих перелеты между
орбитами ИС планет. Используемые изотопные генераторы, в к-рых
происходит выделение тепла радиоактивными изотопами и преоб¬
разование этого тепла в электроэнергию, обычно имеют электрич.
мощность в десятки и сотни вт.
Полет автоматич. и пилотируемых КЛА немыслим без радиосвязи
с Землей. Передача телеметрия, и телевиз. информации на Землю,
прием радиокоманд с Земли, траекторные измерения, телефонная
и телеграфная связь космонавтов с наземными пунктами — осн. функ¬
ции, выполняемые радиосистемами КЛА (см. Космическая связь).
Многие из совр. КЛА, в первую очередь КК с экипажем, снаб¬
жаются ракетными двигат. установками, позволяющими корректи¬
ровать (изменять) их орбиты и осуществлять торможение для по¬
садки на Землю или др. небесное тело. В состав бортового оборудо¬
вания таких аппаратов входят системы ориентации и управления
движением. Системы ориентации применяются также на многих
КЛА, не имеющих двигателей, но требующих определ. ориентации
в пространстве для выполнения целевой задачи, напр. наблюдения
?а облачным покровом Земли, исследования Солнца и др.
КОСМИЧЕСКИЕ ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ
215
Иесь комплекс бортового оборудования КЛА должен работать
в полете по определ. программе. Пек-рыс из элементов этой про¬
граммы могут быть установлены предварительно, до старта аппарата.
Большая же часть программы определяется непосредственно в по¬
лете с учетом отличия траектории от расчетной, изменений в состоя¬
нии бортовой аппаратуры и ряда др. факторов. Поэтому на совр.
КЛА предусматривается возможность управления работой бортовой
аппаратуры с помощью радиокоманд, передаваемых с Земли. Объем
такой командной информации зависит от сложности КЛА и решае¬
мых им задач. Наряду с передачей команд с Земли, управление
системами КЛА во многих случаях осуществляется бортовыми
программно-временными устройствами, выдающими определ. после¬
довательность команд в заданные моменты времени. При этом вре¬
менная программа выдачи команд может быть установлена перед
стартом и передана на борт в полете по радиолинии. Программно¬
временные устройства используются для управления аппаратурой
в периоды отсутствия радиосвязи с Землей, между отдельными сеан¬
сами связи, а также в случаях, когда необходимо выдать серию
взаимосвязанных команд в ограниченный промежуток времени,
напр. для спуска аппарата. На пилотируемых КК управление бор¬
товой аппаратурой и движением может осуществляться экипажем.
Органы ручного управления (рукоятки, кнопки) и приборы для
контроля работы систем обычно располагаются в кабине К К на
пульте космонавта. Полеты сов. и амер. космонавтов подтвердили
возможность осуществления человеком всех осн. функций по
управлению КК.
Спуск КЛА на поверхность Земли и планет — одна из наиболее
сложных проблем, связанных с межпланетными полетами. Движе¬
ние космич. аппарата относительно Земли или др. небесного тела
происходит со скоростью, равной или большей 1-й космич. скорости.
При спуске эта относит, скорость должна быть тем или иным спосо¬
бом снижена до нуля в момент посадки. Возможны 2 принципиально
отличных способа торможения КЛА: первый основан на использо¬
вании тормозящей реактивной силы, второй — аэродинамич. сил,
возникающих при движении аппарата в атмосфере. Для реализа¬
ции 1-го способа КЛА или его часть (спускаемый аппарат) должен
быть снабжен тормозной ракетной двигательной установкой и запа¬
сом топлива. При ракетном торможении вес ракетной ступени полу¬
чается существенно большим веса спускаемого аппарата. Поэтому
спуск с ракетным торможением применяется только для посадки
на небесные тела, лишенные атмосферы, напр. на Луну. Спуск
с аэродинамич. торможением более выгоден в весовом отношении и
является основным при осуществлении посадки КЛА на Землю.
Обычно производится спуск не всего КК, а лишь спускаемого аппа¬
рата, в к-ром размещаются экипаж и часть бортовых систем. Осталь¬
ные отсеки корабля с оборудованием, обеспечивающим орбитальный
полет, отделяются от спускаемого аппарата в начале траектории
спуска. Спускаемый аппарат в большинстве случаев одновременно
служит герметич. кабиной, в к-рой экипаж находится в течение всего
полета. Движение спускаемого аппарата на участке спуска проис¬
ходит по весьма пологой траектории с постепенным его торможе¬
нием. Такой режим движения позволяет избежать чрезмерно боль¬
ших перегрузок на участке спуска. При спуске по баллистич.
траектории перегрузки могут достигать 8—10, спуск по плани¬
Ш КОСМИЧЕСКИЕ ЛЕТАТЕЛЬНЫЕ АППАРАТЫ
рующей траектории, когда на спускаемый аппарат, кроме силы
сопротивления, действует и подъемная сила, позволяет уменьшить
эти перегрузки в 1,5—2 раза. На участке спуска имеет место интен¬
сивный аэродинамический нагрев спускаемого аппарата, темп-pa его
поверхности достигает 6000° и более. Поэтому спускаемый аппарат
снабжается теплозащитным покрытием из материалов, обладающих
высокой температуростойкостью и малой теплопроводностью. При
движении в атмосфере происходит абляция — оплавление или испа¬
рение и унос набегающим потоком внешних слоев теплозащитного
покрытия в носовой части спускаемого аппарата; эти процессы
поглощают часть тепла, предотвращая его передачу внутрь спускае¬
мого аппарата. В конце траектории спуска, на высотах в неск. кж,
скорость движения снижается до 150—250 ж!сек. Дальнейшее сни¬
жение скорости перед приземлением осуществляется обычно с по¬
мощью парашютной системы. На КК «Восход» и «Союз» применя¬
лась система мягкой посадки, позволяющая уменьшить скорость
приземления практически до нуля.
Конструкция космич. аппаратов отличается рядом особенностей,
связанных со сиецифич. факторами космич. пространства, — глубо¬
ким вакуумом, наличием метеорных частиц, интенсивной радиации,
невесомости. В условиях глубокого вакуума изменяется характер
процессов трения, появляется новое явление т. н. холодной сварки;
обычные механизмы неспособны надежно работать в таких условиях.
В связи с этим к разл. механич. устройствам, размещаемым на КЛА
вне герметич. отсеков, предъявляется ряд специфич. требований —
подбор спец, материалов, герметизация отдельных узлов и др. Су¬
ществ. влияние на отдельные элементы КЛА могут оказывать
метеорные частицы, движущиеся со скоростями 20—70 км/сек.
Наиболее мелкие из них постепенно разрушают внешнюю поверх¬
ность КЛА; этот процесс «метеорной эрозии» при длит, полете может
вызвать изменение оптич. характеристик иллюминаторов, оптич.
приборов, радиац. поверхности системы терморегулирования и сол¬
нечных батарей и привести к нарушению теплового режима и
энергопитания бортовой аппаратуры. Поэтому поверхность ряда
элементов КЛА должна иметь покрытия, максимально стойкие по
отношению к метеорной эрозии. Более крупные метеорные частицы
способны пробивать оболочку КЛА, нарушая его герметичность.
Вероятность такого метеорного пробоя для малых КЛА или при
сравнительно небольшой длительности полета невелика и не требует
принятия спец. мер. Однако для больших КК, совершающих длит,
полеты, она возрастает настолько, что в конструкции их должна
предусматриваться спец, противометеорная защита. Интенсивная
радиация (потоки заряженных частиц в радиац. поясе Земли и при
солнечных вспышках) также может заметным образом влиять на
отдельные элементы КЛА. Наиболее чувствительны к действию
радиации солнечные батареи, полупроводниковые приборы и детали
из органич. соединений; поэтому в ряде случаев вводятся покрытия
солнечных батарей и др.
Важную роль в ракетной и космич. технике играют вопросы
надежности. Высокая надежность существенна для всех видов
КЛА, однако особенное значение она имеет при полетах КК с людьми
на борту. Надежность обеспечивается широким комплексом меро¬
приятий, проводимых на всех этапах создания и подготовки к полету
КЛА. К таким мероприятиям относятся: повышение надежности
КОСМИЧЕСКИЙ ЗОНД ВЕРТИКАЛЬНЫЙ 217
отдельных элементов аппаратуры и оборудования, строгий техноло-
гич. контроль на всех стадиях изготовления, проведение тщат.
отработки систем и агрегатов с имитацией условий космич. полета,
проведение комплексных предполетных испытаний и др. Наряду
с этим для повышения надежности на космич. аппаратах приме¬
няются дублирование, триплирование, резервирование отдельных
агрегатов и приборов, а также автоматич. схемы распознавания
отказов приборов или их элементов и их замены.
За 13 лет развития космич. техники созданы автоматич. КЛА для
ближних и дальних полетов, мягкой посадки на Луну и функцио¬
нирования на ее поверхности, ИСЗ для науч. исследований и
практич. использования — связи, навигации, метеорологии и пр.
Созданы К К для полетов человека в околоземном космич. про¬
странстве и на Луну. Имеются реальные предпосылки для создания
новых типов КЛА: обитаемых орбитальных станций, тяжелых
межпланетных К К с экипажем для полетов к Марсу и Венере,
автоматич. аппаратов для исследования Юпитера, Сатурна и др.
дальних планет Солнечной системы. Полетный вес орбит, станций и
пилотируемых КК будет составлять многие десятки и сотни га, а
продолжительность полета в ряде случаев исчисляться годами.
КОСМИЧЕСКИЕ МАГНИТНЫЕ ПОЛЯ — магнитные поля, су¬
ществующие в космич. пространстве. В районе магнитных полюсов
Земли напряженность магнитного поля — порядка 0,5 э. Солнце
обладает слабым общим магнитным полем, напряженность к-рого
не превосходит неск. э. Напряженность магнитного поля солнечных
пятен измеряется 3—4 тыс. э, а активных областей — порядка неск.
десятков тыс. э. Вопрос о магнитных полях у Луны и планет тща¬
тельно изучается. Нек-рые данные по этому вопросу см. ст. Луна
и соответств. планеты. В межпланетном пространстве К. м. п.
связаны гл. обр. с солнечным ветром; напряженность их порядка
10-4—4О-5 э. В метеоритах обнаружен остаточный магнетизм, сви¬
детельствующий о том, что метеориты когда-то «намагнитились»
в поле напряженностью ок. 0,2 э. Таким могло быть магнитное поле
гипотетич. планеты Фаэтон, при распаде к-рой образовались асте¬
роиды и метеориты.
КОСМИЧЕСКИЙ АППАРАТ (КА) — аппарат, предназначенный
для полета в космос или в космосе (КЛА), для работы на небесных
телах (АЛС и др.).
КОСМИЧЕСКИЙ ВАКУУМ — разрежение, существующее в кос¬
мич. пространстве. К. в. очень высок по сравнению с достигнутым
в лабораториях. Ср. плотность межпланетной среды на расстоянии
Земли от Солнца близка к 10-22 г/см3.
КОСМИЧЕСКИЙ ЗОНД ВЕРТИКАЛЬНЫЙ — научная космич.
станция, выведенная в СССР 12 окт. 1967 последней ступенью PH
на высоту 4400 км с целью изучения верхних слоев атмосферы и
ионосферы Земли и околоземного космич. пространства методом
вертикального зондирования. Осн. задача — получение данных
о распределении по высоте след, параметров: характеристик ионо¬
сферы (концентрация электронов и положит, ионов, темп-pa элект¬
ронов); общей интенсивности космич. лучей и доз радиации за раз¬
личными защитами во время полета в поясе радиации; плотности
нейтрального водорода. К. з. в. ориентировался в полете с высокой
точностью. Для получения неискаженных измерений конструкция
станции была выполцена из спец, материалов, а РД после вывода
218 КОСМИЧЕСКИЙ КОРАБЛЬ
станции на заданную траекторию уведена в сторону на большое
расстояние с помощью двигательной установки, благодаря чему
не было газовыделения в исследуемую среду. Кроме науч. ап¬
паратуры, на станции находились радиотелеметрия, система и аппа¬
ратура радиоизмерения траектории.
КОСМИЧЕСКИЙ КОРАБЛЬ (КК) — космический летательный
аппарат, предназнач. для полета людей. Отличит, особенности
КК: наличие герметич. кабины с СЖО; спускаемого аппарата для
возвращения экипажа на Землю; систем ориентации, управления
и двигат. установки, позволяющих изменять орбиту полета К К для
маневрирования и посадки. К К для полета по геоцентрич. орбитам
паз. иногда кораблями-спутниками. Созданы и осуществили полеты
сов. КК «Восток», «Восход», «Союз» и амер. КК «Меркурий», «Цже-
мини», «Аполлон».
КОСМИЧЕСКИЙ ПОЛЕТ В ЛИТЕРАТУРЕ. Мечта человечества
о полете в небо и на небесные тела нашла широкое отражение в сю¬
жетах фольклора и литературы почти всех народов. Рассказы об
этом встречаются уже в ассиро-вавилонском эпосе, в древнекитай¬
ских и иранских легендах. В древнеинд. поэме «Махабхарата» со¬
держатся наставления для полета на Луну. Путешествие на небо
Рамы описывает в «Рамаяне» (1575) инд. поэт Тулсидас. Широко
известен греч. миф о полете к Солнцу Икара на крыльях, скреплен¬
ных воском. По легенде, полет на небо на грифонах пытался совер¬
шить Александр Македонский. Вариант этой легенды создал впо¬
следствии таджикский и персидский поэт А. К. Фирдоуси (10 в. н. э.).
Полет к Луне на корабле, унесенном бурей, а также на крыльях
описал Лукиан Самосатский (2 в. н. э.).
Утверждение теологич. догматики в раннем средневековье изг¬
нало «космич.» тему из литературы. Она вновь появляется лишь
в эпоху Возрождения. Посещение Луны при помощи магии описы¬
вает в «Астрономических грезах» («Mystrerium cosmographicum»,
опубл. 1634) И. Кеплер. Англ, писатель Ф. Годвин в «Человеке на
Луне» («The man in the Moon», 1638) отправляет своего героя на
Луну на дрессированных лебедях. Такой же способ описан в романе
«Похождение Симплиция Симилициссимуса» («Der abenteuerliche
Simplizissimus», 1669, в 6 кн.) нем. писателя X. Я. Гриммельсхау-
зена. Нем. естествоиспытатель А. Кирхер в «Экстазном небесном
путешествии» («Itinerarium extaticum quo mundi opificium», 1656)
вновь прибегает к помощи магии. Ф. М. Вольтер в повести «Микро-
мегас» (1752; рус. пер., 1788) повествует о межпланетных скитаниях
сатурнианца.
Развитие техники сказалось и на способах полета в космос,
используемых авторами романов. Среди многочисл. фантастич.
средств полета, описанных франц. писателем Сирано де Бержераком
в сочинении «Иной свет, или Государства и империи Луны» («L’autre
monde ou les etats et empires de la Lune», 1657), упоминается аппарат,
движимый последовательно срабатывающими пороховыми раке¬
тами. Англ, поэт Дж. Байрон в «Дон-Жуане» (1819—23; рус. пер.,
т. 1—2, 1847) считал возможным достижение Луны при помощи
паровой машины. Амер. писатель Э. По в «Необыкновенном приклю¬
чении Ганса Пфаля» («The Unparalleled adventure of one Hans Pfaal»,
1835) описывает полет к Луне на воздушном шаре. Французский пи¬
сатель А. Эро в «Путешествии на Венеру» (1865) использует ракет¬
ный аппарат, франц. писатель А. Дюма в «Путешествии на Луну»
КОСМИЧЕСКОЕ ПРАВО
210
(«Un voyage a la Lune», 1857) — вещество, отталкиваемое Землей,
а Ж. Верн в известной серии романов о Пушечном клубе (1865—70)
отправляет своих героев на Луну в пушечном ядре. Давление сол¬
нечного света, отраженного неподвижным большим экраном на ко¬
рабль, обеспечило полет с Луны на Венеру и Меркурий героям
франц. романистов Фора и Графиньи («Необыкновенные приключе¬
ния русского ученого», 1889—96; рус. пер., 1895). Англ, писатель
Г. Уэллс в «Первых людях на Луне» («First men in the Moon», 1901)
высказал идею гравитац. экрана. Нем. писатель К. Лассвиц в ро¬
мане «На двух планетах» (1897; рус. пер., 1925) пишет о веществе,
придающем невесомость космич. кораблю. А. А. Богданов в романе
«Красная Звезда» (1908) для полета на Марс использует минус-
материю в сочетании с реактивным двигателем, а Б. Красногорский
в романе «По волнам эфира» (1913) описывает полет к Луне и обрат¬
но на космич. корабле, снабженном большим экраном для использо¬
вания давления солнечного света в качестве движущей силы.
Под влиянием работ К. Э. Циолковского, Р. Эно-Пельтри,
Р. Годдарда, Г. Оберта ракетные двигатели стали осн. средством
полета в фантастич. романах. При этом использовалась ядерная
энергия (А. Трен и Р. Вуд, «Вторая Луна», 1915; рус. пер., 1917,
и др.), электрическая и гл. обр. химич. энергия. В 20 в. науч.
фантастика, посвященная космич. полетам, получила бурное разви¬
тие [К. Э. Циолковский («Вне Земли», 1920), А. Н. Толстой («Аэли¬
та», 1923), А. Р. Беляев («Прыжок в ничто», 1933, «Звезда КЭЦ»,
1936, и др.)].
В наст, время в научно-фантастич. романах находят отражение
проблемы космонавтики (напр., С. Лем, «Астронавты», 1951; рус.
пер., 1957; А. Кларк, «Лунная пыль», 1965), либо космос служит фо¬
ном, на к-ром развертывается фабула романа, посвященная гл. обр.
социальным взаимоотношениям будущего (напр., И. Ефремов. «Ту¬
манность Андромеды», 1957; С. Лем, «Магелланово облако», 1956;
рус. пер., 1960, и мн. др.), или раскрытию уродливых сторон жизни
совр. бурж. общества (напр., Рей Бредбери, «Марсианские хроники»,
1950; рус. пер., 1965). Поскольку совр. наука практически не ос¬
тавила надежды встретить разумных существ на др. планетах Сол¬
нечной системы, писатели-фантасты часто обращаются к тематике,
связанной с межзвездными и межгалактич. полетами.
КОСМИЧЕСКИЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — РД, предназнач.
для космических ракет. Осн. типом К. р. д. является ЖРД, устанав¬
ливаемый на всех ступенях ракеты-носителя, а также на ступенях,
стартующих с орбиты ИСЗ и в дальнем космич. полете. Изредка ис¬
пользуются РДТТ. Разрабатываются ЯРД и ЭРД. К. р. д., пригод¬
ные для работы только в космосе: ЭРД, солнечные, радиоизотопные,
гипотетич. фотонные и использующие в качестве рабочего тела меж¬
звездный газообразный водород. Вспомогат. К. р. д., применяемые
на КЛА: рулевые, стабилизирующие, ориентационные, корректи¬
рующие, тормозные, индивидуальные.
КОСМИЧЕСКОЕ ПРАВО — новая отрасль современного между-
нар. права, призванная регулировать взаимоотношения между
гос-вами в ходе освоения ими космич. пространства, включая Луну
и другие небесные тела.
К. п. начинает формироваться в связи с запуском в космическое
пространство искусственных спутников Земли и космических кораб¬
лей (беспилотных и пилотируемых). Космическая деятельность
220 КОСМИЧЕСКОЕ ПРАВО
затрагивает интересы всех гос-в, что влечет за собой необходимость
ее регулирования в межгосударственном масштабе, т. е. установле¬
ния международноправового режима космического пространства и
небесных тел.
Космическое пространство существенно отличается от всех до сих
пор использовавшихся человечеством сред как по своим физич.
свойствам, так и по технич. средствам его освоения, поэтому к этой
новой сфере человеческой деятельности не могут применяться юри-
дич. нормы таких спец, отраслей международного права, как воз¬
душное право или морское право. В то же время, поскольку в косми¬
ческом пространстве действуют люди и перекрещиваются интересы
многих государств, К. п. не может формироваться в отрыве от всего
комплекса межгосударственных отношений, а на космическую дея¬
тельность должны распространяться общепризнанные нормы и
принципы современного международного права.
Нормы и принципы К. п. начинают складываться в 60-х годах
20 в. непосредственно сразу же после начала практического исследо¬
вания и использования космического пространства, основание к-рому
было положено запуском в СССР 4 окт. 1957 первого в истории чело¬
вечества искусственного спутника Земли.
Основным источником К. п., как и любой другой отрасли между¬
народного права, является международный договор. Важную роль
в разработке основных принципов К. п. играет ООН, в рамках
к-рой был выработан и принят целый ряд резолюций и проектов
международных соглашений в области К. п. В настоящее время
существуют следующие документы, содержащие нормы и принципы
К. п.: Московский договор 1963 «О запрещении испытаний ядерного
оружия в воздухе, в космическом пространстве и под водой», дого¬
вор 1967 «О принципах деятельности государств по исследованию
и использованию космического пространства, включая Луну и дру¬
гие небесные тела», а также целый ряд двусторонних и региональ¬
ных межправительственных соглашений о сотрудничестве в деле
освоения космоса и проведении совместных космических исследо¬
ваний (напр., соглашение 1968 о спасении космонавтов, возвращении
космонавтов и объектов).
Говоря о формировании принципов К. п., следует назвать при¬
нятые по этому вопросу Генеральной Ассамблеей ООН резолюции
1472 (XIV) от 12 дек. 1959, 1721 (XVI) от 20 дек. 1961, 1802 (XVII)
от 14 дек. 1962, 1884 (XVIII) от 17 окт. 1963, 1962 (XVIII) от 13 дек.
1963 (содержит Декларацию правовых принципов, регулирующих
деятельность государств по исследованию и использованию космич.
пространства), 2130 (XX) от 20 дек. 1965, 2222 (XXI) от 19 дек. 1966.
Исследованием и разработкой международноправовых вопросов
космоса занимается целый ряд междунар. правительственных и
неправительственных организаций, а также национальные учрежде¬
ния. В 1959 был образован Комитет ООН по использованию космич.
пространства в мирных целях, в рамках к-рого созданы Научно-
технический и Юридический подкомитеты.
В Советском Союзе в 1959 была образована Комиссия АН СССР
по правовым вопросам межпланетного пространства, являющаяся
научно-организационным центром СССР по изучению и разработке
правовых вопросов космоса.
Советской дипломатии и науке принадлежит ведущая роль в
деле разработки прогрессивных норм и принципов К. п.
КОСМИЧЕСКОЕ ПРАВО 221
С первых дней космич. эры СССР выступает за разработку оси.
принципов К. п. В марте 1958 СССР предложил заключить между-
нар. соглашение о сотрудничестве в деле мирного освоения космоса,
проявив инициативу в постановке зтого вопроса в ООН. Благодаря
усилиям Сов. Союза был принят ряд важных междунар. документов,
регулирующих деятельность государств по исследованию и исполь¬
зованию космоса.
СССР на протяжении ряда лет добивался заключения междунар.
договора об осн. принципах, регулирующих деятельность государств
но исследованию и использованию космоса. В 1966 Сов. Союз пред¬
ложил обсудить на XXI сессии Ген. Ассамблеи ООН вопрос о заклю¬
чении междунар. договора о принципах, регулирующих деятель¬
ность государств по исследованию и использованию космич. про¬
странства, Луны и др. небесных тел. Соответств. проект договора был
представлен СССР 16 июня 1966 и в пересмотренном виде 5 окт.
1966. Сфера действия сов. проекта договора распространялась на
все космич. пространство, включая Луну и др. небесные тела.
В этом проекте получили свое конкретное выражение и развитие
принципы, сформулированные в Декларации Ген. Ассамблеи ООН
[1962 (XVIII)] от 13 дек. 1963, а также в Резолюции Ген. Ассамблеи
ООН [1884 (XVIII)] от 17 окт. 1963. В проекте нашел свое отражение
принцип использования Луны и др. небесных тел исключительно
в мирных целях.
В конце 1966 Комитет ООН по использованию космического про¬
странства в мирных целях разработал, а XXI сессия Ген. Ассамблеи
ООН одобрила договор «О принципах деятельности государств по ис¬
следованию и использованию космического пространства, включая
Луну и другие небесные тела». Этим договором предусматривалось,
что странами-депозитариями будут СССР, США и Великобритания.
В соответствии с этим 27 янв. 1967 в Москве, Вашингтоне и Лондоне
договор был открыт для подписания, а 10 октября 1967 всту¬
пил в силу. Такой междунар. договор был подписан впервые в
истории. Возросшие в последние годы масштабы исследования и
использования космич. пространства, выдающиеся достижения в
области ракетной техники и космонавтики сделали актуальной
разработку междунар. соглашения, содержащего осн. правовые
принципы, к-рыми должны руководствоваться государства, осу¬
ществляющие деятельность в космосе. Именно поэтому подпи¬
санный договор получил единодушное одобрение Ген. Ассамблеи
ООН. Равноправное междунар. сотрудничество в космосе, предусмат¬
риваемое договором, позволяет всем странам принимать активное
участие в мирной космической деятельности на благо всех народов.
Договор явился шагом вперед на пути дальнейшего развития сотруд¬
ничества и взаимопонимания между государствами и народами и
будет способствовать решению важнейших междунар. проблем,
стоящих перед человечеством.
В наст, время можно говорить о след. осн. нормах и прин¬
ципах К. п.: свободе исследования и использования космич. про¬
странства и небесных тел; частичной демилитаризации космич.
пространства и полной демилитаризации небесных тел; запре¬
щении нац. присвоения космич. пространства и небесных тел; рас¬
пространении на деятельность по исследованию и использованию
космич. пространства и небесных тел осн. принципов междунар.
права, включая Устав ООН; сохранении суверенных прав госу¬
222 КОСМИЧЕСКОЕ ПРАВО
дарств на запускаемые ими космич. объекты н на находящиеся
на них экипажи; между нар. ответственности государств за над.
деятельность в космосе и за ущерб, причиненный космич. объ¬
ектами; предотвращение потенциально вредных последствии
экспериментов в космич. пространстве и на небесных телах; ока¬
зание помощи экипажам КК в случае аварии, бедствия или вы¬
нужденной посадки; содействие междунар. сотрудничеству в мир¬
ном исследовании и использовании космич. пространства и небес¬
ных тел.
Признание принципа свободы исследования и использования
космич. пространства и небесных тел не означает оправдания произ¬
вола и беззакония в этой новой сфере человеческой деятельности.
Космич. деятельность государств должна осуществляться на благо
и в интересах всего человечества в соответствии с междунар. правом
в интересах поддержания междунар. мира и безопасности развития
междунар. сотрудничества и взаимопонимания, с должным учетом
интересов др. государств. Государства обязаны руководствоваться
в своей деятельности по освоению космоса прежде всего такими
осн. положениями междунар. права, как ненападение (запрещение
агрессии), мирное разрешение споров, разоружение и запрещение
пропаганды войны. Космич. пространство и небесные тела не
подлежат нац. присвоению. Договор 1967 уточняет, что такое
присвоение не может быть произведено ни путем провозглашения
суверенитета на космич. пространство и небесные тела, ни путем их
использования или оккупации, ни любыми др. средствами. Каждое
государство, в регистр к-рого занесен объект, запущенный в космич.
пространство, сохраняет юрисдикциюиконтроль над таким объектом
и над любым экипажем, находящимся на нем, во время их полета
в космич. пространстве. Права собственности на такие космич.
объекты и их составные части сохраняются независимо от ме¬
ста их нахождения. Этот принцип сформулирован в Договоре
1967.
Договор предусматривает междунар. ответственность госу¬
дарств за все виды нац. деятельности в космосе и устанавли¬
вает междунар. ответственность за ущерб, причиненный искусств,
космич. объектами. Поэтому, если в к.-л. стране частные ком¬
пании будут допущены к деятельности в космосе (как это имеет место
в США), то междунар. ответственность за их деятельность должно
нести соответствующее государство. Этот принцип получил разви¬
тие в конвенции об ответственности за ущерб, причиненный запуском
объектов в космич. пространство, проект к-рой был разработан
в 1970.
Принцип свободы науч. исследований в космосе не дает права
одним государствам действовать в ущерб другим. Поэтому государ¬
ства должны воздерживаться от экспериментов в космосе с потен¬
циально вредными последствиями, а также от любой деятельности,
к-рая может помешать мирному использованию космоса др. странами
(см. ст. IX Договора 1967). Договор 1967 предусматривает также
возможность проведения соответств. междунар. консультаций в це¬
лях предотвращения всех помех в использовании космоса, к-рые
могут возникнуть в результате проведения того или иного экспери¬
мента. Договор включает положение, согласно к-рому государства
рассматривают космонавтов как посланцев человечества в космос
и оказывают им всемерную помощь в случае аварии, бедствия или
КОСМИЧЕСКОЕ ПРАВО 223
вынужденной посадки (ст. V Договора 1967). См. Договор «О прин¬
ципах деятельности государств по исследованию и использованию
космического пространства, включая Луну и другие небесные
тела».
Советский Союз выступает за принятие принципа использования
космич. пространства исключительно в мирных целях, подчеркивая,
что эту проблему можно было бы решить в рамках достижения
договоренности о всеобщем и полном разоружении. Однако мирная
инициатива СССР наталкивается на сопротивление некоторых
государств. Так, по мнению официальных кругов США, в космосе
допустимы мероприятия военного характера, если они не являются
актом прямой агрессии. При таком подходе в космосе на законном
основании могли бы осуществляться такие военные мероприятия,
как создание системы дальней военной связи с помощью спутников,
шпионаж из космоса и т. п.
Однако соблюдение принципа использования космического про¬
странства в мирных целях должно исключить любые мероприятия
военного характера.
Совр. достижения в области использования ИСЗ для дальней
радиосвязи и телевидения делают особенно важной разработку
правовых принципов в этой области. Организация управления меж-
дунар. системой дальней радиосвязи с помощью спутников и экс¬
плуатация ее должны воплощать в себе принцип равноправного со¬
трудничества всех государств без к.-л. дискриминации. Установлен¬
ная по инициативе США в 1964 коммерческая система дальней радио¬
связи с помощью спутников «Интелсат» несовместима с этим прин¬
ципом. Эта «междунар.» система в действительности представляет со¬
бой амер. акционерное предприятие с иностр. участием при полном
контроле США, т. к. фактич. собственником космич. сектора системы
является амер. частная компания «Комсат», к-рой принадлежит
53% от общего капитала междунар. консорциума в 200 млн. долл.
Соответственно США располагают 53 голосами из 100 голосов в выс¬
шем органе этого консорциума — Междунар. комитете. В то же вре¬
мя таким странам, как Австрия, Бельгия, Дания, Ирландия, Гол¬
ландия, Португалия, Швеция, приходится объединяться, чтобы
получить право 1 голоса в этом органе. Указанное соглашение 1964
явилось серьезным препятствием на пути создания единой междунар.
системы дальней радиосвязи с помощью спутников.
Особую актуальность приобрел вопрос об общих принципах ис¬
пользования ИСЗ для непосредственного радио- и телевизионно¬
го вещания (НТВ). На состоявшейся в мае 1970 в Нью-Йорке III
сессии Рабочей группы Комитета по использованию космического
пространства в мирных целях Советская делегация внесла доку¬
мент, в к-ром формулируются общие принципы использования ИСЗ
для НТВ. Актуальным является также вопрос о распределении и
использовании геостационарной орбиты для всех служб космиче¬
ской связи и особенно для НТВ. В ходе дальнейшего освоения кос¬
моса возникает и будет возникать значительное число других пра¬
вовых проблем, примерный перечень к-рых содержится в докладе
Комитета по использованию космического пространства в мирных
Целях XXIV сессии Генеральной Ассамблеи ООН (1969). По
Мере расширения космич. деятельности важное значение приоб¬
ретает вопрос о демилитаризации и нейтрализации космического
пространства.
224 КОСМИЧЕСКОЕ ПРОСТРАНСТВО
Оси. предложения Сов. Союза 1958 о запрещении использования
космич. пространства в воен. целях вошли в качестве составной
части в сов. программу всеобщего и полного разоружения. Согла¬
сившись уничтожить боевые ракеты и установить междунар. конт¬
роль за тем, чтобы запуск ракет и космич. аппаратов производился
исключительно в мирных науч. целях, государства тем самым обес¬
печили бы демилитаризацию и нейтрализацию космич. пространства.
С точки зрения междунар. права, под демилитаризацией космич.
пространства следует понимать запрещение в пределах этого про¬
странства любой деятельности, преследующей в мирное время воен.
цели, а под нейтрализацией — изъятие этого пространства в случае
вОоруж. конфликта из сферы воен. действий. Демилитаризация и
нейтрализация космич. пространства могут быть полными и частич¬
ными. Полная демилитаризация означала бы запрещение разме¬
щать в пределах этого пространства любые объекты воен. назна¬
чения, а также запрещение пролета таких объектов через космич.
пространство. Т. о., полная демилитаризация космоса должна преду¬
сматривать запрещение: вывода на орбиту вокруг Земли любых
объектов воен. назначения; сооружения любых объектов воен. на¬
значения на небесных телах или их вывода на орбиту вокруг них;
использования космич. пространства для (или во время) воен. ма¬
невров, а также в целях испытания любых видов оружия (напр.,
ядерных бомб и др. средств массового уничтожения, боевых ракет,
боевых аэрокосмич. устройств ит. п.). Соответственно, полная ней¬
трализация космич. пространства предусматривала бы запрещение
использования этого пространства во время войны; для запуска
военно-космич. объектов в целях нанесения ущерба противнику;
непосредств. ведения боевых операций; пролета боевых ракет одного
государства к целям на территории другого. В случае частичной
демилитаризации и нейтрализации запрещаются строго определен¬
ные в междунар. соглашении виды деятельности государств в космич.
пространстве.
Обсуждается также вопрос о возможности разграничения в бу¬
дущем воздушного и космического пространств, поскольку воздуш¬
ное пространство находится под полным и абсолютным суверените¬
том соответствующего государства, а космическое пространство на
всем его протяжении свободно для использования всеми государ¬
ствами.
Самая молодая отрасль междунар. права — К. п. — призвана
обеспечить условия для того, чтобы космос стал зоной прочного
мира, ареной плодотворного сотрудничества на благо человечества.
КОСМИЧЕСКОЕ ПРОСТРАНСТВО — пространство, простира¬
ющееся за пределами земной атмосферы. Иногда рассматривают не
К. п. в целом (см. Космос), а те или иные его области, характеризую¬
щиеся весьма разл. свойствами, — околоземное К. п., межпланет¬
ное пространство, межзвездное пространство и т. д. Наряду с этими
терминами для обобщенной характеристики условий пилотируемого
полета используются не вполне определ. понятия — «ближний кос¬
мос», «дальний, или открытый, космос», характеризующие высоту
полета по отношению к Земле и переход космонавтов в условия
отсутствия атмосферы, практич. отсутствия земного тяготения и пр.
Решением Междунар. авиационной федерации (ФАИ) условно
принято считать полеты космическими в том случае, если высота их
ре менее 100 км,
КОСМОГОН ИЯ 225
КОСМОВИДЕНИЕ — непосредственная передача и прием по сети
телевизионного вещания изображений с борта КА, находящихся
в космич. пространстве или на поверхности др. планеты. Радио¬
сигналы изображений, посланные бортовой аппаратурой космич.
станции, принимаются земной станцией радиосвязи и затем пере¬
даются на телецентр, откуда ретранслируются по сетям телевидения
СССР, Интервидения и Евровидения. Начало К. положено переда¬
чей телевиз. изображений летчиков-космонавтов А. Г. Николаева и
П. Р. Поповича с борта КК «Восток-3» и «Восток-4» в августе 1962.
Наибольшая дальность К. достигнута в дек. 1968 при передаче
изображения во время облета Луны КК «Аполлон-8» с космонавтами
Ф. Борманом, Дж. Ловеллом и У. Андерсом на борту.
КОСМОГОНИЯ — раздел астрономии, в к-ром изучаются проис¬
хождение и развитие Солнечной системы, звезд и их систем (галак¬
тик, звездных скоплений), туманностей. Все космогонич. выводы,
теории и гипотезы делаются на основе многочисл. наблюдений не¬
бесных светил, с применением всех видов инструмент, и др. техники,
включая КЛА.
Широко распространена гипотеза, что планетная система образо¬
валась из газово-пылевого протопланетного облака, некогда окру¬
жавшего Солнце и простиравшегося до границ системы, а само Солн¬
це возникло из вращающейся и сжимающейся туманности; прото-
планетное облако отделилось от нее на заключит, стадии ее сжатия.
Отделение началось под действием центробежной силы, а на его
дальнейший ход и на распределение отделившегося вещества по
всому пространству планетной системы существенно повлияло взаи¬
модействие с магнитным полем Солнца. Образование планет прои¬
зошло как бы в 2 этапа. На первом этапе, длившемся, вероятно, ме¬
нее млн. лет, из пылевой компоненты протопланетного облака обра¬
зовалось множество тел размером в сотни км; на втором, длившемся
неск. сот млн. лет, — из роя этих «промежуточных» тел и обломков,
образовавшихся при их столкновениях, аккумулировались планеты,
самые крупные из них — Юпитер и Сатурн. Движения «промежу¬
точных» тел по вытянутым орбитам, усреднившись при аккумуля¬
ции, привели к круговому движению планет. Неупругие столкно¬
вения частиц, происходившие в окрестностях растущих планет,
приводили к тому, что часть частиц переходила на орбиты вокруг
планет. Из таких частиц и аккумулировались спутники планет.
Луна, вероятно, аккумулировалась из околоземного роя на расстоя¬
нии ок. 10 земных радиусов и затем отодвинулась на современное
расстояние в результате приливного взаимодействия с Землей.
На основании изучения радиоактивных элементов и продуктов их
распада, обнаруживаемых в метеоритах и в земном веществе, воз¬
раст Солнечной системы определяется в 4—5 млрд. лет.
Образование звезд может происходить путем сгущения рассеян¬
ного диффузного вещества (газовые и пылевые туманности и меж¬
звездная среда). Последнее, в свою очередь, пополняется выбросом
вещества из звезд, происходящим как непрерывно, так и в форме
взрывов, проявляющихся в виде вспышек «новых» и «сверхновых»
звезд. Образование звезд в нашей Галактике длится приблизительно
Ю10 лет и продолжается поныне. В разработке К. галактик дела¬
ются лишь первые шаги — проводится классификация галактик
и их скоплений; изучаются нестационарные явления в галактиках.
Выяснена большая роль ядер галактик в эволюции последних,
226 КОСМОДРОМ
КОСМОДРОМ — комплекс сооружений, оборудования и земель¬
ных участков; на К. производятся сборка, подготовка и пуск КЛА,
траекторные измерения их полета, подача команд, прием и обработка
поступающей телеметрия, информации. Нек-рые К. имеют земель¬
ные участки и для падения отработавших ступеней PH. Гл. объекты
К.: техническая позиция, стартовый комплекс и командно-измери¬
тельный комплекс. Каждый объект — сложный комплекс оборудо¬
вания, а также строит, сооружений для размещения этого оборудо¬
вания и обеспечения необходимых условий его эксплуатации.
Оборудование К. обычно делится на 2 класса: специальное тех¬
нология. и общетехнич. Спец, технология, оборудование объединяет
весьма разнообразные и многочисл. виды оборудования для транс¬
портировки, перегрузки, сборки, испытаний, установки на пуско¬
вую систему, заправки компонентами ракетного топлива и сжатыми
газами, термостатирования, подготовки к пуску, пуска и управле¬
ния полетом PH и КО. Общетехнич. оборудование включает электро¬
силовое, осветит., отопит., вентиляц. и противопожарное оборудо¬
вание, системы герметизации и газоанализа помещений, связи, водо¬
снабжения, промстоков, фекальной канализации, лифты, а также
системы дистанц. и автоматич. управления. Для каждого типа PH
К. имеет технич. позицию, один или неск. стартовых комплексов,
а иногда и элементы командно-измерит. комплекса. Вспомогат. и об¬
служивающие объекты и системы К.: зона хранения компонентов то¬
плива и произ-ва криогенных компонентов топлива, азота с химич.
лабораториями для их анализа; система энергоснабжения (тепло¬
электроцентрали, электросиловые станции, трансформаторные под¬
станции и линии электропередач); жилой городок со штабом и управ¬
ленческими службами К., учебным центром и комплексом бытовых и
культурно-массовых учреждений; система водоснабжения К., вклю¬
чая насосно-очистит. станцию на ближайшей к К. реке; система связи
всех объектов и служб К. со штабом, стартовыми комплексами, тех¬
нич. позициями и командно-измерит. комплексом; ремонтная база и
складское хозяйство; аэродром; подъездные пути и транспортные
коммуникации, включая ж.-д. узел. Нек-рые К. имеют водные
пути — каналы для доставки PH или их ступеней на самоходных
баржах и водные бассейны с причальными стенками для разгрузки
и маневра барж. Обслуживающий персонал К. может достигать
неск. десятков тыс. человек.
Техническая позиция — комплекс сооружений с общетехнич.
оборудованием, спец, технологич. оборудованием и земельный
участок с подъездными путями, обеспечивающий прием, хранение
и сборку PH и КО, их испытания, заправку КО и пристыковку их
к PH. На технич. позиции располагаются: монтажно-испытатель¬
ный корпус (МИК) или здание вертик. сборки, монтажно-испыта¬
тельный корпус КО, заправочная станция КО, компрессорная стан¬
ция с ресиверной, электросиловая или трансформаторная подстан¬
ция и служебные здания. Для PH с твердотопливными ускорите¬
лями в состав технич. позиции дополнительно могут входить пер¬
вичное хранилище секций твердотопливных ускорителей, здание
их осмотра, хранилище секций, готовых к использованию, и здание
сборки и пристыковки твердотопливных ускорителей. С заводов-
изготовителей ступени и узлы PH поступают в МИК технической
позиции. PH доставляются обычно по ж. д. или по шоссейным до¬
рогам с твердым покрытием; используется также для доставки PH
КОСМОДРОМ 227
на К. аниацня, в связи с чем в составе наземного оборудования
должны быть предусмотрены грунтовые тележки и автотягачи для
доставки PH, их ступеней и узлов с аэродрома на технич. позицию.
PH или их элементы транспортируются но ж. д. в вагонах (со съем¬
ной верхней частью кузова для выгрузки PH с помощью мостовых
кранов и траверс или с торцевой дверыо и передвижной рамой —
для бескрановой выгрузки) или на платформах со съемным укрытием.
Все транспортные средства имеют ложементы с захватами и опоры
для крепления PH; эти узлы в вагонах, на платформах для смягче¬
ния ударов на стыках рельсов имеют амортизир. средства. С увели¬
чением размеров PH перспективно использование водных путей.
При транспортировке особо мощных PH завершающие сварочные
операции по изготовлению крупных узлов PH (напр., топливных
баков) производятся на космодромном сборочно-испытат. заводе,
частично выполняющем функции космоверфи. В перспективе, когда
размеры КЛА полностью исключат возможность его транспорти¬
ровки, космоверфь будет служить для изготовления и пуска КЛА.
Сборка PH выполняется 3 способами: 1) горизонт, сборка в
МИК отдельных ступеней и PH в целом и пристыковка к ней КО;
2) горизонт, или вертик. сборка отдельных ступеней PH в МИК,
доставка их на стартовую позицию, сборка PH на пусковой системе
в вертик. положении и последующая пристыковка КО; 3) вертик.
сборка отдельных ступеней и сборка всей PH в МИК в вертик.
положении на верхней части пусковой системы. Первый способ
наиболее распространен и экономичен, однако требует решения
сложной технической задачи по установке PH в вертикальное поло¬
жение на пусковую установку после доставки ее в горизонт, поло¬
жении из МИК; недостаток горизонт, сборки — проведение всех
испытаний PH в МИК в нерабочем (горизонт.) положении и необ¬
ходимость повторных автономных и комплексных испытаний ее
в вертик. положении на пусковой системе, т. к. подъем PH из
горизонт, положения в вертикальное и установка ее на пусковую
систему может явиться причиной возникновения неисправностей.
Второй способ сборки PH допустим для К., находящихся в рай¬
онах с мягким климатом. При этом в МИК собираются только от¬
дельные ступени PH, что существенно сокращает размеры и стои¬
мость строительства МИК и исключает необходимость в спец,
транспортных средствах и строительстве дорогого тракта для
транспортировки полностью собранной PH от МИК до старта. Но
сборка PH на пусковой системе на длит, промежуток времени
занимает стартовый комплекс, сокращая число возможных космич.
пусков с 1 стартовой площадки. Поэтому необходимо строитель¬
ство дополнит, количества стартовых комплексов.Технико-экономич.
расчеты показали, что если эту же программу пусков выполнять
с 1 стартовой площадки и для этой цели вертик. сборку PH пере¬
нести с пусковой системы в высотный МИК, имеющий иеск. сбо¬
рочных стендов, а затем собранную PH в вертик. положении пере¬
возить на старт, то это даст значит, сокращение стоимости строи¬
тельства К. При третьем способе вертик. сборка PH производится
в высотной части МИК (наз. зданием вертик. сборки) непосред¬
ственно на верхней части пусковой системы, транспортируемой
вместе с PH на старт. Ступени PH собираются в низкой части МИК,
из к-рой они с помощью мостовых кранов перевозятся в высот¬
ную часть, имеющую несколько боксов для вертикальной сборки
228 КОСМОДРОМ
РЫ. Сборка производится мостовыми кранами с помощью вы¬
движных площадок, создающих ряд ярусов кольцевого обслужи¬
вания; часть этих площадок может перемещаться вертикально.
Недостаток этого способа — необходимость сооружения высотного
МИК, испытывающего большие ветровые нагрузки и вызывающего
инженерные трудности в проектировании и строительстве. Высота
крупнейшего совр. здания вертик. сборки 160 ж, полезная площадь
140 тыс. м2 и кубатура 3540 тыс. м3 при 4 высотных боксах и
5040 тыс. лг* в перспективе при 6 высотных боксах (США). Каркас та¬
кого здания — из стали, а стены и крыша — из алюминиевых спла¬
вов. Др. недостаток — сложность транспортировки PH в вертик. по¬
ложении вместе с кабель-заправочной башней в связи с подвержен¬
ностью значит, ветровым нагрузкам. PH транспортируется по спец,
двухколейному тракту с помощью гусеничного тягача или по двух¬
колейной ж. д. на транспортно-пусковой платформе. Имеются
проекты вертик. сборки ракеты в МИК на барже, перевозки ее
по каналу на стартовую позицию и пуска с баржи после откачки
воды из пусковой части канала и посадки баржи на жесткие опоры.
Применение третьего способа может быть оправдано только для
PH, конструкция к-рых была заложена в расчете на вертикальную
сборку и к-рые, следовательно, не допускают горизонтальной
сборки и подъема их из горизонтального положения в вертикаль¬
ное. Третий способ будет, вероятно, выгодней первого только
для сверхмощных PH, отличающихся большими размерами по вы¬
соте и диаметру.
Для PH с ЖРД и твердотопливными ускорителями строятся
2 МИК: корпус сборки и испытаний жидкостной ракеты и корпус
пристыковки твердотопливных ускорителей; во втором корпусе
производится также и сборка твердотопливных ускорителей. При¬
стыковка твердотопливных ускорителей выполняется мощными
мостовыми кранами, грузоподъемность к-рых 300 т и более. Гори¬
зонт. сборка ступеней PH ведется на монтажно-стыковочных те¬
лежках, передвигаемых, как правило, по ж.-д. путям МИК. После
испытаний отдельных ступеней производится горизонт, сборка
PH на сборочном стапеле при помощи мостовых кранов, комплекса
поперечных и продольных траверс и стыковочных тележек. Грузо¬
подъемность мостовых кранов МИК до 250 т и высота подъема для
вертик. сборки до 140 м. Для повышения надежности кранов груз
опускается на режиме работы двигателя (свободное опускание
груза на режиме торможения недопустимо), краны имеют в 2 раза
больше двигателей, чем обычные краны; для подъема груза рабо¬
тают 2 двигателя (при отказе одного двигателя другой может обес¬
печить подъем груза; в случае выхода из строя части подъемного
устройства половина системы блоков и канатов выдерживает пол¬
ную нагрузку).
После сборки PH проходит автономные и комплексные испыта¬
ния, для чего МИК имеет необходимую контрольно-проверочную
аппаратуру, наземное электросиловое и пневматич. оборудование.
Контрольно-проверочная аппаратура сосредоточена в спец, помеще¬
ниях и отсеках МИК. Для электро- и пневмопитания в соответств.
местах МИК предусматриваются электрич. и пневматич. колонки.
Доступ операторов к люкам и стыкам PH при сборке и испытаниях
обеспечивается с помощью агрегатов обслуживания, передвижных
площадок обслуживания, подставок, стремянок и т. п. Собранная
КОСМОДРОМ 229
PH с помощью кранов и траверс перекладывается на транспорт¬
но-установочный агрегат или транспортно-установочную тележку.
Одновременно со сборкой PH производятся сборка и испытания
КО. Если на К. несколько технич. позиций для неск. типов PH,
то целесообразно иметь специализиров. МИК для разл. КО. В ком¬
плект испытат. оборудования для КО дополнительно входят баро¬
камеры для испытаний космич. объектов или их элементов на герме¬
тичность в условиях глубокого вакуума. Собранный и испытанный
КО направляется для заправки на заправочную станцию технич.
позиции. Масса компонентов топлива, заправляемых в КО, от де¬
сятков кг до т, в связи с чем используются разл. методы дозиро¬
вания; малые количества дозируются в весовых дозаторах, боль¬
шие — методом объемного дозирования. Если же объемные доза¬
торы автоматически фиксируют и плотность топлива, то и в этом
случае также достигается весовое дозирование, а не объемное. При
объемном дозировании строго контролируется темп-pa топлива,
что позволяет, зная химич. состав топлива, определить его плот¬
ность в момент заправки и пересчитать объемные дозы в весовые.
Топливо из хранилища подается насосными установками или мето¬
дом вытеснения. Перед заправкой компоненты топлива термоста-
тируются, нек-рые из них подвергаются операции деаэрации.
Топливные баки и часть заправочных трактов (до мембран) перед
заправкой вакуумируются для удаления из них воздуха. Система
заправки сжатыми газами обеспечивает заправку баллонов высо¬
кого давления КО и заполнение подушек топливных баков после
их заправки инертным газом, обычно гелием. Заправочные станции
имеют мощные системы: приточно-вытяжную вентиляционную, про¬
тивопожарную, промстоков, коммуникаций электрич., заправоч¬
ных, дренажных, а также средства обслуживания КО — площад¬
ки, подставки, стремянки и т. п. Трубопроводы станции снабжены
дистанционно управляемой аппаратурой. Для подсоединения на¬
полнит. соединений к горловинам и штуцерам КО трубопроводы
оканчиваются гибкими шлангами. Исполнение всех технология,
операций заправочной станции фиксируется системой датчиков,
показания к-рых регистрируются на световых табло и приборах
пультов систем дистанц. и автоматич. управления станции. Крио¬
генными компонентами топлива КО заправляется на стартовой
позиции. Далее КО подается в МИК, где пристыковывается к PH.
Если расстояние от заправочной станции до МИК значительное
и есть угроза, что компоненты топлива при транспортировке приоб¬
ретут недопустимую темп-ру, то транспортные средства для заправ¬
ленного КО (грунтовые или ж.-д.) должны иметь средства термо-
статирования. После проверки правильности стыковки и кабель¬
ных связей PH с КО полностью собранный КЛА транспортируется
на стартовую позицию.
Стартовый комплекс — комплекс спец, технологического обо¬
рудования, сооружений с общетехиич. оборудованием и подго¬
товленных участков земли с подъездными путями, служащий для
доставки КЛА на стартовую площадку, установки на пусковую
системы, испытаний, заправки, наведения на цель и пуска. Нек-рые
устаревшие стартовые комплексы обеспечивают вертикальную
сборку КЛА на пусковой системе.
Спец, технологическое оборудование стартового комплекса
бывает передвижное или стационарное, чем определяется и коли¬
230 КОСМОДРОМ
чество строит, сооружений на стартовой позиции. Передвижной
комплекс более экономичен, чем стационарный, т. к. требует мень¬
шего числа стационарных строит, сооружений и, в случае взрыва
PH на старте, меньших затрат на ликвидацию повреждений. Чем
больше размеры PH и чем большее количество компонентов топлива
необходимо заправлять в ее баки, тем труднее выполнить оборудо¬
вание в передвижном варианте. В состав спец, сооружений совр.
стационарного стартового комплекса входят: пусковое сооружение;
система молниеотводов; рельсовый путь для передвижной башни
обслуживания или кольцевой рельсовый путь и подбашенное соору¬
жение для поворотной башни обслуживания; командный пункт
(КП); сооружения с оборудованием для хранения, заправки PH
окислителем, горючим, криогенным топливом и заправки КО (если
заправка криогенными компонентами производится подвижными
средствами, то на стартовой площадке для них предусматриваются
подъездные пути и крытые перроны для заправщиков, обеспечи¬
вающих подпитку PH до момента старта, если PH и КО заправляются
одними и теми же криогенными компонентами, то сооружения и
средства заправки для них общие); станция газоснабжения и ре-
сиверная; помещения для нейтрализац. оборудования (если ком¬
поненты топлива токсичны) и испарит, площадки для продуктов
нейтрализации; трансформаторная подстанция, причем нек-рые
стартовые комплексы имеют также резервные дизель-электрич.
станции; холодильные установки или холодильный центр; градирни
и брызгальные бассейны; резервуары технич. воды для систем
пожаротушения; потерны и проходные каналы, соединяющие осн.
сооружения стартового комплекса; котельная (нек-рые стартовые
комплексы снабжаются паром от котельных технич. позиции); подъ¬
ездные ж.-д. пути и дороги с твердым покрытием, а также площадки
для стоянки автомашин; административные и служебные помещения
и ограждения. Все сооружения по возможности делаются защищен¬
ными на случай взрыва PH на старте. Многие из них выполняются
в виде арочных железобетонных конструкций с земляной обвалов-
кой. Наибольшую защиту имеет КП, к-рый делается подземным
или в виде железобетонной полусферы с земляной обваловкой.
Стартовый комплекс может иметь неск. стартовых площадок.
В состав спец, технология, оборудования стартовых комплексов
для мощных КЛА входят: транспортно-установочный агрегат или
установщик и транспортно-установочная тележка; пусковая си¬
стема; агрегаты обслуживания КЛА на пусковой системе; обору¬
дование для заправки PH компонентами ракетного топлива; системы
термостатирования; оборудование для заправки КО криогенными
компонентами топлива, для заправки PH и КО сжатыми газами и
для пневмопитания технология, оборудования; холодильно-нагреват.
установки; воздушная и жидкостная системы термостатирования
PH и КО; система нейтрализации проливов и остатков токсичных
компонентов топлива и их паров, обезвреживания элементов PH
после слива токсичных компонентов топлива; система наведения
КЛА; наземное электросиловое оборудование, наземные части бор¬
товых систем PH и КО, в т. ч. системы контроля уровней; система
бортовых телеметрия, измерений, радиоконтроля траекторных
измерений, комплект испытат. аппаратуры; электронно-логич. ре¬
гулирующее устройство; СЖО, командная радиолиния аварийного
спасения космонавтов; комплект преобразователей частоты; вакуум¬
КОСМОДРОМ 231
ное оборудование; единая система измерений стартового комплекса;
система пожаротушения; комплекс автоматич. и дистанц. систем
управления; система дистанц. и автоматич. управления технологич.
операциями; комплекты стартовой аппаратуры для PH и КО.
На стартовой позиции транспортно-установочный агрегат под¬
нимает гидродомкратами КЛА вместе со стрелой в вертик. поло¬
жение так, что он оказывается вывешенным над пусковой системой.
Затем механизмы пусковой системы или установочного агрегата
(или и того и др.) сближают до соприкосновения опоры КЛА с опор¬
ными пятами пусковой системы; вес КЛА передается на пусковую
систему, КЛА закрепляют ветровыми креплениями, захваты стре¬
лы освобождают его, стрела опускается в горизонт, положение.
В процессе установки на пусковую систему производится вертика-
лизация и, если этого требует конструкция, ориентация в плоскости
полета с помощью приборов наведения. Передвижные установщики
портального типа поднимают КЛА вместе с грунтовой транспортно¬
установочной тележкой в вертик. положение с помощью канатной
системы. Порталы установщика имеют откидные площадки, на
к-рые поднимаются операторы для обслуживания КЛА в процессе
предстартовой подготовки. Стационарные установщики со стрелой
в виде платформы монтируются около пусковой системы так, что
платформа, несущая рельсовые пути, находится на нулевой отметке.
Ж.-д. транспортно-установочная тележка закатывается на плат¬
форму и автоматически закрепляется на ней, после чего платформа
вместе с тележкой и КЛА гидродомкратами поднимается в вертик.
положение. Механизмы опускания на пусковую систему и захваты
в этом случае являются узлами транспортно-установочной тележки.
Установка на пусковую систему и вертикализация КЛА произво¬
дятся по командам системы дистанц. управления технологич. опера¬
циями, большая часть аппаратуры и пультов к-рой располагается
в командном пункте. Если КЛА доставляется на стартовую пози¬
цию в вертик. положении на верхней части пусковой системы с
помощью гусеничного транспортера, то эта часть вместе с КЛА опу¬
скается на опоры пусковой площадки посредством гидродомкратов
транспортера (по 4 домкрата на каждой из 4 тележек). После закреп¬
ления верхней части транспортер с помощью тех же гидродомкра¬
тов дополнительно опускается и выходит из-под пусковой системы.
Осн. агрегат стартового комплекса — пусковая система — обеспе¬
чивает прием, вертикализацию и удержание КЛА в положении для
пуска, подвод к нему электрич., заправочных, пневматич., дре¬
нажных и пр. коммуникаций и пуск КЛА. Нек-рые пусковые си¬
стемы имеют устройства для азимутального наведения КЛА. Пуско¬
вые системы выполняются переносными, называемыми пусковыми
столами, и стационарными. Конструкции стационарных пусковых
систем очень разнообразны и определяются конструкцией и особен¬
ностями PH. Наиболее сложны конструкции таких систем для PH
пакетного типа, имеющих продольное деление и требующих для
наведения по азимуту поворота корпуса PH вместе с пусковой
системой. В этом случае пусковая система иногда имеет опорную
силовую конструкцию в виде ферм, на к-рые PH устанавливается
своими опорными элементами, расположенными в середине ее вы¬
соты. При старте эти фермы автоматически отбрасываются в сто¬
роны, что исключает соударение КЛА и ферм. Стационарные пус¬
ковые системы монтируются в пусковых строит, сооружениях,
232 КОСМОДРОМ
к-рые выполняются наземными, полузаглубленными и шахтного
типа. Заглубление пускового сооружения в грунт позволяет сокра¬
тить размеры и мощность гидравлич. подъемной системы, т. к.
центр тяжести КЛА в этом случае поднимается на меньшую вы¬
соту. Однако заглубление пусковых сооружений усложняет отвод
газовой струи РД в зоны, безопасные для КЛА и наземного оборудо¬
вания. В подобных сооружениях, кроме газоотражателя, предусма¬
тривается система газоотражателъных лотков и каналов. Пуско¬
вые сооружения могут иметь один или неск. газоотводных каналов.
Пусковые системы могут иметь кабельные, заправочные и ка¬
бель-заправочные мачты, механизмы стыковки электро- и пневмо¬
разъемов, наполнит, и дренажных соединений. Эти механизмы
приводятся в действие (пристыковка и отстыковка) электромеханич.,
гидравлич. или пневмогидравлич. приводом; отстыковка может
производиться также ходом КЛА при старте. Мачты выполняются
отбрасываемыми и стационарными. Первые отбрасываются автома¬
тически по команде с пульта пуска спец, механизмами в сторону
от КЛА на буферные устройства во избежание соударения с PH
или повреждения мачт газовой струей. Стационарные кабель-
заправочные мачты или кабель-заправочные башни закрепляются
на пусковой системе или рядом с ней на расстоянии, исключающем
соударения с КЛА и повреждение башни газовой струей. В этом
случае опи имеют откидные коммуникации, соединяющие КЛА с
наземными коммуникациями, проложенными по кабель-заправочной
башне. Высота нек-рых башен более 100 м. Кабель-заправочные
башни часто выполняют функции агрегатов обслуживания и имеют
лифты и откидные площадки. На пусковой системе применяются
разл. агрегаты обслуживания: башни и фермы, автовышки, перед¬
вижные агрегаты (на базе автопогрузчиков) и спец, кабины. Агрега¬
ты обеспечивают доступ людей к разл. ярусам и подачу приборов и
оборудования. В ряде случаев на башнях и фермах прокладывают
электрич., заправочные, дренажные, пневматич. коммуникации
с наполнит, соединениями и коммуникации систем для заправки PH
компонентами топлива, а КО — криогенными компонентами, и тер-
мостатирования. Агрегаты обслуживания подаются к КЛА после
установки его на пусковую систему, поэтому выполняются передвиж¬
ными или поворотными. Самоходные башни передвигаются по рель¬
совым путям шириной до 30 м на расстояние, обеспечивающее
сохранность башни при взрыве КЛА на старте. Поворотные башни
поворачиваются по кольцевому рельсу вокруг центра, являюще¬
гося подбашенным сооружением. В тех случаях, когда азимуталь¬
ное наведение КЛА осуществляется поворотом его корпуса, фермы
обслуживания монтируются на поворотной части пусковой системы
и перед стартом опускаются (поворачиваются) из вертик. положе¬
ния в горизонтальное. Нек-рые передвижные башни обслуживания
передвигаются с помощью тех же гусеничных транспортеров, к-рые
доставляют КЛА на старт в вертик. положении. Башни и фермы
обслуживания имеют выдвижные, складывающиеся и стационарные
площадки с ограждением, лестничные марши и грузопассажирские
лифты; иногда ограждения площадок создают закрытое простран¬
ство, куда подается кондициониров. воздух. Нек-рые башни имеют
грузоподъемные краны для сборки КЛА на пусковой системе или
для подъема грузов на площадки. Большие башни обслуживания
(рес до 3500 щ и высота более 100 м) являются автономными агрега¬
Космодром 2М
тами, имеющими собств. электростанцию, отопление, систему конди¬
ционирования воздуха, осветит, сеть, вентиляцию и связь.
После установки, наведения КЛА и подключения к нему всех
наземных коммуникаций производятся автономные и комплексные
испытания КЛА с помощью проверочно-пускового оборудования
и всех наземных систем, результаты испытаний записываются
телеметрическими системами и многоканальными регистраторами.
После расшифровки и анализа результатов испытаний PH заправ¬
ляются топливом и сжатыми газами. Оборудование для заправки
включает емкости для хранения топлива, насосные станции, слив¬
ные емкости и систему заправочных и дренажных трубопроводов,
проложенных в спец, потернах по стартовой системе или по запра¬
вочным мачтам и фермам обслуживания. Трубопроводы имеют
арматуру, блоки гидро- и пневмоклапанов, с помощью к-рых можно
управлять процессом заправки, и заканчиваются гибкими рука¬
вами с наполнит, и дренажными соединениями для подсоединения
к PH. При заправке токсичными компонентами осуществляется
закольцовка с емкостью хранилища, исключающая выбрасывание
паров компонентов в атмосферу. Наряду с насосной заправкой при¬
меняется вытеснительная, к-рая по сравнению с насосной не требует
больших затрат электроэнергии в течение короткого промежутка
времени, однако для вытеснит, заправки больших количеств топлива
в баки PH, находящиеся на большой высоте, необходимы большие
емкости хранилищ, рассчитанные на большие давления, что эконо¬
мически не выгодно. Кроме того, при вытеснит, заправке исклю¬
чается возможность закольцовки бака PH с емкостью хранилища.
После окончания вытеснит, заправки большие емкости хранилища
оказываются заполненными газом значит, давления, смешанного
с парами топлива, что особенно неприятно при токсичном топливе.
Поэтому в совр. стартовых комплексах для мощных PH чаще при¬
меняется насосная заправка. Для стартовых комплексов, не имею¬
щих стационарных заправочных средств, на старт подаются пере¬
движные заправщики с гибкими рукавами для подсоединения к за¬
правочным трубопроводам стартового сооружения или непосред¬
ственно к PH. Фильтры для очистки топлива от механич. примесей
с необходимой степенью очистки ставятся на напорных трубопро¬
водах как можно ближе к PH. Компоненты топлива обычно дози¬
руются автоматически с помощью системы контроля уровней (СКУ)
по датчикам уровней в баках PH. После достижения в баке предва¬
рит. уровня по команде системы контроля уровней снижается
производительность заправки с большого расхода на малый, при
к-ром производится дозаправка бака; для повышения безопасности
заправки в систему вводится аварийный уровень. По окончательной
команде закрываются отсечные заправочные клапаны и заправка
выключается. Применяются также дозировка счетчиками расходо¬
мерами и реже взвешивание PH с помощью датчиков, встроенных
в пусковую систему. Для заправки PH и питания технологиче¬
ского оборудования сжатыми газами служат пневмощиты ресивер-
ной, системы газоснабжения стартового комплекса, а также системы
трубопроводов с арматурой. Станция газоснабжения может иметь
воздушные компрессоры высокого давления с осушит, установками,
гелиевые компрессоры для газообразного гелия, доставляемого
на стартовую позицию в баллонах со стандартным давлением в
150 am, и газификаторы жидкого азота с плунжерными насосами
236 КОСМОДРОМ
ступень ракеты (в процессе проверки); 9 — космич. объект
предстартовой подготовки фиксируются на пульте пуска набором
транспарантов готовностей. После набора готовностей всех систем
дается команда пуска. Ключ пуска поворачивается в положение
«пуск», и нажатием кнопки «пуск» включается автоматич. схема
пуска. При возникновении неисправностей и аварийных ситуаций
происходит сброс схемы пуска и возврат ее элементов в исходное по¬
ложение. При несостоявшемся пуске PH производится слив из нее
компонентов топлива, нейтрализация (обезвреживание) PH (при
токсичных компонентах), съем ее с пусковой системы и транспор¬
тировка на технич. позицию.
Командно-измерительный комплекс обеспечивает: траектор-
ные измерения полета PH и КО; передачу команд на КО по вклю¬
чению программ, заложенных в бортовые исполнит, системы и
механизмы; передачу на борт КО уставок, т. е. величин, к-рые
изменяют программы; прием с борта PH и КО телеметрия, ин¬
формации; осуществление через радиоканалы телефонной или те¬
леграфной связи с космонавтом и ее ретрансляцию; прием телевиз.
изображений с борта КО и их ретрансляцию. В задачу командно-
измерит. комплекса входит также срочная передача по линиям связи
результатов сеансов траекторных измерений в координац -вычислит,
центр (КВЦ) для определения орбит и траекторий КО.
КОСМОДРОМ 237
Пусковая система с ракетой (США) (слева — башня обслуживания, справа —
кабель-заправочная башня)
Для передачи информации используются все возможные виды
связи. Если в результате исследования орбиты или траектории
КО возникает необходимость внесения коррекций в программу
полета, то КВЦ передает в командно-измерительный комплекс
238 КОСМОЛОГИЯ
уставки для передачи на борт КО. Для сокращения передаваемого
объема информации с нескольких тысяч параметров за 1 сеанс
траекторных изменений до нескольких значений готовых и прове¬
ренных координат комплекс должен иметь автоматов, линии обра¬
ботки получаемых данных и математич. вычислит, машины. Это
избавит центр от необходимости проводить сложную работу по
выявлению искажений, неизбежных при срочной передаче большого
объема информации по линиям связи. Однако очень часто, особенно
при аварийных ситуациях, в распоряжении центра имеется весьма
ограниченное время на вычисление орбиты или траектории и приня¬
тие решения по уставке, практически исключающее возможность
повторного получения неск. тыс. измерений. Кроме того, на месте
производства траекторных измерений легче установить и отбросить
недостоверные величины измерений. Аппаратура командно-измерит.
комплекса, включающая радиотелеметрия, станции, радиоприемные
и радиопередающие устройства, мощные антенные установки,
телевиз. установки, линии автоматич. обработки получаемых дан¬
ных и математич. вычислит, машины, аппаратуру службы единого
времени, средства связи, источники питания электроэнергией и
спец, токами, комплектуется и в основном повторяется в ряде
измерит, пунктов, из к-рых один является основным. Эти пункты
располагаются на значит, расстояниях друг от друга для обеспече¬
ния на наибольших участках орбиты или траектории наиболее про¬
должит. связи с КО. Все пункты имеют общую службу единого
времени и надежную связь с КВЦ, осн. пунктом К., а иногда и
между собой. В том случае, когда эта задача не может быть решена
с помощью пунктов, размещенных на суше, создаются корабельные
пункты, к-рые заранее выходят в океаны и занимают нужные для
работы позиции. Координаты этих позиций диктуются характером
орбиты или траектории КО и необходимостью в определ. момент
времени передать команды и уставки на борт КО. Пункты, рас¬
положенные на К., не обязательно являются основными, т. к. с осн.
пункта должна обеспечиваться связь с КО на важнейших участках
траектории его полета.
ПОДПИСЬ К РИСУНКУ КОСМОДРОМА,
ПОМЕЩЕННОМУ В КОНЦЕ КНИГИ (СМ. ВКЛЕЙКИ):
А, Б, В — стартовые позиции космодрома; Г — технич.позиция; 1 — кабель-
заправочная башня; 2 — башня обслуживания; 3 — станция заправки топливом
космич. объектов; 4 — монтажноиспытательный корпус космич. объектов; 5 —
здание вертикальной сборки; 6 — компрессорная станция; 7 — выносной ко¬
мандный пункт; 8 — хранилище и заправочная станция окислителя; 0 — ре-
сиверная; 10 — бассейн с водой системы пожаротушения; 11 — командный
пункт; 12 — газоотражатель; 13 — газоотводный канал; 14 — пусковая систе¬
ма; 15 — башня для приборов наведения ракеты по азимуту; 16 — гусеничный
транспортер; 17 — радиолокационная станция; 18 — укрытие для расчета;
19 — хранилище и заправочная станция горючего; 20 — хранилище и запра¬
вочная станция водорода; 21 — к испарительным площадкам
КОСМОЛОГИЯ — раздел астрономии, в к-ром изучаются общие
закономерности строения Вселенной. К. вместе с космогонией имеет
особое значение для формирования правильного материалистич.
мировоззрения.
КОСМОНАВТИКА 239
КОСМОНАВТ — человек, прошедший спец, медико-биологпч.
(см. Отбор космонавтов) и технич. подготовку и принявший уча¬
стие в космич. полете в качестве пилота или члена экипажа.
КОСМОНАВТИКА — полеты в космич. пространстве; совокуп¬
ность отраслей науки и техники, обеспечивающих освоение космич.
пространства и внеземных объектов с использованием разного рода
КА (ракет, ИС, зондов, станций и пр.), управляемых с Земли или
пилотируемых. К. включает проблемы: теории космич. полетов —
расчеты траекторий и др.; научно-технические — создание космич.
ракет, двигателей, систем управления, пусковых установок, си¬
стем связи и передачи информации, науч. оборудования; медико¬
биологические и др. Начало космич. эры — 4 окт. 1957, когда в
СССР был осуществлен запуск первого ИСЗ.
В конце 19 в. в работах рус. ученого К. Э. Циолковского впервые
стали объектом научных изысканий мысли о создании аппаратов,
способных преодолевать силу земного тяготения, о полете в космос.
В опубликованном в 1903 труде «Исследование мировых пространств
реактивными приборами» и последующих работах Циолковский
не только дал и развил теорию полета ракеты с учетом изменения
ее массы в ходе полета, но и обосновал возможность технич. осу¬
ществления космич. полетов. Он поставил и рассмотрел ряд проб¬
лем, дальнейшее развитие и решение к-рых легло в основу совр.
К. Поэтому своим возникновением К. безусловно обязана, прежде
всего, Циолковскому, хотя нек-рые проблемы космич. полетов
рассматривались и др. учеными. В частности, в 1897 рус. ученый
И. В. Мещерский своей фундаментальной работой «Динамика точки
переменной массы» заложил основу для решения многих теоретич.
задач К. и небесной механики.
Идеи Циолковского заинтересовали многих представителей
сов. науки и техники. В начале 1921 в Москве Н. И. Тихомировым
была создана первая советская исследоват. и опытно-конструктор¬
ская лаборатория по ракетной технике. Перебазированная в 1927
в Ленинград, она получила наименование — Газодинамическая
лаборатория (ГДЛ). В 1928 ГДЛ начала летные испытания ракет
на бездымном шашечном порохе. С 1929 в ГДЛ под руководством
В. П. Глушко начата разработка ракет с ЭРД и ЖРД. Первые
испытания ЭРД проведены в 1929, а ЖРД — в 1931. В июне 1932 в
Москве была организована Группа изучения реактивного движе¬
ния (ГИРД) с производственной базой, работавшая под руковод¬
ством С. П. Королева. В 1933 ГИРД осуществила полеты первых со¬
ветских жидкостных ракет. В конце 1933 на базе ГДЛ и ГИРД был
создан первый Реактивный научно-исследовательский институт
(РНИИ). ГДЛ, ГИРД и РНИИ внесли основополагающий вклад
в развитие ракетной техники в СССР.
Позже, чем в нашей стране, вопросами теории реактивного
движения заинтересовались ученые зарубежных стран, опубликовав¬
шие свои труды, — Р. Эно-Пелътри (Франция, 1912), Р. Годдард
(США, 1919), Г. Оберт (Германия, 1923). В 20-х гг. были основаны
первые общества К.: в 1924 — в СССР, в 1926 — в Австрии, в 1927 —
в Германии, в 1930 — в Англии и США; целью этих обществ было
содействие развитию и пропаганде идей космич. полета.
В США эксперимент, работы с ЖРД были начаты Р. Годдардом
в 1921, а пуски жидкостных ракет производились им с 1926. В Гер¬
мании стендовые испытания двигателей этого класса были начаты
246 КО CMOIIА ВТИ К А
Г. Обертом в 1929, а летные испытания жидкостных ракет — И. Вин¬
клером с 1931. В 1932 в Германии приступили к разработке ракет
воен. назначения; в 1937 был создан ракетный воен. полигон в
Пенемюнде, на к-ром под руководством В. фон Брауна разрабаты¬
валась мощная по тому времени ракета V-2, летные испытания
к-рой были начаты в 1942. Широкое применение V-2 в конце 2-й ми¬
ровой войны не оказало влияния на ее исход, но побудило многие
страны форсировать работы по ракетной технике.
После окончания 2-й мировой войны появилось стремление
использовать ракеты в мирных целях, напр. для зондирования
атмосферы. Однако, несмотря на вполне определенную практич.
ценность этих т. н. геофизич. ракет, круг возможных экспериментов
при их запусках довольно ограничен. Это связано, прежде всего,
с кратковременностью и недостаточной высотой полета. Целый ряд
важных науч. и технич. проблем настоятельно требовал исследо¬
ваний на иной, качественно новой основе, соответствующей возрос¬
шему уровню технич. мысли и возможностей ее реализации, а также
новым задачам науки и произ-ва.
Широта и разнообразие науч. и технич. задач неизмеримо воз¬
растают с появлением возможности запусков ИС, АМС и полетов
человека в космос. Но для реализации этого необходимо было обес¬
печить решение многих теоретич. и научно-технич. задач, в первую
очередь создать мощные PH, космодромы, а также ИСЗ, КК, АМС,
космич. зонды и оснастить их науч. оборудованием, специально
приспособленным к задачам и условиям работы в космосе; подго¬
товить космонавтов и т. д. Для решения всего этого комплекса
задач необходимы огромные силы и средства, координация иссле¬
дований на очень широком фронте работ, большая науч. смелость.
Хотя проблема разработки и запусков ИСЗ была продиктована всем
ходом развития науки и техники, одним из стимулов к ускорению
работ по созданию ИСЗ явился Междунар. геофизич. год (МГГ),
проводившийся в 1957—58. Это был своеобразный смотр междунар.
науки и техники. СССР первым вывел на орбиту ИСЗ 4 окт. 1957.
Вслед за этим ИСЗ с небольшими интервалами были выведены на
орбиту и другие, большого веса, оснащенные разнообразной аппа¬
ратурой. США также включили в свою программу МГГ исследова¬
ния при помощи ИСЗ, но свой первый спутник им удалось вывести
на орбиту лишь 31 янв. 1958. В результате исследований, выпол¬
ненных сов. и амер. учеными во время МГГ при помощи ИСЗ, было
сделано неск. важных открытий, в частности был обнаружен ра¬
диационный пояс Земли.
В Сов. Союзе с 1957 были созданы и выведены на космич. траек¬
тории разл. аппараты — ИСЗ, АМС и пилотируемые КК. Впервые
была запущена в сторону Луны ракета, превысившая 2-ю космич.
скорость и ставшая искусств, планетой; др. ракета первой достигла
поверхности Луны. С посланной к Луне АМС получены фотографии
обратной стороны Луны. Для отработки аппаратуры пилотируемых
полетов выводились на орбиты тяжелые КС с подопытными живот¬
ными и др. живыми организмами. 12 апр. 1961 сов. летчик-космо¬
навт Ю. А. Гагарин совершил первое кругосветное космич. путе¬
шествие — орбитальный облет Земли. Вслед за Гагариным в космос
поднялись и др. сов. космонавты, и каждый следующий полет был
новым достижением, решением новых, более сложных технич.
задач, новым рекордом веса корабля, высоты, длительности, слож¬
КОСМОНАВТИКА Hi
ности полета. Поднялась в космос первая женщина космонавт
В. В. Терешкова. 12 окт. 1964 на трехместном корабле «Восход»
в космич. полете приняли участие летчик-космонавт В. М. Комаров,
ученый К. П. Феоктистов и врач Б. Б. Егоров. 18 марта 1965 лет¬
чик-космонавт А. А. Леонов впервые осуществил выход из корабля
«Восход-2» в открытый космос, а летчик-космонавт П. И. Беляев
19 марта совершил посадку этого корабля с помощью ручного управ¬
ления. В 1967 впервые была осуществлена автоматич. стыковка КК
на орбите ИСЗ. Одновременно шло усовершенствование автоматич.
станций, запуски к-рых к Марсу, Венере, Луне принесли много
ценной науч. информации. 3 февр. 1966 впервые сов. АМС «Луна-9»,
а 24 дек. 1966 — «Луна-13» совершили мягкую посадку на Луну
и передали ряд телевиз. изображений лунной поверхности. Станция
«Луна-10» 3 апр. 1966 стала первым в мире ИСЛ, АМС «Луна-16»
21 сент. 1970 взяла пробу лунного грунта в море Изобилия и
доставила ее на Землю. АМС «Зонд-5» и «Зонд-6» впервые осущест¬
вили в 1968 облет Луны и доставили на Землю ценные материа¬
лы для науч. исследований. 4 раза сов. АМС опускались в глубин¬
ные слои атмосферы Венеры, три из них передали на Землю науч.
информацию о свойствах атмосферы этой планеты.
В США, помимо большого числа ИСЗ, выведенных в космич.
пространство с исследоват. целями, успешно посланы АМС в про¬
летном варианте к Венере («Маринер-2», «Маринер-5») и к Марсу
(«Маринер-4, 6, 7»). Последние АМС передали первые снимки по¬
верхности Марса со сравнительно близкого расстояния. В США был
осуществлен запуск ряда КЛА для исследований Луны: «Рейнджер»,
«Сервейер», совершивший мягкую посадку на Луну, и ИСЛ. В США
были закончены 2 программы пилотируемых полетов на КС «Мерку¬
рий» и «Джемини». Осуществлены выход человека в космос и впер¬
вые ручная стыковка кораблей в космосе. Крупным достижением
США является облет Луны с возвращением на Землю КК «Апол-
лон-8» (21—27 дек. 1968, экипаж: Ф. Борман — командир корабля,
Дж. Ловелл, У. Андерс) и КК «Аполлон-10» по усложненной прог¬
рамме (18—26 мая 1969, экипаж: Т. Стаффорд — командир корабля,
Дж. Янг, Ю. Сернан).
Историческим достижением является полет трех амер. космонав¬
тов в КК «Аполлон-11» с высадкой двоих из них на Луну и возвра¬
щением на Землю (16—24 июля 1969). Состав экипажа К К «Апол¬
лон-11»: Н. Армстронг (командир корабля), М. Коллинз и Э. Олд-
рин. Высадившиеся на Луну Н. Армстронг и Э. Олдрин пробыли
на ней 21 час. 36 мин., проведя ряд исследований и установив
науч. аппаратуру. Они оставили в Море Спокойствия на Луне па¬
мятную табличку, укрепленную на посадочной ступени лунного
корабля, с надписью: «Здесь люди с планеты Земля впервые ступили
ногой на Луну. Июль, год 1969-й нашей эры. Мы пришли с миром
от имени всего человечества». На табличке выгравированы подписи
трех членов экипажа «Аполлон-11» и президента Р. Никсона. Остав¬
лена также магнитная запись посланий от 73 государств. Полет на
Луну успешно повторен КК «Аполлон-12» (14—24 ноября 1969)
с экипажем: Ч. Конрад (командир корабля), Р. Гордон, А. Бин.
На Луну высадились Ч. Конрад и А. Бин; пробыли на ней 31 ч. 32
мин., выполнив более широкую программу исследований. С 1965
ИСЗ выводит на орбиту Франция; запущено 5 геофизич. ИСЗ, 4 с
помощью PH «Диамант», 1 —PH «Скаут» и ИСЗ «Диал» PH «Диа-
9 Космонавтика
24 2 КОСМОНЛ BflTfM
мапт-П». В 1070 Япония, а .чатом Китаи выполи на принту ИСЗ.
Европейское сообщество и Англия готовятся к пуску ИСЗ своими PH.
Учитывая важпость результатов исследования и освоения космич.
пространства для всех стран и народов, СССР неоднократно высту¬
пал на междунар. арене с предложениями о совместных действиях
по использованию космоса на благо всего миролюбивого человече¬
ства. В результате ООН вынесла решение об использовании космич.
пространства только в мирных целях (см. Космическое право).
В связи с успехами на пути исследования космич. пространства
и проникновения в него человека активизировалась деятельность
нац. обществ по К., были созданы спец. гос. учреждения, ведающие
вопросами разработки и осуществления нац. космич. программ,
организацией в связи с этим разного рода исследований и т. п.
Таковы, напр., в СССР Комиссия по исследованию и использованию
космич. пространства при АН СССР, в США — Нац. управление
по аэронавтике и исследованию космич. пространства, во Фран¬
ции — Национальный центр исследований космич. пространства.
Немалая роль в исследовании космоса принадлежит академиям
наук, университетам, разл. н.-и. ин-там и пром. предприятиям.
Большой авторитет приобрели междунар. орг-ции — Междунар.
астронавтич. федерация, КОСПАР, к-рые своей деятельностью
способствуют творческому обмену мнениями, пропаганде достиже¬
ний К., постановке новых первоочередных задач, а также сближе¬
нию и междунар. сотрудничеству ученых разл. стран. В резуль¬
тате принят ряд проектов и программ, осуществляемых разными
государствами совместно в рамках определ. междунар. соглашений.
В этих проектах и программах отражены ближайшие цели и задачи
К. На совр. этапе эти программы условно можно разделить на
2 группы: 1) непосредственно связанные с технич. осуществлением
пусков ракет или полетов К Л А и 2) проводимые в ходе космич.
полетов и исследований внеземных объектов. Разделение это ус¬
ловно, т. к. успех исследований зависит от технич. оснащенности
всех элементов запуска и полета, в то время как направленность
исследований предопределяет выбор конструкций и систем К А,
а результаты исследований требуют изменений и усовершенство¬
ваний систем и конструкций. Но главная цель науч. части совр.
космич. программ — достижение принципиально нового уровня
знаний о Вселенной и ее законах с помощью космич. аппаратов.
Автоматич. системы, запоминающие устройства, системы связи
и т. п. настолько совершенны, что в целом ряде случаев АМС,
оснащенная сложнейшей аппаратурой, с успехом выполняет роль
разведчика космоса. Однако решающая роль в исследовании, а тем
более в освоении космич. пространства безусловно принадлежит
человеку.
Среди первоочередных науч. задач К. — исследование совр.
состояния Солнечной системы и ее происхождения, а также ряд
задач галактич. и внегалактич. астрономии. Здесь прежде всего
идет речь о химическом составе и физических характеристиках
атмосфер и поверхностей планет и спутников, разведке их недр,
уточнении размеров и масс тел Солнечной системы, исследовании
потоков корпускулярной и электромагнитной радиации Солнца,
магнитных полей и космич. пыли в Солнечной системе. Начало
этим исследованиям уже положено измерениями, выполненными
с космич. зондов и АМС. С выходом за пределы Солнечной системы
КОСМОНАВТИКА 2Л В
исследования будут связаны прежде всего с физикой межзвездной
среды, проблемой происхождения космич. лучей, изучением звезд
и туманностей, проверкой шкалы межзвездных расстояний и т. д.
Космич. полеты представляют также возможности для эксперимент,
проверки теории относительности.
В ближайшем будущем предстоят дальнейшие запуски ИСЗ
с разнообразной автоматически действующей аппаратурой. Осо¬
бенно широк круг задач спутников, оснащенных аппаратурой,
предназначенной для исследований геофизич. и астрофизич. ха¬
рактера. Должны получить развитие запуски метеорология. ИСЗ,
что обеспечит создание всемирной службы погоды; геодезия. ИСЗ,
наблюдения к-рых позволяют уточнить географии, расположение
пунктов на земной поверхности; спутников связи, пассивных и,
гл. обр., активных, сеть к-рых, в конечном счете, даст возможность
создать всемирную систему телевидения и обеспечить бесперебой¬
ную межматериковую телефонную и телеграфную связь. Потреб¬
ности науки и «земной» практич. жизни укажут новые перспективы
для ИСЗ. Создание постоянно действующих околоземных обитаемых
орбитальных станций позволит решать на новом уровне важные
задачи. Станут возможными не только метеорология, наблюдения,
но и постоянные океанография, исследования: наблюдения за дви¬
жением айсбергов, тепловыми потоками и течениями, даже за дви¬
жением косяков рыб и т. и. Персонал орбитальной станции может
доставляться на орбиту в отдельном корабле, который впоследствии
может использоваться для возвращения на Землю. Орбитальные
станции сыграют огромную роль для тренировки будущих пилотов
межпланетных кораблей. Отработка разл. маневров, в частности
сближений и стыковок, тренировки в космосе вне стен станций,
отработка методов сборки конструкций на орбите — все это воз¬
можно по-настоящему лишь в космосе. В то же время продолжит,
пребывание в космосе людей, занимающихся науч. исследованиями
и не тренировавшихся на невесомость, заставит создавать на стан¬
ции искусств, тяжесть, для чего станции будет сообщаться враще¬
ние вокруг нек-рой оси. На орбитальных станциях удается провести
важные эксперименты по наблюдению за ростом растений в усло¬
виях отсутствия или значит, ослабления тяжести. Важную роль
в процессе подготовки полета на Луну человека сыграли станции,
совершившие мягкую посадку на Луну, и ИСЛ; эти автоматич.
КА будут полезны и в дальнейшем.
Существенным является также решение проблемы входа К К
в атмосферу при возвращении. Вход должен быть достаточно по¬
логим, чтобы избежать гибельных для космонавтов перегрузок, и
не может происходить слишком высоко над Землей, иначе разре¬
женная среда вовсе не задержит К К и он вырвется в заатмосфер-
ное пространство. Поэтому корабль должен войти в узкий коридор
входа. Гл. трудность орг-ции экспедиции на Луну — энергетич.
проблемы. Расчеты показывают, что стартовый вес PH при этом
должен составлять неск. тыс. т. Постройка столь больших ракет вы¬
зывает значит, трудности. По др. варианту экспедиции лунный ко¬
рабль монтируется на околоземной орбите из отдельных частей, до¬
ставляемых несколькими PH, и после заправки топливом стартует
с орбиты в определенной ее точке и выходит на траекторию полета
к Луне. Ю. В. Кондратюк предложил в 1929 способ уменьшить
общую массу, к-рую нужно оторвать от Земли и направить к Луне:
»•
244 КОСМОНАВТИКА
оставить на окололунной орбите то, что не понадобится на
Луне и будет подобрано на обратном пути при возвращении на
Землю. Оставленную массу тогда не нужно «мягко» опускать на
Луну и потом поднимать с нее. Это сэкономит много топлива на тор¬
можение при спуске и на старт с Луны, а следовательно, сэкономится
во много раз больше топлива при старте с Земли. В результате резко
уменьшится вес PH перед стартом с Земли. Однако осуществление
экспедиции усложняется необходимостью стыковок на орбите ИСЛ
и ограничениями в выборе районов посадки на Луне. Освоение Луны
человеком составит целую эпоху в истории К. Пребывание космо¬
навтов на Луне при первых полетах пока весьма непродолжительно
(несколько часов), а площадь исследуемой поверхности очень
невелика. В дальнейшем возможны бурение лунной коры на глуби¬
ну в сотни м, установка на станции крупных оптич. и радиотеле¬
скопов, создание установок по выработке кислорода и других про¬
дуктов из лунных пород. Лунные самоходные установки смогут уда¬
ляться от станции на сотни и более км.
Начавшееся исследование Марса и Венеры с помощью AMG,
пролетающих на сравнительно близком от них расстоянии, и Ве¬
неры десантными АМС будет продолжено новыми запусками ана¬
логичных КЛА, а также запусками искусственных спутников
этих планет. Без посадки на поверхность Марса или Венеры нельзя
будет получить достоверные данные о составе наружных пород,
составе, плотности, давлении, темп-ре и влажности нижних слоев
атмосферы, наличии жизни на планете. При посадках на Марс и
Венеру оправдано использование для торможения сопротивления
атмосфер планет.
Посадка аппаратов на Юпитере, Сатурне, Уране и Нептуне пока,
по-видимому, маловероятна. Исследование атмосфер первых двух
планет-гигантов потребует создания аппаратов, рассчитанных на
очень высокие давления.
Несомненно, что исследование планет и их спутников принесет
много неожиданностей. Мы можем встретиться с формами жизни,
резко отличающимися от жизни на Земле, возможно узнаем раз¬
гадки тайн, столь интригующих нас сейчас. В их числе не только
давно возникшая проблема жизни на Марсе, но и загадка «крас¬
ного пятна» на Юпитере, тайна источников мощных радиосиг¬
налов, излучаемых отдельными участками его поверхности (или
атмосферы), и мн. др. Исследование дальних планет затрудняется
крайне большой продолжительностью полетов при использовании
химических и даже ядерных PH. Резкое сокращение времени
перелета может быть достигнуто, если использовать ЭРД. В этом
случае полет до Плутона мог бы продолжаться 3 года и даже
меньше. Систематич. исследование дальних планет иным путем при
совр. уровне знаний невозможно.
Весьма интересными объектами для изучения являются также
астероиды и кометы. Пролет мимо астероида или кометы и их фото¬
графирование на близком расстоянии, особенно в моменты, когда
они находятся вблизи орбиты Земли, уже и теперь не представляет
принципиальных трудностей. На рис. 1 показана типичная траек¬
тория сближения станции с кометой. Сближение происходит в точке
пересечения орбиты кометы с плоскостью эклиптики, что весьма
существенно, т. к. выход станции из плоскости эклиптики требует
больших энергетич. затрат. Для постоянного сопровождения кометы
КОСМОНАВТИКА 245
Рис. 1. Схема полета АМС для
встречи с кометой: 1 — Земля в мо¬
мент запуска АМС; 2 — комета
в момент запуска АМС; 3 — точка
встречи АМС с кометой; 4 — Земля
в момент встречи; 5 — линия пере¬
сечения плоскости орбиты кометы
с плоскостью эклиптики
и ее длит, исследования на близком расстоянии АМС нужно было бы
сообщить огромную скорость, что окажется возможным еще очень
нескоро.
Большой интерес представило бы исследование материи в об¬
ластях, удаленных от плоскости эклиптики. Однако запуск на
траектории, образующие большой угол с плоскостью эклиптики,
еще долгое время будет невозможен. При малых углах наклона
АМС, тем не менее, сможет удалиться на миллионы км от плос¬
кости эклиптики, но это произойдет вдали от центра Солнечной
системы. Районы, расположенные непосредственно «над» и «под»
Солнцем, еще долгое время будут недостижимыми. Полеты в бли:
жайшие окрестности Солнца даже по траекториям, лежащим в пло¬
скости эклиптики, представляют огромные трудности, посколь¬
ку требуют больших энергетич. затрат. Однако исследование не¬
сколько более отдаленных от Солнца областей, лежащих внутри
орбиты Меркурия, будет возможно уже в скором времени и пред¬
ставит большой интерес.
Не все планеты смогут явиться объектами деятельности будущих
космич. экспедиций. Природные условия на планетах юпитериан¬
ского типа затрудняют пребывание на них космонавтов (на самом
Юпитере, кроме того, сила тяжести в 2,6 раза превышает земную).
Вследствие неблагоприятных природных условий Меркурия и,
как теперь представляется, Венеры исследование этих объектов
я 3
Рис. 2. Схема экспедиции на Марс
по гоманновским траекториям:
1 — старт; 2 — положение Марса
в момент старта; 3 — прибытие на
Марс; 4 — Земля в этот момент;
5 — отлет с Марса; 6 — Земля
в этот момент; 7 — возвращение
на Землю; 8 — Марс в этот момент
246 КОСМОНАВТИКА
Рис. 3. Схема экспедиции на Марс
с 20-дневным пребыванием на его по¬
верхности: 1 — старт; 2 — прибытие
на Марс; 3 — положение Земли в этот
момент; 4 — отлет с Марса; 5 — воз¬
вращение на Землю
будет производиться преимущественно автоматич. станциями.
Однако Марс и спутники планет не внушают подобных опасений и
им, во всяком случае, суждено стать полем деятельности будущих
экспедиций.
Время пребывания на иных планетах не может быть произволь¬
ным, т. к. старт в сторону Земли допустим лишь при благоприятном
расположении Земли и исследуемого небесного тела относительно
Солнца. На рис. 2 показана схема экспедиции на Марс с использо¬
ванием гоманновских траекторий (см. Гоманн) полета туда и обратно
(продолжительность полета в одну сторону 259 суток). «Время
ожидания» для такой экспедиции равно 450 суткам, а полная про¬
должительность экспедиции составляет 259 + 450 + 259 =
= 968 суток, т. е. 2 года и 8 месяцев. Столь большая длительность
экспедиции приводит к очень большим значениям потребных по¬
лезных нагрузок космич. ракет, стартующих с Земли на Марс.
Характеристич. скорость для экспедиции на Марс с учетом гравитац.
и аэродинамич. потерь и корректирующих импульсов составляет
(без выхода на орбиту вокруг Марса) ок. 20 км/сек, т. е. примерно
столько же, сколько и для лунной экспедиции. Но значительно
большая полезная нагрузка приводит к тому, что стартовый вес
химич. PH для экспедиции на Марс составляет многие десятки,
а может быть даже сотни тыс. т. Характеристич. скорость только
увеличится, если попытаться сократить длительность экспедиции.
На рис. 3 показана схема экспедиции на Марс продолжительностью
456 суток: отлет с Земли — 28 дек. 1981, прибытие на Марс —
4 авг. 1982, отлет — 24 авг. 1982, возвращение на Землю — 29 марта
1983 («Astronaut, and Aeronaut.», 1965, vol. 3, № 11). Поэтому
проекты экспедиций на Марс предполагают сборку КК на около¬
земной орбите из блоков, доставляемых отдельными PH. В част¬
ности, упомянутый проект экспедиции на Марс в 1981—83 преду¬
сматривает запуск на околоземную орбиту 10 ракет «Сатурн-5»,
причем старт корабля с околоземной орбиты, а также операции по
выходу на орбиту вокруг Марса и возвращению производятся с по¬
мощью ядерных двигателей, использующих водород в качестве
рабочего тела. Соображения безопасности заставляют авторов мно¬
гих проектов экспедиций на Марс отправлять с орбиты вокруг
Земли одновременно неск. кораблей, причем часть из них предназ¬
начена для грузовых перевозок (топливо на обратный путь, посадоч-
КОСМОНАВТИКА til
Рис. 4. Электроракег-
ный корабль вблизи
Марса (макет). Ядер-
ный реактор — в пе¬
редней части (вверху
рисунка), плазмен¬
ные двигатели — сза¬
ди. Прямоугольные
плоскости — радиа¬
тор для излучения
избыточного тепла
ный планер и т. п.). Большие выгоды сулит применение для меж¬
планетных полетов человека двигателей с малой тягой, но высоким
уд. импульсом. Такой корабль должен выводиться на околоземную
орбиту с помощью мощной PH или монтироваться на орбите. Затем
осуществляется маневр ухода по спирали из сферы действия Земли,
после чего начинается движение по спирали (возможно, состоящей
лишь из 1 неполного витка) вокруг Солнца. До входа в сферу дей¬
ствия планеты назначения осуществляется торможение для за¬
хвата корабля полем тяготения планеты, а затем — спуск на низ¬
кую орбиту ИС по спирали. После окончания периода ожидания
осуществляется обратный полет к Земле. При этом, если не ставится
задача повторного использования корабля, снижение на низкую
околоземную орбиту заменяется непосредств. входом в атмосферу
со скоростью порядка 2-й космической. Полезная нагрузка планет¬
ных кораблей, использующих двигатели с малой тягой, составляет
значит, часть нач. массы корабля.
Межпланетные корабли с малой тягой смогут служить и в ка¬
честве перевозчиков грузов. По-видимому, электрич. корабли
(рис. 4) при полетах к дальним планетам окажутся более выгод¬
ными и по полезной нагрузке, и по продолжительности полета,
чем термич. ядерные ракеты. На первых ступенях посадочных и
взлетных КЛА для исследования небесного тела будут использо¬
ваться ЖРД, на вторых или третьих ступенях для сообщения космич.
скоростей — ЯРД и лишь на ступенях для перелета от одной пла¬
неты к другой — ЭРД.
Другой круг вопросов, подход к к-рым возможен с помощью
К., касается проблем происхождения и развития жизни. Обнару¬
жение жизни где-либо в пределах или за пределами Солнечной
системы в любой стадии ее развития или хотя бы остатков жизни
дало бы возможность гораздо глубже подойти к решению этой
проблемы, имеющей, наряду с проблемой происхождения небесных
тел, огромное философское значение.
К. предоставляет чрезвычайно широкое поле для медико-
оиологич. исследований в условиях космич. полета и на поверх¬
248 КОСМОНАВТИКА
ности др. планет. В сня:ш с проблемой исследования п освоения
внеземных объектов в космич. программы включаются вопросы
изучения свойств материалов и конструкций в совершенно иных,
чем на Земле, условиях, создание систем, обеспечивающих возмож¬
ность существования и работы человека в условиях космоса, и
множество др. науч. и технич. задач. Приведенный перечень задач
весьма не полон. По существу К. открывает перед всеми отраслями
науки и техники совершенно новые, невиданные ранее горизонты.
А тот факт, что К. в ряде случаев позволяет значительно сократить
сроки проведения изысканий в сравнении с земными сроками по
решению аналогичной проблемы, как, напр., при определении
фигур Земли или Луны или сборе метеоинформации, а также воз¬
можность постановки разл. космич. экспериментов, усиливают зна¬
чение К. для прогресса науки, для ее ускоренного развития, для
более глубокого проникновения человеческого разума в тайны
природы.
Весьма интересно и плодотворно влияние К. на прогресс произ-ва.
Прежде всего, сама постановка задачи подготовки и осуществления
запусков разл. КЛА повлекла за собой бурное развитие, а в ряде
случаев рождение ряда отраслей в таких областях техники, как
энергетика, автоматика и радиоэлектроника, металлургия, машино¬
строение и приборостроение, произ-во новых видов продуктов пита¬
ния и мн. др. Развитие всех этих отраслей способствует не только
завоеванию космоса, но и помогает человеку в его земной практич.
деятельности. С высадкой человека на Луну и разл. планеты, с на¬
чалом освоения космич. пространства в подлинном смысле этого
слова круг и сложность задач, стоящих перед земным произ-вом,
еще более возрастает. Однако роль К. в прогрессе произ-ва не исчер¬
пывается постановкой новых технич. задач. Для нашей эпохи все
более характерна своеобразная «космизация» произ-ва, т. е. ис¬
пользование в производств, и др. целях сил и процессов, к-рые по
своей сути можно считать космическими. Речь идет о ядерных реак¬
циях, магнитно- и гидродинамич. явлениях, сверхвысоком ва¬
кууме, сверхвысоких темп-pax, рентгеновских лучах и др. видах
радиации высоких энергий и т. д. К. дает возможность изучать
эти явления и их свойства в естеств. условиях — в лаборатории
Вселенной.
Наконец, огромное значение К. для человечества и в том, что
она открывает возможности перехода от исследования космич.
пространства и находящихся в нем объектов к организации космич.
произ-ва и в дальнейшем к активному использованию космич. сил
и космич. природных богатств на благо человека. Предпосылки
к развитию космич. произ-ва заложены уже в самой идее длит,
пилотируемых космич. полетов на др. небесные тела, т. к. нельзя
обеспечить все компоненты таких полетов и все нужды космонавтов
в расчете лишь на «багаж», взятый с Земли. С др. стороны, вполне
естественно с развитием космич. добывающей и др. промышлен¬
ности (напр., на Луне) использовать ее продукцию для земных нужд.
Широки также возможности и перспективы применения технич.
достижений К. непосредственно для человечества: в развитии ра¬
кетного транспорта с новыми видами космич. двигателей, в создании
широкой сети глобальной связи с использованием ИСЗ, в органи¬
зации мировой службы погоды, в геодезии, навигации и т. п. Кое-что
в этом направлении уже сделано — запущены первые спутники
«КОСМОС» 249
связи, метеоспутники и т. п. Но непосредств. повсеместное внедре¬
ние космич. техники в жизнь нашей планеты только начинается.
Т. о., развитие К., опирающееся на всю совокупность достижений
совр. науки и техники, в свою очередь, является мощным стимуля¬
тором прогресса техники и произ-ва.
По мысли К. Э. Циолковского, рост населения и прогресс в тех¬
нике приведут к выходу человечества с Земли в космич. простран¬
ство. «Планета — колыбель разума, но нельзя же вечно жить в ко¬
лыбели», — писал он. Расселение человечества за пределы Земли,
а потом по всей Солнечной системе вызовет необходимость в разви¬
тии индустрии в космосе. Возможно, полное использование энергии
Солнца будет основой энергетики будущих космич. поселений.
Циолковским был разработан план организации и устройства таких
поселений.
Наряду с совр. успехами К. — выходом человека в космос и
продвижением пилотируемых или непилотируемых КЛА все дальше
и дальше от Земли, человек ищет и иные пути познания Вселенной.
К ним относится, напр., идея поисков внеземных цивилизаций,
установления межзвездной связи. Правда, первая попытка поисков
сигналов внеземных цивилизаций (по проекту ЮЗМА») не увен¬
чалась успехом, но сама идея межзвездной связи безусловно будет
развиваться как один из перспективных методов всестороннего
познания Вселенной. Хотя задача поисков внеземных цивилиза¬
ций непосредственно не связана с К. наст, времени, обнаружение
такой цивилизации имело бы не только огромную философскую
значимость, но и очень важное практич. значение для развития
К. будущего.
КОСМОС — понятие, используемое как синоним Вселенной,
космическое пространство со всеми его объектами; включает около¬
земное, межпланетное, межзвездное и межгалактич. пространство
со всеми его объектами.
«КОСМОС» — наименование серии ИСЗ, регулярно запускае¬
мых в Советском Союзе на разл. PH с нескольких космодромов
с 16 марта 1962, для исследования космич. пространства и верхних
слоев атмосферы Земли. В 1962—63 запущено 24 «К.», в 1964 — 27,
в 1965 — 52, в 1966 — 34, в 1967 — 61, в 1968 - 64, в 1969 — 55.
Всего на 4 окт. 1970 запущено 367 спутников этой серии с различ¬
ным науч. оборудованием. Науч. программа предусматривает изу¬
чение концентрации заряж. частиц, корпускулярных потоков,
распространения радиоволн, радиац. пояса Земли, космич. лучей,
магнитного поля Земли, излучения Солнца, метеорного вещества,
облачных систем в атмосфере Земли, воздействия факторов космич.
пространства; решение технич. проблем, связанных с космич. поле¬
тами (стыковка на орбите, вхождение КЛА в атмосферу, ориен¬
тация в космосе, жизнеобеспечение, защита от излучений), а также —
отработку многих элементов конструкции и бортовых систем КЛА.
Орбиты ИСЗ «К.» охватывают область высот от ~ 145 км до 60,6 тыс.
км («К.-260»); нек-рые из этих ИСЗ выведены одновременно одной
PH (напр., «К.-38» —«К.-40»; «К.-71» — «К.-75»; «К.-336» — «К.-343»).
ИСЗ «К.» разнообразны по конструкции, составу основной и науч¬
ной аппаратуры; многие из них имеют систему ориентации на
Солнце или Землю (на нек-рых использована, в частности, аэроди¬
намическая система ориентации); энергопитание бортовой аппара¬
туры — от солнечных батарей н химических источников тока (про-
Некоторые спутники серии «Космос»: 1 — «Космос» для исследования
радиационного пояса Земли; 2 — «Космос» с молекулярным генератором
на борту; 3 —«Космос» для исследования частиц малых энергий; 4—«кос¬
мос» для исследования ионосферы
«космос»
251
Метеоспутник «Космос»: 1 — актинометрическая аппаратура; 2 — инфра¬
красная аппаратура; 3 — телевизионная аппаратура
верялась работа систем с изотопными генераторами); передача
научной и измерительной информации на Землю осуществляется
с помощью многоканальных телеметрия, систем, имеющих борто¬
вые запоминающие устройства. Нек-рые из «К.» снабжены спу¬
скаемыми аппаратами (капсулами) для возвращения науч. аппа¬
ратуры и объектов экспериментов на Землю (напр., «К.-НО»,
«К.-186», «К.-188»). Ряд ИСЗ «К.» унифицирован по конструкции
и составу основных бортовых систем, что позволяет относительно
легко изменять состав науч. аппаратуры для разл. модификаций
ИСЗ. На первых ИСЗ серии «К.» — «К.-l», «К.-2» — проведено
изучение структуры ионосферы радиометодами; «К.-З», «К.-5» —
автоматич. геофизич. станции; на «К.-4», в частности, проведены
радиац. измерения во время и после амер. ядерного взрыва в космич.
пространстве по программе «Старфиш»; измерения на «К.-7» позво¬
лили обеспечить радиац. безопасность при полете КК «Восток-3»,
«Восток-4»; на «К.-26» изучалось геомагнитное поле; «К.-97» имел на
борту квантовый молекулярный генератор, эксперимент с к-рым
важен для дальних космич. систем радиосвязи. На биологич.
ИСЗ «К.-110» был проведен длительный медико-биологич. экспери¬
мент на собаках, приземлившихся в спускаемом аппарате после
22-суточного полета по орбите ИСЗ. На «К.-122» экспериментально
проверена аппаратура для метеорология, наблюдений. Сов. ме¬
теорология. спутники «К.-144», «К.-156», «К.-184», «К.-206» и др.
входят в систему «Метеор» и используются для получения мете¬
орология. данных службой погоды. При совместном полете ИСЗ
«К.-186» и «К.-188» 30 окт. 1967 впервые в мире совершили автоматич.
сближение и стыковку на орбите; после расстыковки был продолжен
их автономный полет, а затем совершена посадка на территории
СССР. 15 апр. 1968 автоматич. стыковка на орбите была проведена
при полете «К.-212» и «К.-213»; оба ИСЗ также осуществили посадку
2f»2 «КОСМОС»
Кучевая облачность в тылу циклона над Якутией, снятая спутником '
«Космос-122» 17 июля 1966 ок. 10 ч. по московскому времени
на территории СССР. Запущенный 20 дек. 1968 ИСЗ «К.-261» ис¬
пользован для науч. эксперимента по изучению верхней атмосферы
Земли и природы полярных сияний. В нем приняли участие н.-и.
ин-ты и обсерватории Народной Республики Болгарии, Венгерской
Народной Республики, Германской Демократии. Республики, Поль¬
ской Народной Республики, Социалистич. Республики Румынии,
СССР и Чехословацкой Социалистич. Республики.
«КОСМОС» — золотая настольная медаль, учрежденная в 1963
Международной авиац. федерацией (ФАИ) для награждения за
достижения в освоении космич. пространства. Награждены:
А. Г. Николаев, П. Р. Попович, В. В. Терешкова, В. М. Комаров,
К. П. Феоктистов, Б. Б. Егоров, А. А. Леонов, Ф. Борман.
«КОСМОС» -PH — сов. 2-ступенчатая PH, используемая с
16 марта 1962 для выведения на орбиты ИСЗ типа «Космос». «К.»-РН
имеет последовательное расположение ступеней; общую длину 30 м,
диаметр 1,65 м. Первая ступень снабжена двигателем РД-214 с тягой
74 т, работающим на азотнокислотном окислителе и углеводород¬
ном горючем. Последняя ступень снабжена двигателем Р Д-119
с тягой 11 т, работающим на топливе жидкий кислород и несим¬
метричный диметилгидразин. ИСЗ размещается на последней сту¬
пени под головным обтекателем, сбрасываемым на участке выведе-
КРИОГЕННОЕ РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО 253
имя поело прохождения плотных слоев атмо¬
сферы. Г) конце участка выведения произво¬
дится отделение ИСЗ от последней ступени.
С помощью «К.»-РИ запущено большое число
сов. ИСЗ, предназнач. для науч. исследований
околоземного космич. пространства, верхней
атмосферы и др. задач.
КОСПАР (COSPAR — Commitee on Space
Research,) — Комитет по космическим иссле¬
дованиям при Международном совете науч.
союзов. Организован в 1958 с целью проведе¬
ния в междунар. масштабе науч. космич. ис¬
следований с использованием ракет и ИСЗ.
В состав К. входят представители 10 Между¬
нар. союзов и над. академий наук 32 стран.
К. имеет след, рабочие группы: слежение,
телеметрия, динамика; проекты и координа¬
ция космич. экспериментов; данные и публи¬
кации; свойства верхней атмосферы; космич.
биология; космич. эксперименты, связанные
с изучением свойств тропосферы и страто¬
сферы. В него входит также консультативная
группа, занимающаяся вопросами потенци¬
ально вредных эффектов экспериментов в
космосе. Ежегодно К. организует пленарные
совещания и связанные с ними междунар.
науч. симпозиумы. Результаты деятельности
К. периодически публикуются.
КОЭФФИЦИЕНТ ПОЛЕЗНОГО ДЕЙСТ¬
ВИЯ РД — величина, характеризующая сте¬
пень совершенства и эффективность исполь¬
зования РД, напр. эффективный (полный)
кпд — отношение кинетич. энергии реактив¬
ной струп РД к потенц. энергии израсходо¬
ванного топлива, определяется частными кпд
(термическим, относительным и др.); тяговый
кпд — определяет переход кинетич. энергии
струи в полезную тяговую работу движе¬
ния Л А, и др. Термический и эффективный
кпд РД выше, чем у др. тепловых двигате¬
лей. Вместо кпд, характеризующего совер¬
шенство и эффективность РД как тепловой
машины, в ракетной технике применяются
др. величины, напр. система коэффициентов:
тяги, уд. импульса, полноты давления, сопла.
КРАМАРОВ, Григорий Моисеевич
(1887—1970) — сов. публицист. Член КПСС
с 1907. Автор статей и книг по истории отечеств,
ракетостроения. Председатель «Общества изу¬
чения межпланетных сообщений» (1924). (Пор¬
трет, с. 198).
КРИОГЕННОЕ РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО -
жидкое топливо, один или оба компонента
к-рого (окислитель, горючее) — сжиженные
Ракета-носитель
«Космос»
25-5 КРИТИЧЕСКОЕ СЕЧЕНИЕ СОПЛА
газы — жидкие кислород, фтор, водород и др., т. е. охлажденные до
низких, т. н. криогенных, темп-p. К. р. т. непригодно для длит,
хранения из-за потерь на испарение, особенно в условиях космич.
пространства, в связи с ограничением веса теплоизолирующих
устройств. Поэтому К. р. т. следует применять только, когда это
оправдывается повышенным значением обеспечиваемого им уд. им¬
пульса по сравнению с долгохранимыми ракетными топливами.
КРИТИЧЕСКОЕ СЕЧЕНИЕ СОПЛА - сечение, в к-ром средняя
скорость потока равна местной скорости звука. Для течения идеаль¬
ного газа без химии, реакций, теплоподвода и без трения К. с. с.
совпадает с миним. (по площади) сечением сопла. Наличие необра¬
тимых процессов приводит к смещению К. с. с. в расширяющуюся
(по потоку) часть сопла. В инженерной практике К. с. с. обычно
наз. миним. сечение сопла.
КРУГОВАЯ СКОРОСТЬ — скорость, необходимая для движеция
по круговой орбите. Если тело в нач. момент времени имеет К. с.,
направленную перпендикулярно радиусу-вектору, то его невоз¬
мущенное движение будет круговым.
КРУГОВОЕ ДВИЖЕНИЕ — движение небесного тела, совершае¬
мое по окружности. Пример К. д. — частные случаи движения в
задаче двух тел. К. д. имеют место и в др. задачах, напр. в задаче
трех и многих тел, а также в задаче о движении частицы под дей¬
ствием притяжения тела, обладающего динамич. симметрией отно¬
сительно нек-рой оси.
КРУГОВОРОТ ВЕЩЕСТВ — цикличный процесс превращения и
перемещения веществ на КК с целью воспроизводства необходимых
человеку и остальным участникам биокомплекса веществ (пищи,
воды, кислорода и др.) из отходов жизнедеятельности. В основу
К. в. на КК могут быть положены биологич. синтез органич. веществ
в первичных (автотрофных) звеньях СЖО с последующим разруше¬
нием (деструкцией) этих веществ в гетеротрофных звеньях, а также
и физико-химич. процессы направленного синтеза белков, жиров
и углеводов из минерализованных до более или менее простых
веществ (минеральных солей и воды) отходов. Разработаны прин¬
ципы и разл. варианты СЖО на основе биологич. К. в., где каждое
звено процесса функционирует за счет культивирования разл.
групп высших растений, водорослей, низших и высших животных,
с включением и отдельных физико-химич. процессов. К. в. на КК
может поддерживаться с использованием энергии солнечного излу¬
чения и др. видов энергии, имеющихся на КК (электрич., ядерной
И т. д.).
КРУГОВОРОТ ВОДЫ — цикличный процесс, обеспечивающий
многократно повторяющееся использование пост, количества воды
в СЖО КК. Один из методов создания системы водообеспечения на
основе регенерац. процессов. К. в. характеризуется миним. на¬
чальными (и находящимися в круговороте) количествами воды и
может быть осуществлен с помощью разл. биологич. и физико-
химич. методов. При полетах небольшой длительности должны
использоваться физико-химич. методы. В этом случае регенерации
подвергаются моча человека и конденсат атм. влаги, причем наи¬
более перспективны сорбционные, дистилляц., каталитич. методы.
При увеличении длительности полетов г в К. в. вовлекаются такие
источники, как сан.-бытовая, транспирац. и технология, вода,
а также влагосодержащие отходы жизнедеятельности. При длит.
КУЛЬТИВАТОР 235
Крылатая ракета 212
полетах оси. роль должны играть биологич. методы регенерации —
микробиологии, окисление органич. веществ, входящих в отходы,
применение низших и высших автотрофов; роль физико-химич.
методов в этом случае должна заключаться в дополнит, очистке
вод, генерируемых в звеньях биокомплекса, а также в выполнении
функции аварийных систем регенерации. Осуществление К. в.
позволяет значительно снизить стартовый вес СЖО КК.
КРЫЛАТЫЕ РАКЕТЫ — серия эксперимент, крылатых управ¬
ляемых ракет, разрабатывавшихся в 1934—38 РНИИ под руковод¬
ством С. П. Королева (ракеты 212, 201, 216, 217). Ракета 212 —
крылатая управляемая ракета класса «Земля — Земля» с ЖРД
ОРМ-65 конструкции В. П. Глушко; представляла собой моно¬
план со среднерасположенным крылом трапециевидной формы.
Стартовый вес 210 кг, вес топлива (азотная кислота и керосин) 30 кг,
полезный груз 30 кг, длина 3 м. Расчетная дальность полета до
50 км. Ракета была снабжена гироавтоматом для стабилизации и
управления в полете. Стартовала с помощью пороховой ракетной
катапульты с рельсового пути. Первый полет состоялся 29 янв. 1939.
КУБАСОВ, Валерий Николаевич (р. 7 янв. 1935, г. Вязники
Владимирской обл.) — летчик-космонавт СССР, кандидат технич.
наук, Герой Советского Союза. Член КПСС с 1968. В 1952, после
окончания средней школы, поступил в Московский авиац. ин-т.
По окончании ин-та в 1958 поступил в конструкторское бюро.
С 1966 в отряде космонавтов. 11—16 окт. 1969 совершил полет в кос¬
мос на корабле-спутнике «Союз-6» в качестве бортинженера корабля,
совместно с Г. С. Шониным. Выполнил программу научно-технич.
исследований систем корабля, изучения околоземного космич.
пространства, атмосферы и геолого-географич. объектов Земли и
испытания с помощью технологич. аппаратуры разных способов
сварки различных металлов в условиях глубокого вакуума и неве¬
сомости. Из 5 суток пребывания в космосе совершил суточный
групповой полет с КК «Союз-7» и 3-суточный групповой полет с КК
«Союз-7» и «Союз-8»; сделал 80 оборотов вокруг Земли.
КУЛЬМИНАЦИЯ светила — прохождение светила через
меридиан небесной сферы (дважды при суточном вращении). Разли¬
чают: верхнюю К. — прохождение через меридиан в той его поло¬
вине от полюса мира, к-рая пересекает горизонт в точке Юга;
нижнюю К. — то же в точке Севера.
КУЛЬТИВАТОР — установка в СЖО для выращивания микро*
нодорослей в накопит, или проточном режиме. Включает: один или
256 КУЛЬТИВИРОВАНИЕ
несколько фотосинтетических реакторов, источники света или
приспособления для ввода света от внешнего источника, комплекс
датчиков, газовый контур, в нек-рых случаях устройство для разде¬
ления и смешения жидкости и газа, устройство для слива-долива
(при работе в проточном режиме) и узлы автоматич. регистрации и
поддержания заданных параметров.
КУЛЬТИВИРОВАНИЕ н е п р е р ы в н о е — метод ведения
культуры водорослей, при к-ром все наиболее существ, отношения
между организмом и средой искусственно поддерживаются на задан¬
ном, практически пост, уровне в течение всего периода К. (дни,
недели, месяцы). Это достигается стабилизацией осн. условий —
плотности культуры, освещенности, темп-ры, концентрации эле¬
ментов минерального питания и С02 в среде, pH среды и др. —
с помощью проточной культуры, когда прирост биомассы и про¬
дукты метаболизма постоянно удаляются, а убыль элементов мине¬
рального питания и углекислоты пополняется из внешних источни¬
ков. К. — осн. прием организации биотехнологич. процессов в тех
случаях, когда необходимо осуществлять непрерывное поддержание
продуктивности культуры на заданном уровне, в частности в био¬
логия. системах регенерации воздуха, звене одноклеточных водо¬
рослей замкнутой экология, системы КК.
КУЛЬТУРАЛЬНАЯ СРЕДА — среда, в к-рой культивируются
микроорганизмы, являющаяся для них как местообитанием, так и
источником пищи, кислорода, углекислого газа и др. Состав К. с.
для культивирования микроорганизмов, входящих в биокомплекс
КК, подбирается индивидуально для каждого звена биокомплекса
и поддерживается на оптимальном уровне технич. средствами.
КУПЕР (Коорег), Гордон (р. 1927, г. Шони, шт. Оклахома) —
летчик-космонавт США, подполковник ВВС. В 1949 окончил уни¬
верситет на Гавайских островах и стал офицером ВВС. В 1956
окончил технология, ин-т ВВС, в 1957 — Школу летчиков-испы-
тателей на авиац. базе ВВС Эдвардс. Работал на этой базе летчиком-
испытателем и инженером. В 1959 был отобран в группу космонав¬
тов Нац. управления по аэронавтике и исследованию космич.
пространства США. 15—16 мая 1963 совершил свой первый полет
в космос на КК «Меркурий» (Фейт-7). Корабль 22 раза облетел во¬
круг Земли и пробыл в космосе 34 часа 20 мин., пройдя 879 тыс. км.
Второй полет в космос К. совершил (совм. с Ч. Конрадом) в качестве
командира корабля «Джемини-5». Корабль был выведен на орбиту
21 авг. 1965 и за 191 час пребывания в космосе (21—29 авг.) сделал
120 оборотов вокруг Земли, пролетев расстояние — 5,3 млн. км.
л
ЛАНГЕМАК, Георгий Эрихович (1898—1938) — сов. инженер-
артиллерист, конструктор ракетных снарядов на бездымном дли¬
тельно горящем порохе. В 1928—33 работал в Газодинамической лабо¬
ратории. Был одним из основных руководителей разработки ракет¬
ных снарядов, использованных с нек-рыми доработками в прослав¬
ленных в Великую Отечественную войну 1941—45 реактивных мино¬
метах «Катюша». В 1934—37 был заместителем директора, главным
инженером Реактивного научно-исследовательского института. Име¬
нем Л. назван кратер на обратной стороне Луны. (Портрет, с. 198).
ЛЕНИНГРАДСКАЯ ГРУППА ИЗУЧЕНИЯ РЕАКТИВНОГО
ДВИЖЕНИЯ (ЛенГИРД) — общественная орг-ция, созданная в Ле¬
нинграде при Бюро воздушной техники областного совета Осо-
авиахима в ноябре 1931 с целью объединения усилий энтузиастов
ракетной техники. Среди организаторов и активистов ЛенГИРД
были Я. И. Перельман и Н. А. Рынин, В. В. Разумов (первый пред¬
седатель ЛенГИРД), инженеры А. Н. Штерн, Е. Е. Чертовской,
физики М. В. Гажала, И. Н. Самарин, М. В. Мачинский, предста¬
вители общественности. Большую помощь в организации ЛенГИРД
и ее работе оказывали сотрудники Газодинамич. лаборатории
Б. С. Петропавловский, В. А. Артемьев и др. ЛенГИРД активно
пропагандировала ракетную технику, организовывала показат.
запуски небольших пороховых ракет, разработала ряд оригиналь¬
ных проектов эксперимент, ракет (фоторакета, метеорология, ра¬
кета и др.), в т. ч. ракету Разумова — Штерна с ротативным ЖРД.
Осенью 1932 ЛенГИРД создала курсы по теории реактивного дви¬
жения. В 1934 ЛенГИРД была преобразована в Секцию реактив¬
ного движения, к-рая под руководством М. В. Мачинского продол¬
жала пропагандистскую работу, осуществляла опыты по воздей¬
ствию перегрузок на животных и вела вплоть до начала 2-й миро¬
вой войны разработку и испытания модельных ЖРД и ракет ориги¬
нальных схем.
ЛЕОНОВ, Алексей Архипович (р. 1934, с. Листвянка Кемеров¬
ской обл.) — летчик-космонавт СССР, полковник. Герой Советского
Союза. Член КПСС с 1957. В 1953 по комсомольскому набору по¬
ступил в летное училище. По окончании Чугуевского воен. авиац.
училища служил в разл. частях ВВС. В 1960 ему было присвоено
звание «инструктор парашютно-десантной подготовки ВВС». В
1968 окончил Военно-воздушную инженерную академию (Москва).
С 1960 в отряде космонавтов. Совместно с П. И. Беляевым совершил
18 марта 1965 полет в космос на КК «Восход-2» в качестве 2-го пи¬
лота. Во время полета впервые в мире Л. вышел в космическое про¬
странство, удалился от корабля на расстояние до 5 м и провел в
открытом космосе вне шлюзовой камеры 12 мин.
ЛЕТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ — испы¬
тания РД в полете, завершающий этап испытаний нового РД. При
Л. и. р. д. применяется радиотелеметрия, передача данных изме¬
рений двигат. параметров земным пунктам с последующей их
расшифровкой. Для этого на РД устанавливаются необходимые
телеметрические датчики. Л. и. р. д. проводятся также при выбо¬
рочных контрольных испытаниях ракет в серийном пронз-ве.
258 ЛЕТЧИК-КОСМОНАВТ СССР
ЛЕТЧИК-КОСМОНАВТ СССР — почетное звание, присваиваемое
Правительством СССР космонавтам за успешное осуществление
заданий космич. полета.
ЛИНИЯ АПСИД — прямая, проходящая через фокус орбиты
и ее перицентр. Для эллиптич. орбиты Л. а. является прямой, сое¬
диняющей перицентр орбиты с ее апоцентром.
ЛИНИЯ УЗЛОВ — прямая, по к-рой плоскость орбиты пересе¬
кается с осн. плоскостью (см. Элементы орбиты). В теории движе¬
ния планет Л. у. — прямая, но к-рой плоскость орбиты планеты
пересекает плоскость эклиптики. В теории движения ИСЗ Л. у. —
прямая пересечения плоскости орбиты ИСЗ и плоскости земного
экватора.
ЛИНКОС — искусств, язык для осуществления связи с обита¬
телями др. миров (см. Внеземные цивилизации). Создан в 1960
голландским математиком Г. Фрейденталем. В отличие от искусст¬
венных языков математической логики или машинных языков,
у Л. нет и не может быть метаязыка, т. е. языка, на к-ром расска¬
зывается о новом языке. Обучение Л. сходно с овладением родной
речью ребенком, т. е. начинается «с пустого места», с тем отличием,
что возможности показа при обучении сведены к минимуму. Л. —
умеренно формализованный язык, занимающий промежуточное
положение между полностью формализованными и естеств. языками.
Адресат, к к-рому предполагается обратиться на Л., считается
достигшим не меньшего уровня развития, чем обитатели Земли, и
обладающим сходной с нашей системой общих понятий. Для по¬
строения Л. безразлична физич. основа сигналов — ею могут быть,
напр., радиосигналы разной частоты и длительности, причем каж¬
дому знаку языка отвечает определ. комбинация этих параметров.
Каждый знак соответствует нек-рому понятию. Обучение Л. про¬
исходит в виде строго последовательных передач-уроков, целью
к-рых является постепенное введение новых знаков в известном
контексте, их закрепление, определение законов языка и пояснение
их примерами, и, наконец, сообщение фактов. При этом широко
используется метод псевдообщих определений, когда вместо стро¬
гого определения дается большая серия (сотни, тысячи) примеров,
в к-рых адресат должен уловить нечто общее — определяемое поня¬
тие. Обучение начинается с математич. понятий, общность к-рых
у обитателей разных миров наиболее вероятна. При помощи нату¬
ральных чисел (изображаемых сериями простых сигналов — точек)
вводятся знаки понятие системы счисления (двоич¬
ной). Далее шаг за шагом излагаются осн. понятия математики
вплоть до элементов анализа, устанавливаются временные и про¬
странств. понятия и т. о. строится сетка для описания предметов и
событий. На этой основе уже возможно сообщение достаточно слож¬
ных фактов и понятий, до социально-этич. включительно. Построе¬
ние Л. еще не закончено, но в принципе, последовательно развивая
его идеи, на Л. можно рассказать о любом сколь угодно сложном по¬
нятии, выработанном человеком. Пока Л. — единств, язык такого
типа, но теоретически возможно построение и др. подобных языков.
ЛИОФИЛИЗАЦИЯ (молекулярная сушка) — обез¬
воживание твердых влагосодержащих продуктов и материалов,
заключающееся в сублимации воды при низких темп-pax в условиях
вакуума. В СЖО Л. применяется как один из перспективных спо¬
собов регенерации воды из влагосодержащих материалов. При Л.
ЛОЖЕМЕНТЫ 250
мочи, замороженной до темп-ры минус 5°—10° в условиях вакуума
1 • 10~3 мм рт. ст., нз нее сублимируют только молекулы воды, к-рая
затем собирается путем вымораживания в конденсаторе при более
низких темп-pax. Недостаток способа Л. — громоздкость установки
из-за необходимости проведения процесса в условиях низких ра¬
бочих давлений и темп-р.
ЛИТРОВАЯ ТЯГА КАМЕРЫ — тяга РД, отнесенная к рабо¬
чему объему камеры сгорания (измеряется в кг /л), характеризу¬
ет ее энергонапряженность. В настоящее время термин не приме¬
няется.
ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ — аэродннампч. сила, действую¬
щая на КЛА в атмосфере, направленная противоположно вектору
скорости КЛА. Регулирование величины Л. с. в нек-рых пределах
с помощью поворотных щитков или др. тормозных приспособле¬
ний — один из возможных методов управляемого спуска.
ЛОВЕЛЛ (Lovell), Джеймс (р. 1928, г. Кливленд, шт. Огайо) —
летчик-космонавт США, капитан 1 ранга ВМФ. По окончании в
1952 Морской академии США служил морским летчиком. Окончил
Школу авиац. безопасности при ун-те в Юж. Калифорнии. После
этого был инструктором и офицером безопасности на военно-мор¬
ской авиац. базе в шт. Виргиния. С 1962 — в группе космонавтов
Нац. управления по аэронавтике и исследованию космич. простран¬
ства США. Совместно с Ф. Борманом в дек. 1965 совершил 14-суточ¬
ный полет в космосе на К К «Джемини-7» в качестве 2-го пилота.
Второй полет в космос совершил в качестве командира К К «Дже-
мини-12» (совм. с Э. Олдрином). «Джемини-12» был выведен на ор¬
биту И ноября 1966 и за 94 ч. 30 мин. совершил 59 оборотов вокруг
Земли. Третий полет в космос совершил в качестве 2-го пилота
совместно с Ф. Борманом и У .А ндерсом на КК «Аполлон-8» с облетом
Луны 21—27 дек. 1968. 11—17 апр. 1970 совершил 4-й полет в
космос командиром КК «Аполлон-13» совместно с Дж. Суиджер-
том и Ф. Хейсом. В связи с серьезной аварией на КК, вызванной
взрывом кислородного бачка высокого давления в двигат. отсеке,
высадка на Луну была заменена однократным ее облетом. Преодо¬
левая значит, трудности, экипаж вернулся на Землю. За 4 полета
Л. налетал в космосе 715 часов.
ЛОЖЕМЕНТЫ — распространенное опорное устройство для
крепления КЛА в целом или PH, КО и их ступеней и отсеков на
транспортных средствах и стрелах установщиков. Л. — металлич.
конструкции с профилированной под корпус КЛА опорной поверх-
Ложемент с за¬
хватами для креп¬
ления ракеты в
транспортном по¬
ложении
260 ЛУНА
ностью, на к-рую опираются опорные силовые пояса PH (или на¬
детые на них бандажи), КО. Опорная поверхность Л. покрывается
войлочными или резиновыми зубчатыми подушками для защиты
корпуса транспортируемого объекта от механич. повреждений.
Л. снабжаются захватами или стяжками для крепления ракет при
транспортировке и установке.
ЛУНА — естеств. спутник Земли; первое небесное тело, по¬
верхности к-рого достигли земные космич. аппараты. Л. движется
вокруг Земли по эллиптич. орбите со ср. скоростью 1,02 км/сек.
Среднее значение эксцентриситета лунной орбиты — 0,0549, на¬
клонение плоскости орбиты к эклиптике — 5°09'. Период орби¬
тального обращения 27 дней 7 ч. 43 мин. 11,5 сек. и равен периоду
вращения Л. вокруг оси. С Земли можно наблюдать 59% лунной
поверхности, из к-рых 18% — лишь при благоприятных либра¬
циях. Остальная часть лунной поверхности (41%) никогда не видна
с Земли. Ср. расстояние от Л. до Земли 384 400 км. Продолжитель¬
ность лунных суток (т. н. синодич. месяц) 29 дней 12 ч. 44 мин.
2,7 сек. При сопоставлении с Землей диаметр Л. равен 0,27 (т. е.
3476 км), масса 0,01 (т. е. 7,35-1025 г), плотн. 0,61 (т. е. 3,34 г/см3),
объем 0,02 (т. е. 2,2-1025 см3), площадь 0,07 (т. е. 3,8-107 км2),
ускорение силы тяжести у поверхности 0,16 (т. е. 162 см/сек2),
1-я космич. скорость 0,21 (т. е. 1,68 км/сек), 2-я космич. ско¬
рость 0,21 (т. е. 2,36 км/сек). Макс, дневная темп-pa лунной
поверхности в центре видимого диска ок. 130° выше нуля, миним.
ночная ок. 150° С ниже нуля. Освещенность, создаваемая Л. на
границе земной атмосферы в фазе полнолуния, 0,32 лк. Ср. отра-
жат. способность обращенной к Земле лунной поверхности 7%.
Сов. АМС «Луна-2» впервые достигла поверхности Л. 14 сент.
1959 и доставила на Л. вымпел с Гербом СССР. АМС «Луна-3»
7 окт. 1959 сфотографировала из космоса обратную сторону Л.;
амер. КЛА «Рейнджер-7» 31 июля -1964 передал изображение по¬
верхности видимой стороны Л. с близкого расстояния. Завершение
глобального фотография, обследования невидимой стороны Л.
успешно провела 20 июля 1965 сов. АМС «Зонд-З». Первую мяг¬
кую посадку на лунную поверхность совершила 3 февр. 1966 АМС
«Луна-9».
Первый ИСЛ был выведен на орбиту 3 апр. 1966 — АМС «Лу¬
на-10». На основании материалов сов. АМС «Луна-3» и «Зонд-З» был
сделан вывод (полностью подтвержденный данными запущенных
впоследствии амер. ИСЛ «Лунар Орбитер») о преобладании матери¬
ковой структуры лунной поверхности. Морские районы занимают
ок. V4 всей поверхности и сосредоточены гл. обр. на видимой стороне
Л. Наиболее распространенные образования на Л. — кратеры.
Только на видимой стороне их насчитывается св. 300 тыс. (диаметром
более 1 км). На обратной стороне ср. концентрация кратеров еще
больше. На лунной поверхности отмечено также большое число
кратерных цепочек. Наиболее протяженные кратерные цепочки
обнаружены на обратной стороне Л., макс, длина — ок. 1000 км
(по фотографиям АМС «Зонд-З»). Встречающиеся на Л. горные
цепи (Альпы, Апеннины и др.) редко возвышаются над окружаю¬
щей поверхностью более чем на 6 км, лишь отдельные вершины
достигают высоты 7—8 км. В полнолуние, т. е. когда наблюдатель
находится со стороны Солнца, на Л. хорошо видны системы светлых
лучей, расходящихся от нек-рых больших кратеров. На снимках
ЛУНА
2Г>1
АМС «Луна-3» и «Зонд-З» также отмечаются системы светлых лучен.
Кроме перечисленных образований, на Л. имеются трещины,
долины, сбросы, складки и куполообразные объекты. Моря на
Л. имеют сравнительно гладкую поверхность, по-видимому, за¬
литую лавой, местами покрытую кратерами, хребтами, трещина¬
ми и складками.
На основании фотометрия., поляризац. и радиолокац. наблю¬
дений была установлена сильная изрытость и шероховатость по¬
верхности Л. Впервые микрорельеф лунной поверхности был пере¬
дан на панорамах АЛС «Луна-9». Эти панорамы позволили сделать
вывод об отсутствии толстого пылевого покрова на Л., о наличии
большого числа мелких неровностей, частично напоминающих пори¬
стую структуру, и т. д. На панорамах «Луны-9» неожиданно обнару¬
жилось довольно большое число камней. Изучение характера углуб-
Карта Луны: 1 — район встречи с Луной АЛС «Луна-2»; 2 — место посадки
АЛС «Луна-9»; 3 — место посадки АЛС «Сервейер-1»; 4 — место посадки
АЛС «Луна-13»; 5 — место посадки лунного отсека КК «Аполлон-11»;
6 — место посадки АЛС «Сервейер-3» и лунного отсека КК «Аполлон-12».
2С2 ЛУНА
лепил :)тих камней п грунт позволило рассчитать нагрузку, к-руго
может выдержать почва, — не менее неск. кг/см2. Т. о. космонавты и
транспортные машины могут двигаться по лунному грунту. Дан¬
ные АЛС «Лупа-13», а также амер. АЛС «Сервейср» подтвердили
вывод об отсутствии значительного количества пыли и уточнили
механич. параметры грунта. АЛС «Сервейер-5, -6, -7» определили
химпч. состав лунного грунта: содержание кислорода (ок. 57—58
атом. %) и кремния (ок. 18—20%) близко к содержанию их в зем¬
ных базальтах; алюминия ок. 6,5—8%, магния ок. 3—4%. На Л.
преобладают оттенки серого и коричневого цветов (по цветным сним¬
кам «Сервейер», «Зопд-7» и визуальным наблюдениям с КК
«Аполлон-8, 10, 11, 12»). По свидетельству первых людей на Луне —
Н. Армстронга и Э. Олдрина, цвет лунной поверхности в основном
серый, но в зависимости от высоты Солнца над горизонтом прини¬
мает и коричневый оттенок. При сборе образцов лунного грунта Э.
Олдрин нашел камень пурпурного цвета. По предварит, оценке
космонавтов, лунные породы пористые, имеют вулканич. происхож¬
дение.
Через неск. минут после посадки на Луну, глядя в иллюмина¬
тор, Э. Олдрин дал первое описание района, в к-ром сел лунный
корабль: «Вокруг целая коллекция серых камней различной формы.
Каких только камней здесь нет!». Н. Армстронг, также наблюдая
через иллюминатор, продолжил: «Это сравнительно ровная поверх¬
ность с множеством кратеров от 5 до 50 футов в диаметре. Ряд камен¬
ных гряд высотой в 20—30 футов. Тысячи маленьких кратеров диа¬
метром в 1—2 фута. Прямо перед нами несколько валов высотой
в 2 фута. Вдалеке холм. До него может быть полмили или миля».
Ноги оставляли в рыхлом поверхностном слое грунта следы глубиной
не более 2,5 см. Опоры лунного корабля углубились в грунт на
2,5—5 см, а глубина воронки, образовавшейся в лунном грунте под
действием газовой струи двигателя при посадке—30 см. Установлен¬
ный космонавтами на Луне сейсмометр регистрировал и передавал
на Землю лунотрясения, вызванные, гл. обр., оползнями.
По наблюдениям космонавта Ч. Конрада и А. Вина, песок и
пыль в районе Океана Бурь чернее и обильнее, чем в районе Моря
Спокойствия. Возраст лунных пород, доставленных с Моря Спокой¬
ствия на Землю ~ 3,65 млрд, лет, а из Океана Бурь ~ 3,4 млрд. лет.
В результате тщательного обследования лунных пород, до¬
ставленных экипажем «Аполлон-11» на Землю, следы жизни не
были обнаружены. Кроме изучения образцов, 30 видов живот¬
ных и растений были подвергнуты непосредственному воздейст¬
вию этих образцов. Однако только после исследования всей по¬
верхности Луны и ее поверхностного слоя можно будет сделать
окончательное заключение. Поверхностный лунный грунт, стери¬
лизованный радиацией и температурным перепадом, по-видимому,
лишен жизни, хотя на Земле на нем хорошо развиваются растения.
Внутренние слои лунного грунта еще подлежат исследованию. В лун¬
ной пыли были обнаружены мелкие стеклянные шарики, наличие
к-рых объясняет сообщение космонавтов К К «Аполлон-11» о том,
что ходить по Луне скользко. Диаметр стеклянных шариков —
десятые доли мм, цвет ^-темно-коричневый, желтый и желтовато-
коричневый. Нек-рые кусочки стекла имеют эллиптич. или сигаро-
образую форму. Лунная пыль содержит от 1/i до */з стекловидного
вещества. Вещество поверхности Луны состоит из частиц трех раз¬
ЛУНЛ 2G3
меров: порошка с очень малым размером частиц (лунная гшль),
частиц размера зерен речного песка и небольших осколков предпо¬
ложительно метеорного происхождения. Полагают, что лунная
пыль в результате многочисленных ударов мелких метеоритов
коагулирует, образуя небольшие куски мелкозернистого вещества;
это придает веществу лунной поверхности характер рыхлой почвы.
Многие образцы являются породами вулканич. происхождения и
по составу несколько отличаются от изверженных пород на Земле.
Установлено значительное содержание в образцах хрома и окиси
титана. В крупных кусках породы обнаружены оливиновые минера¬
лы и полевой шпат. Большинство пород относится к одному из трех
следующих типов: 1) шлаковые породы с включением пузырьков
газа, образовавшихся при охлаждении вещества, подобного лаве;
2) пузырчатые породы, также имеющие пустоты, образованные га¬
зом, но пузырьки в них меньшего размера; 3) обломки, возможно,
метеорного вещества и лавы.
Фрагмент карты обратной стороны Луны.
264 ЛУНА
АМС «Луна-1» (на монтажной
тележке)
^Траектория ранеты
1оложение Луны
а — схема траектории первой советской
космической ракеты с АМС «Луна-1»;
б — орбита искусств, планеты отно¬
сительно Солнца
В лунных породах, взятых космонавтами на Луне в районе
Моря Спокойствия, больше всего содержится пироксена, плагиок¬
лаза, ильменита и оливина, как и в земных вулканических породах.
Первые два минерала состоят в основном из кальция, магния, же¬
леза, алюминия и кремния; ильменит — титанистый железняк;
оливин — железомагниевый силикат. Обнаружено три новых ми¬
нерала, названных ферропсевдобрукитом, хромотитановым шпине-
лем и пироксманитом. Они состоят из соединений титана, магния,
железа, алюминия и др. элементов и ненамного отличаются от зем¬
ных минералов.
По предварительным исследованиям, породы, доставленные из
Океана Бурь, сходны с ранее полученными образцами по минерало¬
гическому составу. Большинство скальных обломков — крупно¬
зернистые кристаллические породы с множеством полостей и вкрап¬
лений стекла.
Данные АМС «Луна-2» показали, что Л. практически не имеет
собств. магнитного поля. На высоте 55 км над лунной поверх¬
ностью напряженность магнитного поля менее 3-10-4 э. Измерения
ИСЛ «Луна-10» подтвердили этот результат. По-видимому, Л. ли¬
шена жидкого ядра, где могли бы возникнуть вихревые токи, при¬
водящие к появлению магнитного поля. Магнитометр, установлен¬
ный космонавтами в Океане Бурь, обнаружил магнитное поле
в 1000 раз слабее земного. Луна, возможно, обладает не общим, а
локальным магнитным полем, ИСЛ принесли много новых сведений
«ЛУНА»
2 fin
о свойствах лунном поверхности — интенсивности потока — кван¬
тов, отражат. способности космических лучен, фотографии поверх¬
ности с близкого расстояния и т. п.
В результате исследований фотографий обратной стороны Л.,
снятых AMG «Луна-3» (1959) и «Зонд-З» (1965), Гос. астрономия,
ин-том им. П. К. Штернберга (ГАИШ) совместно с рядом др. органи¬
заций под науч. руководством д. ф.-м. наук Ю. Н. Липского выпу¬
щен «Атлас обратной стороны Луны» (1-я ч. — 1960, 2-я ч. — 1967)
с каталогом ок. 4000 впервые обнаруженных образований. Комиссия
АН СССР по наименованию образований на обратной стороне Л.
на правах первооткрывателей присвоила (в 1960, 1966, 1967 и 1968)
ок. 250 образованиям имена сов. и зарубежных ученых, включая
имена, связанные с космонавтикой и ракетостроением: Н. И. Ки¬
бальчич, И. В. Мещерский, К. Э. Циолковский, 10. В. Кондратюк,
Ф. А. Цандер, С. П. Королев, Н. А. Рынин, Г. Гансвиндт, Н. И. Ти¬
хомиров, Ю. А. Гагарин, В. М. Комаров и др. Кратерным цепочкам
присвоены наименования ГДЛ, ГИРД и РНИИ — первых отечеств,
ракетостроит. орг-ций, внесших основополагающий вклад в разви¬
тие сов. ракетно-космич. науки и техники. Комиссия дала наименова¬
ние Залива Лунника району первой жесткой посадки («Луна-2») и
Залива Прилунения району первой мягкой посадки на лунную по¬
верхность («Луна-9»).
В 1966—67 по материалам «Атласа обратной стороны Луны» и
известным снимкам видимой с Земли поверхности Луны ГАИШ
и Топогеодезич. службой СССР под науч. руководством Ю. Н. Лип¬
ского были составлены и опубликованы первая в мире полная карта
Л. (1 : 5 000 000) и полный глобус Л. (1 : 10 000 000), а в 1968 выпу¬
щен атлас из 7 карт экваториальной зоны видимого полушария Л.
(1 : 1 000 000). Позже была опубликована полная карта Л. в США,
составленная с использованием фотоснимков «Зонд-З» и «Лунар
Орбите р».
«ЛУНА» — наименование серии АМС, запускаемых в Сов.
Союзе к Луне начиная с 1959. Обеспечили пролет вблизи Луны
(«Л.-l»), достижение Луны («Л.-2»), ее облет и фотографирование
(«Л.-З»), отработку полета к Луне и посадки на ее поверхность
(«Л.-4» — «Л.-8»), мягкую посадку («Л.-9», «Л.-13»), полет по ор¬
бите ИСЛ («Л.-10», «Л.-11», «Л.-12», «Л.-14», «Л.-15»), взятие на
поверхности Луны грунта и доставку на Землю («Луна-16»).
«Л у н а - 1» — первая в мире АМС, запущенная в район Луны
2 янв. 1959. Пройдя вблизи Луны, АМС вышла из сферы действия
земного тяготения и превратилась в ИСС — искусственную пла¬
нету, движущуюся по орбите с минимальным расстоянием от Солнца
(в перигелии) 146,4 млн. км и макс, расстоянием (в афелии) 197,2
млн. км. Конечный вес последней ступени PH с АМС «Л.-1» 1472 кг.
На АМС размещались: радиоаппаратура, телеметрическая система,
5 разл. науч. приборов для исследования межпланетного про¬
странства и др. оборудование. На последней ступени ракеты была
установлена также аппаратура для образования искусств, кометы.
При полете «Л.-l» впервые была достигнута вторая космическая
скорость. Проведенные в полете измерения дали новые сведения
о радиац. поясе Земли и космич. пространстве. В мировой печати
АМС «Л.-l» назв. «Мечта».
«Луна- 2» запущена 12 сент. 1959 советской космической
ракетой, совершила первый в мире полет на др. небесное тело.
и* «ЛУНА»
Вымпелы, доставленные
AMG «Луна-2» на Луну
14 сентября 1959
АМС «Л.-2» имела общий вес вместе с научной и измерительной
аппаратурой, установленной на последней ступени PH, 390,2 кг.
14 сент. 1959 в 0 ч. 2 мин. 24 сек. по московскому времени АМС
«Л.-2» и последняя ступень PH достигли поверхности Луны восточ¬
нее Моря Ясности, вблизи кратеров Аристид, Архимед и Автолик. На
поверхность Луны были доставлены вымпелы с изображением Гос.
герба Сов. Союза.
«Луна- 3» запущена 4 окт. 1959. Конечный вес последней
ступени PH 1553 кг, вес АМС «Л.-З» 278,5 кг. В состав бортовой аппа¬
ратуры входили системы: радиотехническая, телеметрическая, фото-
«Л У ИЛ» 267
телевизионная с автоматич. обработкой пленки на борту; ориентации
относительно Солнца и Луны; энергопитания с солнечными ба¬
тареями; терморегулирования; комплекс науч. аппаратуры. Упра¬
вление АМС — по радиокомандам с Земли. Двигаясь по траек¬
тории, огибающей Луну, АМС прошла на расстоянии 6200 км от
ее поверхности. 7 авг. 1959 с борта станции «Л.-З» была сфотогра¬
фирована обратная сторона Луны. После обработки пленки на борту
полученные изображения были переданы телевиз. системой на
Землю. Полет «Л.-З» был первым опытом изучения другого небес¬
ного тела с борта космич. аппарата. После облета Луны АМС
перешла на вытянутую эдлиптич. орбиту ИСЗ с высотой апогея
а, б — отдельные участки лунных панорам, переданных на Землю сов.
АЛС «Луна-9» (на верхнем фото на переднем плане видны детали АЛС)
268 «ЛУНА»
Схема прилунного участка траектории АМС «Луна-9»: 1 — построение лун¬
ной вертикали; 2 — ориентация оси двигат. установки по лунной вертикали;
3 — включение радиовысотомера; 4 — команда радиовысотомера па вклю¬
чение двигат. установки; 5 — время задержки включения двигат. установки;
6 — включение двигат. установки, отделение навесных отсеков; 7 —автома-
тич. выключение двигат. установки; 8 — отделение АЛС от двигат. установ¬
ки и мягкая посадка се на лунную поверхность
480 тыс. км. Совершив 11 оборотов по орбите, она вошла в земную
атмосферу и прекратила существование.
«Л у н а - 4» — «Л у н а - 8» запущены в 1963—65 для дальней¬
шего исследования Луны и решения задачи мягкой посадки контей¬
нера с науч. аппаратурой на лунную поверхность. «Л.-5» достигла
поверхности Луны 12 мая 1965; получены первые опытные данные
о работе систем мягкой посадки»; «Л.-6» прошла вблизи Луны 11 ию¬
ня 1965. «Л.-7» достигла поверхности Луны 8 окт. 1965. «Л.-8» —
опустилась на лунную поверхность 7 дек. 1965. Завершена экспери-
АМС «Луна-9»: 1 —
автоматическая лунная
станция; 2 — блок си¬
стемы управления; 3 —
аппаратура системы ас¬
троориентации; 4 — блок
окислителя; 5 — бак го¬
рючего; 6 — рулевой
двигатель; 7 — ЖРД;
8 — антенна радиовысо¬
тометра; 9 — радиовы¬
сотометр; 10 — микро¬
двигатель; 11 — аппара¬
тура радиоизмеритель-
ной системы; 12 — бал¬
лоны системы астроори¬
ентации
«ЛУНА» 269
Вымпел и Государствен¬
ный герб СССР, достав¬
ленные на Луну 3 февр.
1966 АМС «Луна-9»
мент, отработка систем астроориентации, управления бортовой ра¬
диоаппаратурой, радиоконтроля траектории полета и приборов авто¬
номного управления.
«Луна- 9» — АМС, впервые в мире осуществившая мягкую
посадку на Луну и передачу на Землю изображения лунной по¬
верхности. Запущена 31 янв. 1966. 3 февр. в 21 ч. 45 мин. 30 сек.
по моек, времени произвела посадку на поверхность Луны в
районе Океана Бурь (в точке с ко¬
ординатами 60°22' з. д., 7°08' с. ш.).
С помощью телевиз. системы на
Землю были переданы 3 пано¬
рамы лунного ландшафта (при
разных углах Солнца над гори¬
зонтом). С поверхности Луны про¬
ведено 7 сеансов радиосвязи для
передачи науч. информации. «Л.-9»
состоит из А Л С, предназнач. для
работы на поверхности Луны,
отсека с аппаратурой управления
и двигат. установки для коррек¬
ции траектории и торможения
перед посадкой. Общий вес АМС
после выведения на траекторию
полета к Луне 1583 кг. Вес АЛ С
после посадки на Луну 100 кг.
В ее герметичном корпусе раз¬
мещены: телевиз. аппаратура,
аппаратура радиосвязи, про¬
граммно-временное устройство,
науч. аппаратура, система термо¬
регулирования, источники элек¬
тропитания. Управление аппара-
AMG «Луна-10»: 1 — аппаратура ра¬
диосистемы измерений; 2 — ИСЛ; 3 —
система отделения ИСЛ; 4 — аппара¬
тура системы астроориентации; 5 —
двигат. установка
270 «ЛУНА»
Схема полета АМС
«Луна-10»: 1 — промежу¬
точная околоземная орби¬
та; 2 — коррекция траек¬
тории полета к Луне; 3 —
ориентация АМС «Луна-10»
перед торможением; 4 —
торможение и выход на
орбиту ИСЛ
турой — по радиокомандам с Земли. Изображения лунной по¬
верхности, переданные «Л.-9», и успешная посадка КЛА на Луну
имели решающее значение для дальнейших полетов к Луне, вклю¬
чая полеты человека.
«Л у н а - 1 0» т- первый ИСЛ; запущен 31 марта 1966. Вес АМС
1600 кг. Состоит из ИСЛ, приборных отсеков и двигат. установки,
обеспечивающей переход станции на селеноцентрич. орбиту. Вес
ИСЛ, отделенного после перехода на эту орбиту, 245 кг. Миним.
высота над поверхностью Луны (в периселении) 350 км, макс, вы¬
сота (в апоселении) — 1017 км, наклонение 71°54\ Бортовая аппа¬
ратура работала до 30 мая 1966, за это время ИСЛ совершил 460 обо¬
ротов вокруг Луны, проведено 219 сеансов радиосвязи, получена
научная информация о характеристиках окололунного простран¬
ства и косвенные данные о составе поверхностных лунных пород.
С ИСЛ неоднократно передавалась на Землю по радио мелодия
«Интернационала», впервые — во время работы XXIII съезда
КПСС.
«Л у н а - 1 1» — второй сов. ИСЛ; запущен 24 авг. 1966. Вы¬
сота периселения 160 км, высота апоселения 1200 км, наклонение
27°. На борту ИСЛ находился комплекс аппаратуры для изучения
Луны и окололунного пространства.
«Л у н а - 1 2» — третий сов. ИСЛ; запущен 22 окт. 1966. Вы¬
сота периселения ок. 100 км, высота апоселения 1740 км. На борту
ИСЛ, кроме науч. аппаратуры, находилась фототелевиз. система
с высоким разрешением (1100 строк), с помощью к-рой были полу-
ИСЛ «Луна-12»: i — баллоны с га¬
зом для исполнит, органов системы
астроориентации; 2 — фототелеви¬
зионное устройство; 3 — радиатор
системы терморегулщювания; 4 —
радиометр; 5 — приборный отсек;
6 — химия, батарея; 7 — оптико-
механич. блок системы астроориен¬
тации; 8 — антенна; 9 — электрон¬
ный блок системы астроориента¬
ции; 10 — управляющие двигатели;
И — корректирующая тормозная
двигат. установка
•II
«ЛУНА»
21\
чены п переданы на Землю крупномасштабные изображении уча¬
стков лунной поверхности в районе Моря Дождей, кратера Ари¬
старх и др.; на снимках различаются кратеры размером до 15—
20 .и.
«Л у н а - 1 3» — вторая сов. AM С, совершившая мягкую посад¬
ку на Луну. Запущена 21 дек. 1966. 24 дек. произвела посадку на
поверхность Луны в районе Океана Бурь (в точке с координатами
62°03' з. д., 18°52' с. ш.). С помощью науч. аппаратуры (механич.
грунтомера, динамографа и радиац. плотномера) получены уникаль¬
ные данные о физико-механич. свойствах поверхностного слои
Луны; определена отражат. способность лунной поверхности для
космич. лучей. Бортовой телевиз. системой была передана на Землю
панорама лунной поверхности при разных углах Солнца над гори¬
зонтом.
АЛС «Луны-13»: 1 — лепестковые антенны; 2 — штыревые антенны; 3 —
механизмы выноса приборов; 4 — механич. грунтомер; 5 — радиац. плотно¬
мер; 6 — телевизионная камера
«Л у н а - 1 4» — четвертый сов. ИСЛ; запущен 7 апр. 1968.
Высота периселения 160 км, апоселения 870 км, наклонение 42°,
период обращения 2 ч. 40 мин. С помощью «Л .-14» предусматри¬
вались уточнение соотношения масс Земли и Луны, гравитац. поля
Луны, условий прохождения и стабильности радиосигналов, пере¬
даваемых на борт ИСЛ при разл. положениях его относительно
Луны; измерения космич. лучей и потоков заряженных частиц, иду¬
щих от Солнца; получение дополнит, информации для построения
точной теории движения Луны.
«Л у н а - 1 5» — пятый сов. ИСЛ; запущен 13 июля 1969. После
выхода на селеноцентрич. орбиту проведено 2 коррекции орбиты;
после первой — высота периселения 95 км, апоселения 221 км, на¬
клонение 126°, период обращения 2 ч. 3,5 мин.; после второй —
высота периселения 16 км, апоселения 110 км, наклонение 127°,
период обращения 1 ч. 54 мин. С помощью «Л .-15» проведены науч.
*72 «Л У HAP ОРБИТЕР»
а, б — части панорамы лунной поверхности, переданные сов. AJIC «Луна-
13» (на нижнем фото видна тень от АЛС)
исследования в окололунном пространстве и получены данные о ра¬
боте новых систем станции, обеспечивающих посадку в разл. райо¬
нах лунной поверхности. По завершении 52 оборотов вокруг Луны
«Л.-15» достигла ее поверхности.
«Луна-16» стартовала с Земли 12 сент. 1970, вышла на селе¬
ноцентрическую орбиту 17 сент., после маневрирования 20 сент.
совершила мягкую посадку в районе моря Изобилия, произвела бу¬
рение грунта, взятие образцов лунной породы в герметич. кон¬
тейнер и различные исследования. После пребывания на Луне 26 ч.
25 мин. станция стартовала 21 сент. и достигла Земли 24 сент.
Впервые в истории космонавтики автоматич. аппарат совер¬
шил рейс Земля-Луна-Земля, доставив на Землю образцы лунной
породы.
«ЛУНАР ОРБИТЕР» — наименование серии амер. ИСЛ. Нач.
вес 386 кг, вес при полете по селеноцентрич. орбите ок. 270 кг,
«ЛУНАР ОРШ1ТК1'» 273
AMG «Лунар Орбитер»: 1 — РД управления скоростью; 2 —
РД на газообразном азоте; 3 — бак окислителя; 4 — детек¬
торы метеорных частиц; 5 — программно-временное устрой¬
ство; 6 — всенаправленная антенна; 7 — система слежения
за звездой Канопус; 8 — устройство инерциального управ¬
ления; 9 — счетчик радиации; 10 — солнечный датчик (рас¬
положен под платформой аппаратуры); 11 — фотоуста-
новна; 12 — панель солнечных батарей; 13 — объективы;
14 — остронаправленная антенна; 15 — бак горючего
рд «Л. О.» с тягой 45 кг обеспечивает переход на селеноцентрич.
орбиту и корректировку ее параметров. На борту имеется фототеле-
виз. система для съемки лунной поверхности с орбиты, с последую¬
щим проявлением отснятой фотопленки и передачей на Землю
полученных изображений по телевиз. каналу. В системе 2 объек¬
тива — длиннофокусный и короткофокусный. Запуск «Лунар Ор-
битер-1» осуществлен 10 авг. 1966 на селеноцентрич. орбиту с высо¬
той апоселения 1867 км и высотой периселения 192 км. Путем после¬
дующего маневра высота периселения была уменьшена до 40 км.
При полете по орбите сфотографирован ряд участков лунной поверх¬
ности и проведены науч. измерения. 6 ноября 1966 был произведен
запуск ИСЛ «Л. 0.-2», а 5 февр. 1967 — «Л. О.-З». При их полетах
получены снимки лунной поверхности, имеющие большую науч.
ценность. Специально отсняты районы, представляющие интерес
для высадки лунной экспедиции. «Л. 0.-4», запущенный 4 мая
1967, был выведен на высокую селеноцентрич. орбиту (высота по¬
лета от 2700 км до 6100 км). Им была проведена съемка в более
мелком масштабе поверхности Луны, включая и часть ее обратной
стороны, ранее отснятую сов. АМС «Луна-3» и «Зонд-З». «Л. 0.-5»
запущен 1 авг. 1967 с целью фотографирования ряда участков на
видимой и обратной сторонах Луны, в том числе — полярных об¬
ластей. Орбита с высотой периселения 196 км, апоселения 6050 км,
наклонением ок. 85° (после коррекции орбиты высота периселения
— 100 км, апоселения — 1500 км). В октябре 1967 «Л. 0.-5» был пе¬
реведен на орбиту большей высоты. Продолжительность полета
«Л. О.» по орбите ИСЛ составляла до 11 мес. Наряду с фотографиро¬
ванием, они использовались для изучения радиации и микрометео¬
ров в окололунном пространстве, а также — гравнтац. поля Луны
по эволюшш орбит.
10 Кос м он а ьт п ка
27'. ЛУННАЯ МЕТЕОРОЛОГИЧЕСКАЯ ОБСЕРВАТОРИЯ
ЛУННАЯ МЕТЕОРОЛОГИЧЕСКАЯ ОБСЕРВАТОРИЯ — АЛС,
предназначенная дли непрерывных наблюдений за метеорология,
процессами в земной атмосфере, измерений уходящего излучения
Земли с целью решения обратных задач спутниковой метеороло¬
гии, а также исследований теплового баланса поверхности Луны.
ЛУННАЯ ЭКСПЕДИЦИЯ — полет КК с экипажем к Луне с по¬
садкой на ее поверхность н последующим возвращением на Землю.
Л. э. осуществлены 16 — 24 июля и 14—24 ноября 1969 на КК «Апол¬
лон-11» и «Аполлон-12» соответственно (США).
Посадка лунного отсека КК «Аполлон-11» с космонавтами
Н. Армстронг (командир корабля) и Э. Олдрин (М. Коллинз нахо¬
дился в КК на селеноцентрич. орбите) осуществлена 20 июля 1969
в 23 часа 18 мин. на экваторе в Море Спокойствия (0,69° с. ш.,
23,46° в. д.). После выполнения программы работ на лунной по¬
верхности космонавты вернулись в корабль и 21 июля в 20 час.
54 мин. стартовали с Луны. Продолжительность пребывания Л. э.
«Аполлон-11» на поверхности Луны — 21 ч. 36,3 мин. Пребывание
Н. Армстронга на лунной поверхности вне корабля — 2 ч. 31 мин.
40 сек., а Э. Олдрина — 2 ч. Макс, масса (включая космонавтов):
прилунившаяся — 7327 кг, стартовавшая с Луны — 4888 кг, вы¬
веденная на орбиту ИСЛ с поверхности Луны — 2689 кг.
Лунный отсек КК «Аполлон-12» с космонавтами Ч. Конрад
(командир корабля) и А. Бин (Р. Гордон — на селеноцентрич.
орбите) прилунился 19 ноября 1969 в 9 ч. 54,5 мин. в Океане Бурь
(3,33° ю. ш., 23,16° з. д.). Космонавты дважды выходили из корабля
на лунную поверхность; общее время пребывания космонавтов вне
корабля на поверхности Луны: Ч. Конрад — 7 ч. 37 мин., А. Бин —
7 ч. 26 мин.; после выполнения программы работ 20 ноября в 17 час.
26 мин. космонавты стартовали с Луны, пробыв на ней 31 час
31,5 мин.
Полет на Луну «Аполлон-13» не был завершен в связи с аварий¬
ной ситуацией на борту КК. Подготавливается к полету «Апол¬
лон-14». По программе «Аполлон» сначала было запланировано все¬
го 10 Л. э., затем 9, потом 6, ближайшие 2 в 1971, последующие 2
в 1972.
Для предстоящих Л. э. выбраны след, районы посадок КК:
кратер Фра Мауро, кратер Сенсорин, кратер Литтров, кратер Тихо,
холмы у кратера Марий, долина у кратера Шретер, кратер Ко¬
перник.
ЛУННИК — название сов. AM С, летающей к Луне, получившее
распространение в 1959 после запуска к Луне первых в мире сов.
AMG, достигших и облетевших Луну.
ЛУННЫЕ САМОХОДНЫЕ АППАРАТЫ (луноходы)-
АЛС, способные самостоятельно передвигаться на поверхности
Луны, а также аппараты, предназнач. для перемещения на поверх¬
ности Луны космонавтов и необходимого оборудования. Опубли¬
кован ряд проектов Л. с. а. разл. типов (наир., амер. проект «Мо-
лаб»). Для перемещения аппарата по неровной лунной поверхности
предлагается использовать колеса большого диаметра или гусе¬
ницы. Движением автоматич. Л. с. а. можно управлять по радио¬
командам с Земли, при этом на Л. с. а. необходима телевиз. си¬
стема, непрерывно передающая оператору на Землю изображение
местности, лежащей перед аппаратом. Л. с. а. с экипажем на борту
будет управляться непосредственно космонавтами.
м
МАГНЕТИЗМ ЗЕМЛИ — см. Земной магнетизм.
МАГНЕТИЗМ МЕЖПЛАНЕТНОЙ СРЕДЫ — магнитное поле в
межпланетном пространстве, обнаруженное прямыми измерениями
с помощью АМС. Существование М. м. с. следовало также из косв.
данных (вариаций космич. лучей). Тщательные наблюдения с маг¬
нитографами на ряде АМС и ИСЗ позволили установить, что М. м. с.
в спокойные периоды связан с пост, радиальными потоками сол¬
нечной плазмы (спокойный солнечный ветер) и что в относительно
спокойные периоды (наир., в период минимума солн. активности)
межпланетное магнитное поле имеет в целом секторную структуру;
в пределах каждого сектора поле направлено, как правило, либо
к Солнцу, либо от Солнца. Вектор магнитного поля (с напряжен¬
ностью порядка 5 • 10-5 э) значительно отклоняется от радиального
направления вследствие переноса поля радиально движущейся
плазмой относительно вращающегося Солнца. Наблюдения указы¬
вают, что при наличии геоэффективных солнечных корпускулярных
потоков М. м. с. увеличивается в неск. раз. Сложные изменения век¬
тора магнитного поля определяются при этом структурой солнеч¬
ного корпускулярного потока. М. м. с. определяет характер движе¬
ния галактических и особенно солнечных космич. лучей и, по-ви-
димому, условия взаимодействия солнечных корпускулярных пото¬
ков с магнитосферой Земли.
МАГНЕТИЗМ ПЛАНЕТ — определяется непосредств. измерени¬
ями с помощью космич. ракет, пролетающих вблизи планет Венера
и Марс, а также косв. наблюдениями радиоизлучения планет
Юпитер и Сатурн и распространения солнечных космич. лучей
вблизи планеты Меркурий. Прямые измерения М. п. магнитомет¬
рами показали, что Венера и Марс в пределах точности эксперимен¬
тов не обнаруживают собственного дипольного магнитного поля: для
Венеры My/Mfo <1 10-4, для Марса MtflMfc < 2 • НН, где МО, М&
и — соответственно магнитные моменты Венеры, Земли и Марса.
Поэтому эти планеты не имеют радиационных поясов.Измерениями
АМС «Венера-4» и «Маринер-5» установлено существование ударного
фронта около Венеры, возникающего при сверхзвуковом обтекании
Венеры солнечным ветром. Радиоастрономия, наблюдения показали,
что на Юпитере имеется магнитное поле порядка 5—10 э. Эффектив¬
ный магнитный диполь на Юпитере должен быть смещен относитель¬
но оси и центра планеты (примерно на V3 радиуса в экваториальной
плоскости). Радиоастрономия, наблюдения Сатурна также указы¬
вают на наличие общего магнитного поля. Экспериментальные дан¬
ные о магнетизме др. планет еще не получены.
МАГНИТНЫЕ БУРИ — наиболее интенсивные возмущения
магнитного поля Земли, амплитуда к-рых может достигать сотен и
тысяч гамм (1 гамма = 10~5 э; напряженность геомагнитного поля
на экваторе Земли составляет ок. 0,4 э) (см. Земной магнетизм).
Магнитные возмущения, обозначаемые символом D, представляют
собой ту часть изменений геомагнитного поля, к-рая остается после
исключения периодич. (с периодом в солнечные или лунные сутки)
вариаций поля. Морфология поля D, т. е. его пространств, распре¬
деление в зависимости от времени, послужила основой для ряда
10*
270 МАГНИТНЫ К БУРИ
статистич. и фнзнч. классификаций возмущений. Одним из наиболее
характерных видов возмущения является т. и. аперподич. возму¬
щенная вариация (вариация по времени бури) Dst, начинающаяся
одновременно по всей поверхности земного шара и протекающая
более или менее одинаково во всех точках земной поверхности, хотя
на магнитных записях (магнитограммах) отдельных обсерваторий
могут быть видны большие нерегулярные эффекты местного харак¬
тера. Продолжительность таких М. б. колеблется от 2 до 3 суток;
наибольшая их интенсивность приходится на первые часы.
Многие М. б. (практически все большие бури) имеют внезапное
начало (£с), разброс времени наступления к-рого по всему земному
тару составляет ок. 1 мин. Вместе с тем нек-рые М. б. имеют посте¬
пенное начало. Начало возникновения М. б., для к-рого характерно
увеличение напряженности геомагнитного поля, принято называть
начальной фазой; она может продолжаться неск. часов. След,
периодом является главная фаза, в течение к-рой величина поля
уменьшается и достигает минимума, после чего начинает медленно
возвращаться к норм, значению (фаза восстановления). Наиболее
отчетливо указанная закономерность проявляется в ходе горизон¬
тальной составляющей геомагнитного поля. Локальные возмуще¬
ния также часто имеют общепланетный характер, но при этом
их интенсивность существенно зависит от геомагнитной широты и
местного времени; максимум их интенсивности приходится на зону
полярных сияний (~ 67°), в связи с чем их часто называют поляр¬
ными возмущениями DP. Выше и ниже этой зоны возмущения DP
на магнитограммах имеют вид более или менее плавных отклонений
от исходного уровня, напоминающих форму линии морской бухты;
поэтому такие возмущения получили название бухтообразных.
Особенно интенсивные бухты появляются в период М. б., они могут
наблюдаться в течение 1—2 часов. В период одной М. б. с внезап¬
ным началом и главной фазой может произойти неск. бухтообразных
возмущений; каждое такое возмущение в этом случае наз. полярной
суббурей. Часть возмущения может представлять собой и увеличение
амплитуды суточной вариации (возмущенная суточная вариация Ds).
Вопрос о связи Ds с бухтообразными возмущениями еще не решен.
Кроме магнитных бухт, существуют еще и др. виды возмущений,
напр. микропульсации или короткопериодные колебания (КПК)
электромагнитного поля Земли, обладающие сравнительно малыми
периодами и амплитудами. К числу КПК относятся, напр., т. н.
«жемчужины» (биения-всплески продолжительностью неск. минут
с периодами 1—4 сек. внутри серин) и гигантские пульсации дли¬
тельностью до неск. часов (периоды внутри серии 40—150 сек.,
амплитуды до 30—40 гамм). Др. типом малых магнитных возму¬
щений являются т. н. кроше, имеющие на магнитограммах вид
своего рода крючков-импульсов и обусловленные увеличениями
ионизации атмосферы Земли на освещенной Солнцем стороне под
воздействием УФ и рентгеновского излучений от вспышек на Солнце.
Теоретич. и эксперимент, изыскания последних лет и особенно
результаты прямых исследований в межпланетном и околоземном
космич. пространстве с помощью ИСЗ и зондов качественно изме¬
нили представления о М. б. Получили развитие представления
о магнитосфере Земли, как об области пространства, занятой гео¬
магнитным полем, для к-рой характерны большая степень иониза¬
ции, нрактич. отсутствие соударений между частицами и захват
МАГНИТНЫЕ БУРИ 277
заряженных частиц геомагнитным нолем. В соответствии с поня¬
тиями магнитной гидродинамики наблюдаемые геомагнитные воз¬
мущения определяются сжатием, расширением и др. деформациями
магнитосферы.
Совр. теории связывают развитие М. б. и относящихся к ним
явлений с усилением воздействия на магнитосферу Земли потоков
плазмы солнечного происхождения. Возрастание горизонтальной
компоненты приписывается сжатию геомагнитного поля за счет
увеличенного давления потока плазмы. Это сжатие эквивалентно
появлению системы электрич. токов на границе магнитосферы, свя¬
занных с различием движения противоположно заряженных частиц
плазмы в магнитном поле Земли в этой области. В экваториальной
плоскости ток направлен на восток; замыкание тока происходит
выше и ниже экваториальной плоскости (ток на запад). Эту систему
электрич. токов и их поле принято обозначать как DCF (D — воз¬
мущение, CF — корпускулярный поток). Главная фаза М. б.
(уменьшение горизонтальной составляющей) является следствием
увеличения числа заряженных частиц (или их энергии) внутри
магнитосферы; связанная с движениями этих частиц (закручива¬
ние вокруг силовых линий магнитного поля Земли, продольные
колебания между точками отражения в Сев. и Юж. полушариях,
дрейф вокруг Земли перпендикулярно силовым линиям — см.
Радиационный пояс Земли) деформация (расширение или разбухание
магнитосферы) эквивалентна появлению в магнитосфере текущего
на запад электрич. тока, к-рый наз. кольцевым.
Кольцевой ток и его поле принято обозначать DR (D — воз¬
мущение, R — кольцо). Вблизи Земли оба внешних поля — DCF
и DR — почти однородны, хотя изменения этих полей индуцируют
земные токи, поле к-рых неоднородно. Высказывается также мне¬
ние о важности формирования т. н. шлейфа (хвоста) магнитосферы
Земли или, что эквивалентно, образования соответствующей токо¬
вой системы для объяснения главной фазы М. б. Унос силовых
линий геомагнитного поля с боков магнитосферы в область шлейфа
означает, что остающееся поле получает пространство для расши¬
рения (главная фаза, уменьшение поля). Возможно и параллель¬
ное действие обоих механизмов при меняющемся соотношении
между их вкладами. Полярные возмущения (бухты), определяемые
токовыми системами (располагающимися гл. обр. в высоких широ¬
тах), проявляются более отчетливо в ночной полусфере. Особенно
сильно токи концентрируются вдоль зон полярных сияний (поляр¬
ные, или авроральные электроструи). Эти токи и их поле принято
обозначать DP (D — возмущение, Р — полярное). Ток в основном
направлен на запад (над ночной полусферой и утренним сектором),
а иногда на восток (обычно над полуденным сектором и ближе
к вечеру). Замыкание тока происходит гл. обр. выше зоны сияний
(над полярными шапками), а частично — в области более низких
широт.
Появление токовых систем DP связывается со вторжением
в ионосферу энергичных частиц (возможно, протонов с энергиями
100—200 кэв). Прочие возмущения поля могут создаваться магннто-
гпдродинамич. волнами, распространяющимися внутрь магнито¬
сферы к поверхности Земли, и взаимодействием этих волн с заря¬
женными частицами в магнитосфере Земли. Многие свойства и
взаимосвязь геомагнитных возмущений цока еще выяснены недо¬
278 МАГНИТНЫЙ ДАТЧИК ОРИЕНТАЦИИ
статочно. Только комплексные исследования, сочетающие прямые
и наземные методы, смогут решить эти вопросы, от достаточно
полного понимания к-рых во многом зависит объяснение таких
взаимосвязанных с М. б. явлений, как полярные сияния, нагрев
и ионизация ионосферы, ускорение заряженных частиц и т. д.
Главной проблемой для теории М. б. является объяснение меха¬
низма введения дополнит, энергии внутрь магнитосферы. Дисси¬
пация энергии в магнитосфере Земли в период интенсивной М. б.
составляет 1019 —1020 эрг/сек; такая подкачка энергии может осу¬
ществляться либо прямой инжекцией плазмы солнечного проис¬
хождения (напр., через нейтральные точки), либо посредством
ускорения частиц относительно холодной плазмы магнитосферы.
По-видимому, важную роль в определении степени геоэффектив¬
ности потоков солнечной плазмы играет магнитное поле этих пото¬
ков (напр., взаимная ориентация поля потока плазмы и геомагнит¬
ного поля).
МАГНИТНЫЙ ДАТЧИК ОРИЕНТАЦИИ — прибор, определяю¬
щий угловое положение осей КЛА относительно силовых линий
магнитного поля планеты, вблизи к-рой движется КЛА. Приме¬
няется как позиционный датчик в нек-рых системах ориентации ИС.
МАГНИТНЫЙ ШЛЕЙФ (магнитный хвост) Зем¬
ли — область «заметаемых» на ночную сторону солнечным ветром
магнитных силовых линий земного поля (см. Геомагнитная ловушка).
Предполагаемый диаметр поперечного сечения М. ш. — 40 земных
радиусов. Непосредственными измерениями установлено, что М. ш.
простирается, по крайней мере, до орбиты Луны, однако не ясно,
замыкаются ли его силовые линии на еще большем расстоянии от
Земли, образуя границу между геомагнитным пологи и солнечным
ветром, или соединяются с силовыми линиями межпланетного поля.
Сев. и юж. половины М. ш. разделены прибл. в плоскости эклиптики
нейтральным слоем — областью пониженной напряженности маг¬
нитного поля; по-видимому, в центре нейтрального слоя напряжен¬
ность магнитного поля равна нулю. Характерный размер (толщина)
нейтрального слоя предположительно составляет доли земного
радиуса. Напряженность поля в М. ш. составляет — 15 гамм на
расстоянии 30 земных радиусов. Устойчивое существование М. ш.
и нейтрального слоя может быть объяснено наличием сложной
системы токов, однако в большинстве существующих моделей М. ш.
причина возникновения этих токов не выяснена. Последнее время
уделяется большое внимание вопросу о роли М. ш. в возникнове¬
нии различных геофизич. явлений.
МАГНИТОГИДРОДИНАМИКА — изучает движение электропро¬
водящего газа и жидкости в магнитном поле. М. — теоретич. основа
изучения движения межзвездного газа (космич. М.) и многих про¬
цессов в энергетике, космич., ракетной и авиац. технике, именно —
обтекания гиперзвуковых Л А (в частности, при обратном входе в
плотную атмосферу), процессов в электрических ракетных двигате¬
лях, магнитогидродинамич. генераторах и др.
МАГНИТОГИДРОДИНАМИЧЕСКИЙ ГЕНЕРАТОР - генератор,
в к-ром электрич. ток получается в результате движения газооб¬
разного электропроводящего рабочего тела (плазмы) или жидкого
металла в магнитном поле. В М. г. отсутствуют движущиеся части,
Имеет высокий кпд. Предполагается использование М. г. для пита¬
ния электрич. РД и бортового оборудования КЛА (рис., с. 279).
МАГНИТОПАУЗА 279
Схема магнитогидроди¬
намического генератора
Отвод тепле
МАГНИТОГИДРОДИНАМИЧЕСКИЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГА¬
ТЕЛЬ — см. Электромагнитный ракетный двигатель.
МАГНИТОПАУЗА — граница магнитосферы, включая погра
ничный слой. М. характеризуется сравнительно резким спадом
геомагнитного поля до нуля, переориентацией вектора напряжен¬
ности поля и переходом к области хаотич. (неупорядоченного) маг¬
нитного поля, в к-рой, по-видимому, осуществляется переход от
геомагнитного поля к межпланетному магнитному полю (рис.).
Характерный размер (протяженность) М. на дневной стороне в пло¬
скости экватора составляет ок. сотни км, протяженность переход¬
ной области между М. и отошедшей
Изменение геомагнитного поля в за¬
висимости от расстояния от Земли
(пунктирная кривая показывает изме¬
нение поля магнитного диполя, сплош¬
ная кривая — изменение реального
геомагнитного поля): а — экваториаль¬
ное расстояние от центра Земли в км\
а — радиус Земли в км\ Н — напря¬
женность геомагнитного поля
ударной волной (см. Геомагнит-
Н (гамма)
280 МАГНИТОСФЕРА
пая ловушка. рис.) 2 — 4 земных радиуса. Поле принимает полое ре¬
гулярный характер после перехода через фронт ударной полны
в область межпланетной плазмы; напряженность поля и переходной
области в среднем в неси, раз превышает по величине напряженность
межпланетного поля. Течение плазмы в области М., как показывают
исследования с помощью ИСЗ, имеет сложный характер.
МАГНИТОСФЕРА 3 е м л и — область локализации геомагнит¬
ного поля, обтекаемого солнечным ветром (см. Геомагнитная ло¬
вушка, рис.). М. включает внутр. (замкнутую) прибл. дипольную
область поля, являющуюся геомагнитной ловушкой заряженных
частиц, и внешнюю часть, состоящую из магнитных силовых линий,
«заметаемых» солнечным ветром с дневной стороны на ночную и
образующих на ночной стороне магнитный шлейф Земли.
Оси. условие, определяющее положение границы М., — ра¬
венство магнитного давления земного поля и кинетич. давления
солнечного ветра. Если солнечный ветер является идеально прово¬
дящей средой без магнитного поля, геомагнитное поле не может про¬
никать в эту среду и пограничный слой должен быть очень тонким.
В пограничном слое напряженность поля увеличивается (по
сравнению с дипольной) в результате наложения на геомагнитное
поле поля пограничных токов, создаваемых частицами солнечного
ветра. За пределами М. и пограничного слоя геомагнитное поле
должно полностью нейтрализоваться полем пограничных токов.
Однако наличие в солнечном ветре межпланетного магнитного поля,
а также ряд др. причин придают пограничному слою М. «размытый»
характер.
МАКДИВИТТ (McDivitt), Джеймс (р. 1929, Чикаго) — летчик-
космонавт США, подполковник ВВС. В 1959 окончил Мичиганский
ун-т, в 1960 — Школу летчиков -испытателей ВВС и в 1961 — Школу
летчиков реактивной авиации и космонавтики. Служил летчиком-
испытателем на авиац. базе ВВС Эдвардс. С 1962 — в группе космо¬
навтов Нац. управления по аэронавтике и исследованию космич.
пространства США. Совместно с Э. Уайтом совершил полет в кос¬
мос в качестве командира НК «Джемини-4». «Джемини-4» был
выведен на орбиту 3 июня 1965 и за 98 час. 62 раза облетел земной
шар, пройдя расстояние — 2,6 млн. км. С 3 марта 1969 совместно
с Д. Скоттом и Р. Швейкартом совершил десятисуточный полет
в космосе в качестве командира К К «Аполлон-9». КК сделал 151
оборот вокруг Земли, пройдя путь 6,6 млн. км. В течение полета
была выполнена сложная программа по отработке систем лунного
отсека К К и разл. исследования.
МАЛЫЕ ПЛАНЕТЫ (ас тероиды, планетоиды) —
небесные тела, движущиеся вокруг Солнца по эллиптич. орбитам,
большая часть к-рых расположена между Марсом и Юпитером
(см. Солнечная система). Самые крупные М. п. имеют поперечники
в песк. сот км, а наименьшие — менее 1 км. В 1801 была открыта
первая М. п. — Церера, в 1802 — Паллада, в 1804 — Юнона,
п 1807 — Веста. С 1847 открытия происходили ежегодно. До 1969
каталогизировапо 1735 М. п. из 60 тыс., доступных наблюдению.
Диаметры М. и.: Церера — 768 км, Паллада — 489 км, Юнона —
193 км, Веста — 385 км, остальные оцениваются по их звездным
величинам, с вероятными ошибками 30—40%. Плотность М. и.
близка к 3,5 г/см3. На поверхности Цереры сила тяжести ок.
земной, а у остальных еще меньше; поэтому М. п. лишены атмосфер.
«МАРИ HEP» 281
Орбиты некоторых малых
планет
М. п. движутся вокруг Солнца в том же направлении, что и боль¬
шие планеты (средний эксцентриситет 0,15, средний наклон к пло¬
скости эклиптики 9°,7); периоды их вращения вокруг своей оси —
от 2 до 9 час. Для 97% каталогизированных М. п. средние расстояния
от Солнца 2,2—3,6 а. е. д. М. п. могут близко подходить к Земле,
напр. Эрот — на расстояние 22 млн. км, Икар — на 6,5 млн. км
(1968), Гермес — на расстояние Луны (1937). Неправильная (как
бы обломочная) форма М. п., существование больших планет с близ¬
кими элементами орбит, связь с метеорами заставили предположить,
что М. п. и метеоры есть обломки одной большой планеты; много¬
образие орбит М. п. объясняется последующими столкновениями
и распадом осколков (существуют и др. точки зрения).
МАНЕВР — преднамеренное изменение орбиты К Л А, в резуль¬
тате к-рого он переходит с одной орбиты (начальной) на другую
(конечную), напр. перевод ИСЗ, движущегося по наклонной орбите,
на экваториальную орбиту, старт КЛА к Луне с орбиты ИСЗ, пере¬
ход лунного аппарата на орбиту ИСЛ при подходе к Луне, сближе¬
ние двух КЛА. Частные случаи М.: коррекция траектории КЛА
и коррекция орбиты ИС. Для ИС, в зависимости от взаимного
расположения нач. и конечной орбит, различают М. в плоскости
орбиты, при к-ром плоскости начальной и конечной орбит совпада¬
ют, и М. с изменением плоскости орбиты. Наиболее распространен¬
ный метод выполнения М. — импульсное маневрирование, при
к-ром переход на новую орбиту производится кратковрем. включе¬
нием (однократным, в сложных случаях — многократным) борто¬
вого РД. В отличие от М. атмосферных ЛА, любой М. КЛА
требует включения РД и связан с расходом энергии, поэтому важ¬
ной задачей является выбор наиболее выгодных точек для вклю¬
чения РД, обеспечивающих минимум энергетических затрат на
проведение М.
«МАРИНЕР» — наименование серии амер. автоматич. КЛА,
иредназнач. для полетов к Венере и Марсу, а также программа их
разработки и полетов. Вес первых «М.» ок. 260 кг, «М.-6» и «М.-7» —
ок. 413 кг, они имеют негерметичный корпус с размещенной в нем
аппаратурой. Энергопитание — от солнечных батарей, имеется си¬
стема астроориентации и корректирующая двигательная установка,
а также комплекс науч. аппаратуры (включая телевизионную си¬
стему с промежуточной записью изображения) для исследования
планет при пролете и изучения космич. пространства. В качестве
ГГ1 используется «Атлас-Цеитавр». КЛА «М.-2» запущен 27 авг.
-82 «МАРИ HEP»
АМС «Марннер»: 1 — всенаправленная
антенна; 2 — остронаправленная ан¬
тенна; 3 — солнечные батареи; 4 —
корректирующий РД; 5 — жалюзи си¬
стемы терморегулирования; 6 — при¬
боры для науч. исследований
14 дек. он прошел на расстоянии
~ 35 тыс. км от ее поверхности. Получены нек-рые данные о темп-ре,
магнитном поле и составе атмосферы Венеры, уточнена ее масса.
«М.-4» запущен 28 нояб. 1964 в сторону планеты Марс; 15 июля
1965 он прошел на расстоянии он. 10 тыс. км от ее поверхности.
С борта «М.-4» впервые произведено фотографирование поверхности
Марса; получены 22 снимка разл. районов Марса, впервые обнару¬
жившие кратеры на поверхности Марса, и ряд ценных науч. дан¬
ных. «М.-5» запущен в сторону планеты Венера 14 июня 1967 с целью
исследования ее атмосферы, пояса радиации и магнитного поля.
19 окт. «М.-5» прошел на расстоянии ок. 3970 км от поверхности Ве¬
неры. Запуски «М.-l» и «М.-З» были неудачными. «М.-6» запущен
24 февр. 1969 в облет Марса для исследования его поверхности
и атмосферы. 31 июля пролетел на расстоянии ок. 3400 км от поверх¬
ности Марса. Передал фотографии экваториальной зоны планеты,
обнаружившие большое количество кратеров; замерены темп-ра
поверхности и состав атмосферы Марса. «М.-7» запущен к Марсу
27 марта 1969 с аналогичной программой. 5 авг. пролетел на рас-
МАРС 283
АМС «Маринер»
стоянии ок. 3200 км от поверхности Марса. На переданных фотогра¬
фиях район южного полюса Марса сильно испещрен кратерами
различных размеров и выбоинами.
МАРС — четвертая по порядку от Солнца большая планета
Солнечной системы. Ср. расстояние от Солнца 1,524 а. е. д. (227,8
млн. км)у эксцентриситет орбиты 0,093, расстояние в перигелии
206 млн. км, в афелии 249 млн. км. Расстояние М. от Земли во время
противостояний от 56 до 102 млн. км. Наклон орбиты к плоскости
эклиптики 1°5Г. Сидерич. период обращения по орбите 686 сут.
23 часа 31 мин. Экваториальный радиус 3395\См, сжатие 1 : 192.
Сидерич. период вращения вокруг оси 24 часа 37 мин. 22,58 сек.
Наклон экватора М. к плоскости его орбиты 24°48', что обеспечи¬
вает сезонные изменения условий на планете. Масса М. 6,44 X
X 102в г, ускорение силы тяжести на поверхности 3,72 м/сек2.
Вторая космич. (параболич.) скорость 5,0 км/сек. Атмосфера М.
состоит в основном из углекислого газа; по замерам АМС «Мари-
нер-6» азот не обнаружен. Количество водяных паров соответствует
10—20 мкм осадочной воды.
Атм. давление на поверхности 10—20 мб. Наблюдаются облач¬
ные образования, особенно выделяющиеся в синих лучах. Облач¬
ность изменяется в отдельные годы, в разное время года и имеет
преимущественную локализацию, как правило, — в белых обла¬
стях. Желтые облака, отождествляемые с песчаными бурями, иног¬
да распространяются на всю видимую часть поверхности М. Поверх¬
ность планеты делится на светлые области — «материки», красно¬
оранжевого цвета, и темные — «моря», серо-зеленоватого оттенка.
Вблизи полюсов в период с начала марсианской осени до лета в со¬
284 «МАРС-1»
ответствующем полушарии образуются белые полярные шапки.
В середине зимы они распространяются на область до 50°—00° по
широте. Спектроскопия, измерения показывают, что иолярные
шапки, вероятно, состоят из льда, подобного инею, с толщиной
слоя менее 1 см. По фотоснимкам «Маринер-7» окраинные районы
полюса отличаются неровностью вследствие высокой пересеченности
местности. Сезонные изменения также наблюдаются в темных об¬
ластях — морях М. Макс, темп-pa в перигелии для материков
вблизи экватора +25°, для морей она выше па 8°. Температурные
изменения па протяжении марсианского дня достигают 80°—100°.
Ночная темп-pa ок. —70° -т- —100°. Известные данные об условиях
на М. не противоречат возможности существования примитивных
форм растит, жизни. Альбедо М. 0,15. Ареографии, карты содержат
изображение материковых и морских областей, покрывающих всю
поверхность планеты. Точность определения координат в центре
диска характеризуется ошибкой в долготе ок. ±1°,0, в широте —
ок. :• 0°,5. 1° ареография, долготы и широты на экваторе соответ¬
ствует 60 км. М. имеет 2 спутника: Фобос (Страх) и Деймос
(Ужас).
Первой космич. станцией, запущенной к М. 1 ноября 1962,
была сов. АМС «Марс-1». По данным фотографирования поверх¬
ности М4 с близкого расстояния (12 000—17 000 ял), произведенного
амер. АМС «Марипер-4» (1965), подтвержденным фотоснимками
с АМС «Маринер-6» и «Маринер-7», формы рельефа подобны лунным
(кратеры и кольцевые горы). Признаков «каналов», к-рые нек-рые
наблюдатели отождествляли с сеткой тонких прямых линий, не об¬
наружено.
«МАРС-1» — сов. АМС, запущенная к планете Марс 1 нояб.
1962. Задачи полета — исследование космич. пространства, про¬
верка радиосвязи на межпланетных расстояниях, фотографирова-
АМС «Марс-1»: 1 — корректирую¬
щая двигат. установка; 2 — штырь
магнитометра; 3 — остронаправлен¬
ная антенна; 4 — радиатор системы
терморегулирования; 5 — малона¬
правленная антенна; 6 — панели
солнечных батарей: 7 — всенаправ¬
ленная антенна; 8 — орбитальный
отсек
МЕДИЦИНА КОСМИЧЕСКАЯ 285
ние Марса. Вес АМС 893,5 кг. На ее борту имелся комплекс науч.
приборов. За 61 сеанс радиосвязи получен большой объем науч.
информации; радиосвязь поддерживалась до расстояния 106 млн. км.
Сближение с планетой Марс, в соответствии с данными прогноза
траектории, наступило 19 июня 1963, после чего АМС вышла на
гелиоцентрич. орбиту с перигелием он. 148 млн. км и афелием oje
250 млн. км.
МАРШЕВЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — оси. РД ракеты.
МАХА ЧИСЛО (М -число) — отношение скорости движения
какого-либо тела, наир. Л А, к скорости звука в окружающей среде,
или в случае движения газа — отношение скорости газа к местной
скорости звука (т. е. скорости звука в данной точке).
МЕДИЦИНА АВИАЦИОННАЯ — отрасль медицины, основными
задачами к-рой являются мед. обеспечение безопасности, а также
сохранение здоровья и работоспособности экипажей самолетов и Л А
с азродинамич. подъемной силой в разл. условиях полетов, совер¬
шаемых в тропосфере и стратосфере.
МЕДИЦИНА КОСМИЧЕСКАЯ — область медицины, основные
задачи к-рой состоят в разработке методов отбора и подготовки
космонавтов, мед. обеспечении безопасности полетов, поддержании
нормальной жизнедеятельности, здоровья и высокой работоспособ¬
ности человека в сложных спсцифич. условиях длит, обитания
в межпланетном пространстве на космич. кораблях, а также на др.
планетах. М. к. как самостоят. науч. дисциплина выделилась из
авиац. медицины. Вместе с тем успехи в развитии авиации настолько
расширили границы авиац. медицины, что она трансформировалась
в авиакосмич. медицину. М. к. охватывает совокупность взаимо¬
связанных медико-биологич., биофизич. (см. Радиобиология косми¬
ческая), физико-химич., математич., биолого-технич., телеметрич.,
инженерно-конструкторских и многих др. сопредельных науч.
исследований и мероприятий, направленных на создание оптималь¬
ных условий жизнедеятельности человека в космосе.
Принято различать 3 группы факторов, могущих оказывать
влияние на организм человека или животного в космич. полете:
1) характеризующие космич. пространство как своеобразную среду
обитания (ионизирующее излучение, метеоры, вакуум); 2) свя¬
занные с динамикой полета (невесомость, ускорение, вибрации);
3) обусловленные длит, пребыванием в искусств, среде герметич.
кабин малого объема (изоляция, гиподинамия, эмоциональное на¬
пряжение, особенности микроклимата). Осн. разделы М. к.: мед.
служба, космич. физиология, космич. гигиена и санитария, космич.
психология (см. Психология космическая), клиника и врачебная эк¬
спертиза космонавтов. В ведении медицинской службы
обеспечения безопасности космич. полетов находятся: врачебный
контроль с сигнализацией ситуаций, опасных для жизни и здо¬
ровья, и оказание необходимой помощи космонавтам на борту,
а также после приземления (приводнения); подготовка и совершен¬
ствование мед. кадров; медико-биологич. и физиология, исследова¬
ния в условиях космич. полета или обитания на др. планетах;
разработка необходимых для этой цели методич. приемов. Кос¬
мическая физиология — дисциплина, изучающая меха¬
низмы регуляции и компенсации функций в условиях воздействия
па организм совокупности факторов космич. полета. Особое внима¬
ние уделяется тем условиям, к-рые лишь в ничтожно малой степени
286 МЕДИЦИНА КОСМИЧЕСКАЯ
воспроизводимы или вовсе невоспроизводимы на Земле. К их числу
относятся: факторы, связанные со стартом и активным участком
полета КК, характеризующиеся воздействием перегрузок, сменяе¬
мых длит, невесомостью, последующие перегрузки на участке
спуска с переходом к условиям земной гравитации; космич. излу¬
чения; изменения биологич. ритмов и др. Закономерности, устанав¬
ливаемые космич. физиологией, служат основой мед. прогнозиро¬
вания и способствуют разработке рекомендаций относительно созда¬
ния оптимального режима труда, отдыха, сна, питания и быта
космонавтов. Космич. физиология изыскивает также пути и средства
повышения и поддержания устойчивости организма в космич. по¬
лете. Космическая гигиена и санитария раз¬
рабатывает гигиенич. нормативы и профилактич. средства для
сохранения работоспособности и здоровья экипажей К К (см. Гер¬
метическая кабина, Обитаемость кабины, Жизнеобеспечение). Кли¬
ника и врачебная экспертиза космонавтов
включают: разработку клинич. и психофизиология, методов отбора
космонавтов и их подготовки; меры профилактики и лечения забо¬
леваний в сложных и специфич. условиях обитания; критерии стро¬
гого науч. мед. прогнозирования здоровья.
Мед. обеспечение беспосадочных межконтинентальных полетов,
физиолого-гигиенич. исследования, связанные с подготовкой и
осуществлением полетов сов. стратонавтов в герметичной гондоле
стратостатов «СССР-1» (30 сент. 1933 полет на высоту 19 км) и «Осо-
авиахим» (30 янв. 1934 на высоту 22 кл), могут быть названы в ка¬
честве первых исследований в области, граничащей с М. к. Система
жизнеобеспечения в этих полетах была сконструирована на ос¬
нове физиолого-гигиенич. принципов, разработанных сов. уче¬
ными. Были изучены и раскрыты механизмы регуляции функ¬
ций в условиях воздействия на организм нек-рых чрезвычайных
по силе факторов полета: гипоксии, ускорений, повышенного и
пониж. барометрич. давления, декомпрессии взрывной и др. Эти
исследования способствовали созданию средств мед. обеспечения
полетов — герметич. кабины, кислородно-дыхательной аппаратуры,
высотно-спасат. скафандра и пр. Результаты систематически про¬
водившихся с 1926 комплексных высокогорных экспедиций дали
представление о влиянии на организм высокогорных факторов
различной продолжительности (см. Высотная болезнь); о физиоло¬
гия. и биохимия, механизмах адаптации к ним; об эффективности
и длительности приобретенной адаптации к высоте, применительно
к высотным полетам на самолетах. В авиац. медицину впервые было
введено понятие о пределе и срыве адаптации к гипоксии и разра¬
ботаны принципы высокогорной тренировки в целях повышения
устойчивости организма к факторам полета. Эти данные приобрели
важное теоретич. и практич. значение на совр. этапе развития М. к.
Формированию основ М. к. способствовали разработанные в 20—
40-х гг. теоретич. и практич. принципы врачебной экспертизы лет¬
ного состава. Новые задачи, требовавшие быстрого решения, воз¬
никли перед М. к. в связи с развитием ракетной техники. Важным
событием явилось успешное осуществление программы биологич.
исследований, выполненных в СССР на высотных геофизич. ракетах,
втором ИСЗ и космич. кораблях-спутниках. Эти работы позволили
решить ряд медико-биологич. вопросов, непосредственно связанных
с осуществлением последующего этапа освоения человеком космич.
МЕДИЦИНА КОСМИЧЕСКАЯ 287
пространства. С 12 апр. 1961 — полета первого в мире летчика-кос-
монавта 10. А. Гагарина — до конца 1970 полет в космос совер¬
шили 48 сов. и амер. космонавтов за 39 полетов КК. На КК «Вос¬
ход» была организована космич. н.-и. лаборатория. Присутствие
врача на борту корабля (Б. Б. Егорова) позволило включить в про¬
грамму испытание целого ряда новых приборов и методов для обес¬
печения космич. полетов большой продолжительности.
Теоретич. и практич. основы сов. М. к. зиждутся на следующих
классич. положениях естествознания.
1. Регулирование относит. постоянства
внутр. среды организма в соответствии с условиями
его существования; приспособление физиология, процессов к тре¬
бованиям целостного организма. Одним из приспособит, проявлений,
обеспечивающих слаженность жизненно важных функций орга¬
низма в измененных условиях существования, является постоянство
внутр. среды, характеризуемое устойчивостью физиология., био¬
химия. и др. «констант» — темп-ры тела, осмотич. давления, актив¬
ной реакции крови, обменных процессов, концентрации сахара
крови, ионного состава, артериального давления и др. Относит,
постоянство внутр. среды позволяет организму противостоять зпа-
чит. изменениям во внешней среде и тем поддерживать равновесие
между ними. Уравновешивание организма со средой протекает
динамически и осуществляется непрерывно освобождаемой энер¬
гией, источником к-рой является обмен веществ. При нарушении
функций организма, возможном в условиях экстремальных воздей¬
ствий, могут возникнуть расстройства в обмене веществ, обмене
энергии и удалении из организма токсич. продуктов обмена, что
сопряжено с изменениями оптимальных условий жизнедеятельности
клеток и тканей. В результате тканевые и клеточные элементы де¬
лаются уязвимыми, и функциональные поступательно нарастаю¬
щие сдвиги могут привести к патологии всего организма. Поэтому
особенно важно в условиях экстремальных воздействий в целях про¬
филактики предупреждать нарушение и истощение нервных и гу¬
моральных (действующих через жидкости организма) регуляторных
систем и, в первую очередь, механизмов высших отделов центр,
нервной системы, уравновешивающих жизнедеятельность орга¬
низма с окружающей средой. Принцип относит, постоянства внутр.
среды организма является одним из основных в направлении по¬
исков путей и средств создания адекватных искусств, условий
обитания и жизнедеятельности человека при осуществлении длит,
космич. полетов, а также орг-ции орбитальных и межпланетных
станций.
2. Уравновешивание организма с внеш¬
ней средой за счет к о р т и к а л и з а ц и и функ-
ц и й, т. е. на основе прямого воздействия коры головного мозга на
все без исключения физиология, системы с перестройкой уровня
их работы в направлении, необходимом для оптимального приспо¬
собления к текущим воздействиям. Под влиянием экстремальных
воздействий, совместимых с нормальной жизнедеятельностью орга¬
низма, возникает адаптивная перестройка функций, регулируемая
сложным взаимодействием коры головного мозга, его подкорковых
структур, а также нейроэндокринной системы. Адаптация неск.
раздвигает границы существования организма, приводит к смеще¬
нию зоцы оптимума и ослаблению зависимости от внешних условий.
288 МЕДИЦИНА КОСМИЧЕСКАЯ
В результате появляется новый функциональный уровень жизне¬
деятельности, предопределяющий новые особенности реакций орга¬
низма как на непосредств. экстремальное воздействие (в зависи¬
мости от силы, частоты, продолжительности взаимодействий, ин¬
тервалов между ними и т. д.), так и в периоде восстановления функ¬
ций до исходного уровня (в последействии). Последнее отражает со¬
вокупность обменных и структурных изменении и приобретает
значение важного интегрального показателя, помогающего судит!»
о функциональном состоянии регуляторных систем, реактивной
способности организма и его потенциальных компенсаторных воз¬
можностях. Чем более интимно контролируются функции того или
иного органа высшими отделами центр, нервной системы, тем быст¬
рее и значительнее выявляются их изменения и тем меньше времени
уходит на восстановление до исходного уровня. Те же функции,
к-рые в значит, мере зависят и от гуморальных механизмов регуля¬
ции, особенно те, в регуляции к-рых участвуют звенья интраму¬
ральной (внутристеночной) нервной системы (обладающие большой
автономностью), отличаются в тех же условиях сравнительно высо¬
кой устойчивостью. Но если их изменения наступают, они отли¬
чаются стойкостью сдвигов, т. е. длительным последействием, ха¬
рактеризующим возникновение вегетативных нарушений отдельных
органов даже в пределах единой функциональной системы. Напр.,
в определенных условиях воздействия гипоксии или поперечных
ускорений (8 g продолжительностью 3 мин.) биоэлектрич. актив¬
ность мозга и сердца восстанавливалась через неск. минут, деятель¬
ность желудочных желез — спустя неск. часов, кишечных желез,
судя по изменениям активности ферментов, — неск. недель. Реак¬
ции последействия различной продолжительности для разных орга¬
нов дают представление о корреляции функций организма и спо¬
собствуют выявлению скрытых эффектов воздействия напряжений
при отсутствии острых реакций и установлению начала «поломки»
организма как единого целого. Относит, сохранность в указанных
условиях динамики корковых процессов осуществляется, по-види¬
мому, как собств. защитными механизмами (охранит, торможение),
так и подкорковыми центрами вегетативной и нейроэндокринной
регуляции, к-рые достигают при этом высшего предела напряжения,
нередко превышающего норму.
3. Е д и н с т в о структуры н функции целост¬
ного организма при экстремальных воздей¬
ствиях. Тесная взаимосвязь всех систем организма, обеспечи¬
вающая его общий ответ на различные воздействия при дифферен-
цировке сдвигов со стороны отдельных систем и органов, а также
наличие единой системы управления и связи в живом организме
обеспечивают общую приспособительную перестройку всего орга¬
низма к данному воздействию. Космич. полет сопряжен с целым
рядом переходных состояний — могут наблюдаться и периоды вы¬
раженной дискорреляции функций, когда резко повышается авто¬
номия отдельных систем, они становятся менее зависимыми от коры
головного мозга. Однако в конечном итоге процесс приспособления
направлен на подчинение частного общему. Высшие уровни управ¬
ления могут сохранять свою нормальную функциональную спо¬
собность за счет крайнего напряжения низших уровней (функции
нальных и структурных) на фоне вполне удовлетворит, общего
состояния организма.
МЕЖДУНАРОДНАЯ ЛСТРОНЛВТИЧЕСКЛЯ ФЕДЕРАЦИЯ 289
Во время полета корабля «Восход-2» с летчиками-космонавтами
И. И. Беляевым и А. А. Леоновым впервые в истории человечества
был осуществлен выход космонавта и.з кабины К К в межпланетное
пространство. Хорошее самочувствие космонавта Леонова во время
пребывания в космич. пространстве свидетельствует о высоких
качествах сов. скафандра с автономной СЖО. Столь же успешно
произведен был выход в космич. пространство амер. космонавтов
Э. Уайта, 10. Сернана, М. Коллинза, Р. Гордона, Э. Олдрина при
полетах космич. кораблей «Джемини», а затем Е. В. Хрунова,
А. С. Елисеева при переходе из КК «Союз-5» в КК «Союз-4» и Дж.
Швейкарта («Аполлон-9»), Н. Армстронга и Э. Олдрина («Аполлон-
11»), Ч. Конрада и А. Бина («Аполлон-12»). Жизненность приведен¬
ных теоретич. положений нашла полное подтверждение в практике
осуществленных орбитальных полетов человека. М. к. при этом
обогатилась новыми уникальными данными, поднимающими вопросы
теории на более высокую ступень.
МЕЖДУНАРОДНАЯ АСТРОНАВТИЧЕСКАЯ АКАДЕМИЯ
(МАА) — учреждение, созданное при Междунар. астронавтич.
федерации в 1960. Членами МАА избираются деятели науки и тех¬
ники, особо проявившие себя в к.-л. отрасли, имеющие отношение
к космонавтике. Цели и задачи МАА: содействовать развитию космо¬
навтики, проводить науч. исследования и собирать науч. совещания;
МАА издает журнал «Astronautica acta»; присуждает медали и пре¬
мии. В составе Академии 3 отделения: физико-математич. наук
(по уставу 180 членов), технич. наук (180 членов) и медико-био-
логич. наук (135 членов). Сессии МАА созываются 1 раз в 2 года
во время конгрессов Международной астронавтической федера¬
ции. При МАА имеются следующие комитеты: по вопросам пре¬
мий и членства; по истории ракетной техники и космонавтики;
по созданию Международной лунной лаборатории; по космическим
проблемам теории относительности; по вопросам публикаций; по
связи с Международным институтом космического права.
МЕЖДУНАРОДНАЯ АСТРОНАВТИЧЕСКАЯ ФЕДЕРАЦИЯ
(МАФ) — международная научная неправительств. некоммерческая
организация. Основана в 1950 представителями 11 нац. обществ.
К 1965 число членов (обществ) возросло до 49 (50 000 чел. из 33
стран). Органом управления МАФ является Генеральная Ассамб¬
лея, собирающаяся ежегодно во время конгресса МАФ и избираю¬
щая бюро в составе президента и 4 вице-президентов. При МАФ
имеются комитет по биоастронавтике и комитет по вопросам обра¬
зования. В 1960 МАФ были созданы М еждународная астронавти-
ческая академия и Международный ин-т космич. права. МАФ пуб¬
ликует труды всех организуемых ею науч. совещаний и конгрессов.
Задачи МАФ: способствовать развитию космонавтики в мирных
целях; помогать широкому распространению информации, касаю¬
щейся космонавтики; стимулировать и поддерживать интерес ши¬
роких кругов общественности к космонавтике; поощрять участие
в исследованиях, имеющих отношение к космонавтике, через между¬
нар. и нац. исследовательские институты, университеты и фирмы;
развивать активную деятельность в академиях, институтах и комис¬
сиях, посвященную исследованиям во всех областях наук, имеющих
отношение к космонавтике; созывать междунар. конгрессы, сим¬
позиумы, коллоквиумы и др. науч. совещания; сотрудничать с со¬
ответствующими междунар. и нац. организациями во всех областях,
290 МЕЖДУНАРОДНАЯ ВЫСТАВКА НО КОСМОНАВТИКЕ
имеющих отношение к космонавтике н мирному использованию
космич. пространства.
МЕЖДУНАРОДНАЯ ВЫСТАВКА НО КОСМОНАВТИКЕ. Впер¬
вые состоялась в Москве в апреле — июне 1927. Была организована
Ассоциацией изобретателей с целью объединения усилий различных
ученых, работающих в области ракетной техники, а также популя¬
ризации идей межпланетных полетов. Экспозиции се отражали на-
учно-cjантастич., теоретич. и изобретательско-конструкторский эта¬
пы в развитии ракетной техники, а также последние достижения
астрономии и метеорологии, разрабатываемые методы межпланет¬
ной связи. Демонстрировались работы рус. и сов. ученых Н. И. Ки¬
бальчича, К. Э. Циолковского, Ф. А. Цандера, изобретателей А. Я. Фе¬
дорова, Г. А. Полевого, Г. Ф. Крейна и зарубежных ученых В. Го-
манна, Ф. Улинского, Г. Оберта, М. Валье, Р. Эно-Пелыпри,
Р. Годдарда. Другая выставка была организована в 1937 в Париже,
имела большой успех и способствовала популяризации идеи космо¬
навтики. В шестидесятые годы международные выставки по космо¬
навтике стали обычным явлением, в частности они организовывались
во время конгрессов Международной федерации космонавтики, са¬
лонов по аэронавтике и космонавтике (Париж, Бурже), международ¬
ных и всемирных выставок, ярмарок и т. п.
МЕЖДУНАРОДНЫЙ ГЕОФИЗИЧЕСКИЙ ГОД (МГГ) - между-
нар. науч. мероприятие, проводившееся совместно по согласован¬
ным программам учеными мн. стран мира с июля 1957 по декабрь
1958. Основной проблемой МГГ было всестороннее исследование
влияния солнечной активности на разл. явления, наблюдаемые
в нижних и верхних слоях атмосферы, ионосфере, а также в около¬
земном космич. пространстве. В соответствии с поставленной зада¬
чей для проведения МГГ было выбрано время, соответствующее,
согласно прогнозам, периоду макс, солнечной активности. Благо¬
даря наличию сети наблюдат. станций на разных долготах и широ¬
тах Солнце находилось практически под непрерывным наблюде¬
нием круглые сутки. В случаях проявления особой солнечной ак¬
тивности станция наблюдения радировала об этом в спец, центр,
откуда сигнал «тревоги» передавался во все науч. учреждения,
институты и обсерватории, ведущие наблюдения по программе МГГ.
Наряду с обычными методами исследований — с поверхности Зем¬
ли и при помощи воздушных шаров, в период МГГ были широко раз¬
вернуты ракетные исследования. Особую ценность имели осущест¬
вленные впервые запуски ИСЗ, оснащенных разл. науч. аппарату¬
рой. Были изучены многие явления, проливающие свет на механизм
солнечно-земных связей, сделаны принципиально новые открытия,
относящиеся к явлениям в верхних слоях атмосферы и околоземном
космическом пространстве. Наиболее важным для осуществления
космических полетов человека явилось открытие радиационного
пояса Земли на основе измерений с сов. и амер. ИСЗ. По желанию
стран — участниц МГГ исследования были продолжены на период
1958—59, названный МГГС — Международным годом геофизиче¬
ского содружества.
МЕЖДУНАРОДНЫЙ ГОД СПОКОЙНОГО СОЛНЦА (МГСС) —
междунар. науч. мероприятие, проводившееся в период 1964—65,
соответствующий, согласно прогнозам, минимуму солнечной актив¬
ности. Цель исследований во время МГСС — изучение влияния
Солнца при отсутствии каких бы то ни было образований на его
М ЕЖЗВЕЗД Н А Я СРЕДА
291
диске на геофизич. явления, а также детальное изучение аналогич¬
ного влияния па Землю тех или иных видов активности каждого
в отдельности, поскольку в эпоху минимума солнечной деятельности
удается наблюдать отдельные проявления солнечной активности
(пятна, хромосферные вспышки и др.) изолированно от др. прояв¬
лений. Подобно МГГ, программа МГСС включала исследования
Солнца, ионосферы, геомагнетизма, космич. лучей, свечения неба
и полярных сияний, свойств земной атмосферы, а также свойств
околоземною космического пространства. Последние исследования
осуществлялись при помощи многочисл. ИСЗ, космич. зондов, АМС
и высотных геофизич. ракет.
МЕЖЗВЕЗДНАЯ СВЯЗЬ — односторонний или двусторонний
обмен информацией между цивилизациями, находящимися в разных
планетных системах. Обсуждались возможности М. с. по радио
(вероятно, в диапазоне длин волн от 3 до 30 см), оптической (лазер¬
ным лучом), путем посылки к др. системам автоматич. зондов.
Наиболее вероятно установление межзвездной радиосвязи. Преду¬
сматривается малоинформативная передача сигналов-импульсов
со сравнительно большой длительностью на почти синусоидальной
несущей волне, частота к-рой, в целях облегчения поиска, может
определяться природным стандартом (напр., частотой спектральной
линии водорода с длиной волны 21 см), и высокоинформативная
передача в широком интервале частот. Первый вид М. с. при технич.
возможностях, соответствующих совр. уровню земной цивилизации,
может быть установлен на расстояниях порядка десятков и сотен
парсек (1020—1021 см). Для высокоинформативной М. с. требуются
энергетич. ресурсы, значительно превышающие земной уровень.
Исследование проблем М. с. сосредоточено на разработке методов
обнаружения разумных сигналов (напр., выявление радиоисточни¬
ков с очень малыми угловыми размерами или с особенностями
в спектре), создании аппаратуры для выявления слабых узкополос¬
ных сигналов на фоне сильного шума, обсуждении методов отличия
разумных сигналов от естеств. космич. радиоизлучения и методов
их дешифровки. Были проведены пока безуспешные попытки обна¬
ружения радиосигналов М. с. от нек-рых близких звезд (е Эридана
и т Кита) и анализ «на искусственность» нек-рых космич. радио¬
источников с особенностями в спектре (см. Липкое, Проект
«03 М А»).
МЕЖЗВЕЗДНАЯ СРЕДА — газ (гл. обр. водород) со ср. плот¬
ностью 10~24 г/гж3, частицы космич. пыли размером — 10“5 см сс
ср. плотностью их распределения в пространстве 10“2в г/сж3, космич.
лучи со ср. плотностью энергии — 10-12 эрг/см3, находящиеся
в межзвездном магнитном поле со ср. напряженностью 10-в э. М. с.
разделяется на области почти полностью ионизированного водо¬
рода с темп-рой — 5—10 тыс. °К, расположенные вблизи «горя¬
чих» звезд, и области неионпзированного водорода с темп-рой
50—100°К, а в более плотных областях с еще меньшей темп-рой.
М. с. имеет облачную клочковатую структуру. Массы средних
облаков превосходят в неск. раз массу Солнца, их плотность прибл.
в 10 раз больше ср. плотности М. с. Во многих местах Галактики эти
облака входят в большие газо-пылевые комплексы, массы к-рых
в десятки и сотни тыс. раз больше массы Солнца. М. с. концентри¬
руется к плоскости Галактики, образуя слой толщиной ок. 100—
200 парсек в ее центр, части и расширяясь на порядок к периферии.
292 МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА
Пространство между галактиками заполняет среда, плотность
к-рон на 4 — 5 порядков меньше плотности М. с.
МЕЖКОНТИНЕНТАЛЬНАЯ БАЛЛИСТИЧЕСКАЯ РАКЕТА
(МБР) — боевая баллистич. ракета, предназнач. для действия с од¬
ного континента по другому. Дальность полета составляет 8—12
тыс. км и более. Роль этих ракет для космонавтики — в их исполь¬
зовании как PH для космич. аппаратов.
МЕЖПЛАНЕТНАЯ СРЕДА — вещество, заполняющее межпла¬
нетное пространство. Состоит из твердых тел и частиц, движущихся
вокруг Солнца, ионов и электронов, движущихся во все стороны
от Солнца; кроме того, М. с. пронизывается с огромными скоро¬
стями приходящими из Галактики ядрами различных атомов (кос¬
мическими лучами). Твердые тела М. с., протяженностью от неск.
км до мкм, образуются при столкновениях малых планет, сопро¬
вождающихся дроблением. Гл. источником мелких частиц и ныли
служит распад ядер комет. Твердую компоненту М. с., за исклю¬
чением наиболее крупных тел (малые планеты), наз. метеор¬
ным веществом (см. Метеоры). Вблизи земной орбиты ср.
расстояние между частицами крупнее 1 мм составляет неск. км;
поэтому метеорная опасность при космич. полетах невелика: ча¬
стицы крупнее 1 мм сталкиваются с поверхностью в 1 ж2 в среднем
один раз за неск. десятков или даже сотен лет. Удары мельчайших
частиц размером порядка 10~4 см происходят в 109—1012 раз чаще;
от одного удара за неск. мин. до неск. ударов в сек. В немногочисл.
особо плотных роях частота ударов может быть в тысячи раз больше.
Но пересечение плотной части роя КК (поперек потока) может
длиться лишь неск. час. (максимум — неск. суток). Подавляющее
большинство твердых тел и частиц М. с. движется вокруг Солнца,
концентрируясь к плоскости эклиптики. Под действием светового
давления Солнца размеры орбит мелких частиц постепенно сокра¬
щаются; поэтому плотность пылевой компоненты М. с. ближе к
Солнцу увеличивается. Солнечный свет, отраженный и рассеянный
пылинками М. с., создает едва заметное свечение, располагающееся
вдоль эклиптики и наз. зодиакальным светом. Пылинки М. с. могут
быть электрически заряжены и тогда на них, кроме солнечного тя¬
готения, воздействует и межпланетное магнитное поле. Долгое
время предполагали, что М. с. включает также газы, обращаю¬
щиеся вокруг Солнца. Но, как выяснилось, корпускулярные по¬
токи Солнца, т. е. потоки ионизированных атомов (в основном во¬
дородные ядра — протоны), выметают все газы из межпланетного
пространства. Корпускулярные потоки включают не только ионы,
но и электроны, в совокупности образующие электрически нейтраль¬
ную солнечную плазму, к-рая непрерывно разлетается во все сто¬
роны из внешних частей солнечной короны и образует т. н. сол¬
нечный ветер. В окрестностях земной орбиты плотность солнечного
ветра составляет 5—10 частиц в 1 см3; они движутся со скоростью
300—600 км!сек. При вспышках на Солнце с участка поверхности,
охваченного вспышкой, вырываются корпускулярные потоки повы¬
шенной плотности (до 200 ионов в 1 см3), движущиеся со скоро¬
стью до 2000 км/сек. Эти потоки направлены вдоль силовых линий
межпланетного магнитного поля; силовые линии идут не ра¬
диально, а имеют форму слабо закрученной спирали. Немногочи¬
сленные ионы, движущиеся со скоростями в десятки тысяч км/сек,
составляют солнечную компоненту космич. лучей. Поверхность
МЕЗОСФЕРА 203
Земли защищена от влияния М. с. атмосферой и земным магнит¬
ным нолем.
МЕЖПЛАНЕТНОЕ ПРОСТРАНСТВО — область космич. про¬
странства в пределах наибольшей из планетных орбит (в наст,
время — орбиты Плутона). М. п. — не абс. вакуум (см. Межпла¬
нетная среда). Кроме полей тяготения, магнитных и электростатич.
полей, М. п. пронизано электромагнитным и корпускулярным из¬
лучением небесных тел, гл. обр. Солнца. Темп-рой М. п. паз. темп-ра
небольшого абсолютно черного шарика, помещенного на заданпом
расстоянии от Солнца. На расстоянии Земли такой шарик нагреется
до темп-ры 216°К.
МЕЖПЛАНЕТНЫЕ СООБЩЕНИЯ — см. Космонавтика.
МЕЖПЛАНЕТНЫХ СООБЩЕНИЙ СЕКЦИЯ - 1) При военно¬
научном об-ве Академии Воздушного флота (г. Москва) организо¬
вана в апреле 1924. Организаторы: В. П. Каперский, М. Г. Лейтей-
зен и М. А. Резунов. Секция была инициатором ряда лекций. Осу¬
ществлялась переписка с К. Э. Циолковским. Секция приняла дея-
тельпое участие в организации Общества изучения межпланетных
сообщений. 2) При Ленинградском ин-те инженеров путей сообще¬
ния организована в конце 1928. Председатель — декан возд. фа¬
культета Н. А. Рынин, члены — преподаватели, инженеры, сту¬
денты. Секция оказала большую помощь в подготовке первой кос¬
мич. энциклопедии Рынина «Межпланетные сообщения». 3) При
Центральном совете Осоавиахима (г. Москва) в нач. 1931 была ор¬
ганизована секция реактивных двигателей, руководимая Ф. А. Цан¬
дером. Во 2-й иол. 1931 секция была преобразована в Московскую
группу изучения реактивного движения.
МЕЗОПАУЗА — переходная область атмосферы с миним.
темп-рбй на высоте ок. 85 км. М. отчетливо выявляется лишь в
летнее время; измерения зимой показывают почти пост, темп-ру
примерно от 60 до 90 км. Природа М. окончательно не выяснена.
МЕЗОПИК (стратонауза) — область атмосферы с макс,
темп-рой на высотах порядка 50—60 км. Ниже этого уровня вели¬
чина интенсивности УФ излучения Солнца в области спектра
1800-^-3400 А заметно уменьшается вследствие поглощения моле¬
кулами озона, а выше этого уровня концентрация поглощающих
молекул озона и водяного пара быстро падает. Т. о., макс, приток
тепла располагается на высотах порядка 50—60 км, и это приводит
к появлению максимума темп-ры. Концентрация озона и водяного
пара выше М. весьма переменна, так что снижение темп-ры на высо¬
тах более 50 км наблюдается далеко не всегда. Обычно М. ясно
выражен летом, зимой может отсутствовать.
МЕЗОСФЕРА — область атмосферы между мезопиком и мезо-
паузой на высотах примерно от 50 до 90 км. В М. осн. энергетич.
процессом является лучистый теплообмен, причем важнейшую
роль играют поглощение солнечного излучения озоном (в области
длин волн короче 3000 А), а также водяным паром и углекислым
газом и, кроме того, рассеяние УФ излучения молекулами кисло¬
рода. В М. происходят сложные фотохимия, процессы с участием
химически активных компонентов атмосферы — свободных радика¬
лов, колебательно возбужденных молекул и т. д. Возникающее
при этих процессах свечение атмосферы состоит в основном из све¬
чения гидроксила (видимая и ПК области спектра), полос Герц-
берга молекулы кислорода (УФ область спектра), континуума
294 МЕЛАНЖ
(видимая область спектра), а также ряда др. эмиссии. Исследование
этого свечения позволяет регулярно измерять темп-ру в М. спектро¬
скопия методами с наземных станций. С др. стороны, теплоотвод
путем И К излучения гидроксила и углекислого газа, по-видимому,
играет роль в тепловом балансе верхней части М. Детальные изме¬
рения структурных параметров (плотности, темп-ры) М. произво¬
дятся с помощью аппаратуры, поднимаемой на метеорологических
ракетах. В области М. удалось выявить сезонные вариации темп-ры,
проследить развитие крупномасштабных вихрей, являющихся
продолжением соответсгв. образований в нижней атмосфере. Иссле¬
дование структурных свойств М. необходимо, в частности, для рас¬
чета оптимального коридора входа — траектории торможения КЛА
в атмосфере при возвращении на Землю.
МЕЛАНЖ — смесь азотной и серной кислот, применявшаяся
в качестве окислителя топлив для ЖРД.
МЕМБРАННОЕ УСТРОЙСТВО — разделит, приспособление; мем¬
брана в спец, корпусе, встроенная в трубопровод для герметичного
отделения, напр., заправочной
магистрали космодрома от топ¬
ливных баков PH. Применяет¬
ся, когда PH длит, время нахо¬
дится на пусковом устройстве
в незаправленном состоянии,
но с пристыкованными напол¬
нит. соединениями. М. у. пре¬
дохраняет топливные баки PH
от воздействия агрессивных
паров топлива. При заправке
PH мембрана прорывается дав¬
лением в напорной магистрали
пли же пневматнч. режущими
устройствами. М. у. исполь¬
зуется в ЖРД, КЛА.
МЕРИДИАННЫЙ КРУГ —
астрономия. инструмент, в
к-ром зрит, труба (телескоп)
может вращаться только в пло¬
скости небесного меридиана во¬
круг горизонт, оси, опираю¬
щейся на спец, опоры. Приме¬
няется для наблюдений моментов прохождения звезд, Солнца, Лу¬
ны, планет через меридиан и их зенитных расстояний в это время.
МЕРКУРИЙ — ближайшая к Солнцу большая планета Солнеч¬
ной системы. Ср. расстояние от Солнца 0,387 а. е. д. (57,9 млн. км),
эксцентриситет орбиты 0,206, расстояние в перигелии 46 млн. км,
в афелии — 70 млн. км. Наклон орбиты к илоскости эклиптики
7°0'. Сидсрич. период обращения но орбите 87 суток 23 час. 16 мин.
Геометрия, фигура планеты близка к шару с радиусом 2420 км.
Апализ значительного числа зарисовок деталей поверхности М.
показывает, что наблюдаемые повторения могут объясняться перио¬
дами вращения вокруг оси в 50,1; 58,4; 70,2; 88 суток. Согласно ра-
диолокац. данным, сидерич. период вращения составляет 59±7 су¬
ток. Вращение М. должно быть устойчивым при периоде, равном
2/а периода орбитального обращения, т. е. 58,65 суток, что является
Меридианный круг
МЕТАБОЛИЧЕСКАЯ ПОДА 295
наиболее вероятным значением; тогда продолжительность солнеч¬
ных суток 220±:40 земных солнечных суток. Предполагается, что
наклон экваториальной плоскости М. к плоскости эклиптики незна¬
чителен. Масса планеты 3,33 X 1026 г. Ускорение силы тяжести на
поверхности 3,8 м/сек2. Вторая космич. (параболич.) скорость
4.3 км/сек. В атмосфере М., мощность к-рой ок. 0,003 земной, об¬
наружены признаки углекислого газа. Давление атмосферы у
поверхности равно 1—3 мб. Темп-pa в центре освещенного полу¬
шария в перигелии + 420°, в афелии + 300°, средняя темп-ра
неосвещенного полушария — 70°. Средняя плотпость М. 5,62 г/см*.
Это позволяет предполагать содержание тяжелых элементов, в т. ч.
радиоактивных, вдвое большее, чем на Земле. Следовательно, недра
М. имеют высокую темп-ру, вероятно наличие вулканнч. процессов,
обусловливающих ярко выраженный горный рельеф поверхности.
По-видимому, важное значение в качестве рельефообразующего
фактора имеет выпадение метеоритного вещества. Альбедо М. 0,06.
Показатель цвета указывает на буро-коричневатую окраску поверх¬
ности М.
Гермесографич. карты содержат изображение темных и свет¬
лых областей на площади, составляющей ок. б/8 всей поверхности
планеты. 1° гермесографич. долготы и широты на экваторе соответ¬
ствует 40 км. Ярчайшими светилами на небе М. являются (после
Солнца) Венера (звездная величина — 8) и Земля (звездная вели¬
чина — 5). Разрабатывается АМС для полета к М. (США).
«МЕРКУРИЙ» — наименование серии первых амер. одномест¬
ных КК, предназнач. для орбитальных полетов, а также программа
их разработки и полетов. Всего было осуществлено 10 запусков КК
«Меркурий». Вес КК «М.» от 1,35 тп до 2 т, длина 2,9 м, он имел фор¬
му усеченного конуса с диаметром основания 1,8 м. Посадка КК
предусмотрена только на воду — в океан. Космонавт в скафандре
размещался в кабине К К (капсуле). На К К «М.» в США вначале были
совершены первые суборбитальные полеты, а затем полеты по
орбите ИСЗ с высотой в перигее ок. 160 км и высотой в апогее до
317 км. Первый орбитальный полет амер. космонавта Дж. Гленна
совершен на КК «М.», названном «Френдшип-7», 20 февр. 1962, че¬
рез 10 мес. после полета Ю. А. Гагарина. Второй полет на таком же
КК «Аврора-7» космонавта С. Карпентера состоялся 24 мая 1962.
Продолжительность каждого из полетов ок. 5 часов (3 витка по
орбите). 3 окт. 1962 произведен третий полет аналогичного К К
«Сигма-7» с космонавтом У. Ширра продолжительностью 9 час.
13 мин. Последний, четвертый полет КК «Фейт-7» с космонавтом
Г. Купером осуществлен 15—16 мая 1963, его продолжительность
34.3 часа. После 1963 полеты этих КК не производились.
МЕСЯЦ — промежуток времени, близкий к периоду обращения
Луны вокруг Земли. Различают: 1) синодич. М. — период смены
лунных фаз, равный 29,5306 ср. солнечных суток; 2) сидерич.
(звездный) М., в течение к-рого Луна совершает полный оборот
вокруг Земли и занимает исходное положение относительно звезд;
он равен 27,3217 ср. солнечных суток; 3) драконич. М. — промежу¬
ток времени между двумя последовательными прохождениями Луны
через один и тот же узел орбиты, равный 27,2122 ср. солнечных
суток.
МЕТАБОЛИЧЕСКАЯ ВОДА — вода, образующаяся в организме
человека при окислении в нем различных веществ. При полном
20В МЕТАГАЛАКТИКА
окислении из 100 г жиров образуется 107 г воды, из 100 г углево¬
дов — 55 г воды, из 100 г белка — 41 г воды; в среднем на каждые
10 ккал пищи должно образоваться ок. 1 г воды. При расчете вод¬
ного баланса космонавта необходимо учитывать М. в.: количество
выводимой жидкости должно быть больше количества жидкости,
поступающей в организм на величину М. в.
МЕТАГАЛАКТИКА — совокупности звездных систем (галак¬
тик). Наша Галактика — одна из систем, входящих в М.
МЕТАЛЛСОДЕРЖАЩЕЕ ТОПЛИВО — топливо для РД, в со¬
став к-рого входят легкие металлы: литий, бериллий, магний, алю¬
миний и др. в виде порошка или их химич. соединения (гидриды,
металлоорганич. соединения). Металлы и их соединения в ряде
случаев увеличивают уд. импульс; этим преимуществом обладают
и борсодержащие топлива. Применяются алюминизированные
твердые ракетные топлива, а также жидкое пусковое М. т. (три-
этилалюминий) для обеспечения химич. зажигания в двигателях,
использующих жидкий кислород в качестве окислителя. Проводят¬
ся эксперимент, работы по освоению бор- и бериллийсодержащих
ракетных топлив.
МЕТАСТАБИЛЬНОЕ РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО - гипотетич. топ¬
ливо, в состав к-рого входят свободные атомы (см. Атомарное ра¬
кетное топливо) и более сложные радикалы, способные при реком¬
бинации выделять большое количество тепловой энергии. Гипотети¬
чески возможны также М. р. т., в к-рые входят возбужденные атомы
и молекулы (их электроны занимают высшие энергетич. уровни),
что теоретически позволяет выделить и использовать в РД энергию
возбуждения. Мыслимы метастабильные компоненты ракетного
топлива (окислитель, горючее); при этом энергия рекомбинации,
возбуждения сочетается с энергией окисления. Попытки получить
М. р. т. не увенчались успехом.
«МЕТЕОР» — сов. метеорологич. космич. система, включающая
метеорология. ИСЗ типа «Космос», «Метеор», пункты приема, об¬
работки и распространения метеоинформации, службы для контроля
бортовых систем ИСЗ и управление ими. Предназначена для регу¬
лярного сбора метеоинформации в целях оперативной работы служ¬
бы погоды и науч. исследований. Система начала функционировать
в составе ИСЗ «Космос-154» — «Космос-156» с 27 апр. 1967. Пара¬
метры орбит ИСЗ обеспечивают наблюдения за погодой в каждом из
районов с интервалом ок. 6 час. ИСЗ снабжены телевизионной и
ИК-аппаратурой для регистрации изображений облачного, снеж¬
ного и ледового покрова на дневной и ночной стороне Земли; ак¬
тинометрия. аппаратурой для измерения радиации, излучаемой
и отражаемой Землей и атмосферой. 2 ИСЗ получают за сутки ме¬
теоинформацию с половины поверхности земного шара. Метеороло¬
гия. данные с борта ИСЗ принимаются сетью наземных пунктов,
оборудованных средствами регистрации и обработки информации
и соединенных прямыми каналами связи с гидрометеоцентром СССР;'
обработка автоматизирована и занимает ок. 1,5 час. Данные, полу¬
чаемые системой «М.», существенно повышают надежность прог¬
нозов погоды, позволяют обнаруживать мощные циклоны и тай¬
фуны в океанах, выбирать оптимальные маршруты для торгового
и рыболовного флота, определять границы ледового покрова в арк-
тпч. областях, включая Сев. морской путь, получать сведения об
областях устойчивых осадков (для сельского хозяйства) и т. п.
МЕТКО ИГГМ
21)7
Спутник «Космос-144», входящий в систему «Метеор»: 1 — сервомеханизм
ориентации солнечных батарей; 2 — панели солнечных батарей; 3 — ап¬
паратура контроля орбиты; 4 — антенны; 5 — фототелевизионные камеры;
6 — магнитный датчик; 7 — приемник актинометрии, аппаратуры: 8 —
приемник инфракрасной аппаратуры.
Информация системы «М.» важна для разработки теории общей цир¬
куляции атмосферы и создания надежной методики долгосрочных
прогнозов погоды.
МЕТЕОРИТЫ — железные и каменистые тела, падающие на
Землю из межпланетного пространства, — остатки метеорных тел
(см. Метеоры и Болид). Самый крупный в мире железный М. Гоба,
найденный в Африке, весит ок. 60 т. В 1947 на Дальнем Востоке
выпал т. н. Сихотэ-Алинский железный метеоритный дождь из
мн. тыс. обломков, общим весом св. 23 т. Чаще всего падают М.
весом от долей г до неск. кг. Осн. признаки М.: кора плавления и свое¬
образные ямки — регмаглипты, образующиеся на поверхности М.
в результате завихрений вокруг них отдельных воздушных струй.
Не только железные, нон каменные М. обладают магнитными свой¬
ствами. Ежегодно на весь земной шар падает не менее тысячи М.,
однако большинство остается не разысканными. Во всех музеях
мира собраны М. прибл. от 1800 падений, в т. ч. в СССР от 135.
В среднем один раз за неск. столетий падают гигантские М. с мас¬
сой до сотен тыс. т. Атмосфера не может полностью затормозить
такой М., и он ударяется о грунт со скоростью неск. км}сек. При
этом весь огромный запас его кинетич. энергии превращается в теп¬
ловую. Происходит взрыв, а на месте удара в грунте образуется кра¬
тер; от М. сохраняются лишь мелкие осколки. На земном шаре из¬
вестно ок. двух десятков достоверных метеоритных кратеров диа¬
метром от десятков м до десятков км. Группа метеоритных кра¬
теров найдена на острове Сарема в Эст. ССР; наибольший из них
имеет диаметр 110 л. М. подразделяются на 2 гл. класса: 1) железные
298 МЕТЕОРНАЯ ОПАСНОСТЬ
Один из Снхотэ-Алнпских^ же¬
лезных метеоритом весом 7,77 кг
(на поверхности видны роема-
глпиты)
М., состоящие гл. обр. из железа, никеля и кобальта, 2) каменные —
из кремния, кислорода, магния, серы, железа и др. Из этих клас¬
сов можно выделить: железо-каменные и каменно-железные, кроме
того, следует отметить группу стеклянных образований — текти-
тов, занимающих промежуточное положение между земными поро¬
дами и М. Неизвестных на Земле элементов в М. не обнаружено, но
в малых количествах содержатся неизвестные на Земле минералы
(что указывает на иные условия образования М., чем те, при к-рых
образовалась земная кора). М. содержат радиоактивные химич.
элементы, по изотопам к-рых исследуют интенсивность и вариации
космич. лучей в межпланетном пространстве, а также определяют
космич. возраст М. — время, в течение к-рого М. существовал
в межпланетном пространстве как самостоят. тело после дробления
родоначального астероида. Космич. возраст М. колеблется от десят¬
ков до сотен млн. лет, а возраст веществ, слагающих М., — прибл.
4,5 млрд. лет. Результаты исследований М. используются для реше¬
ния проблемы происхождения солнечной системы и ее эволюции,
для изучения движения твердых тел в земной атмосфере, условий
и степени их разрушения. Наука о М. наз. метеоритикой.
МЕТЕОРНАЯ ОПАСНОСТЬ — опасность столкновения КЛА
с твердыми частицами межпланетной среды. Зависит от скорости
соударения и массы частицы. Частицы с массами в десятки мг
и более могут вызвать пробой оболочки КЛА, столкновения с более
мелкими частицами приводят к постепенной эрозии оболочки, а так-
Аригюнский (Барринджера, США) ме¬
теоритный кратер — диаметр 1207 м,
глубина 174 м
МЕТЕОРОЛОГИЧЕСКИ» ПСИ 2!И»
же оптич., светочувствит. п др.
незащищенных поверхностей
приборов, установленных на
К Л Л. Частота столкновений
зависит от массы частиц и тра¬
ектории KJIA. Для К Л А, дви¬
жущегося по гелиоцентрпч.
орбите вблизи орбиты Земли
и имеющего поверхность 100 м2
при массе, равной 10 3 г, одно
столкновение должно происхо¬
дить в среднем за несколько
дней, а при массе 10 8 г — за
несколько сек. Частота столк¬
новений возрастает для КЛА,
движущихся по геоцентрич.
орбитам на небольшой высоте
над поверхностью Земли (в пы¬
левом облаке Земли). М е -
теоритная опасность
существует для автоматпч. и
обитаемых станций на небес¬
ных телах, лишенных защит¬
ной атмосферы.
МЕТЕОРНЫЙ ПОТОК -
совокупность (рой) метеорных
частиц, возникающих при распаде ядра кометы и движущихся
приблизительно вдоль ее орбиты. М. и. также наз. совокупность
метеоров в земной атмосфере, порождаемых частицами одного и того
же роя. М. п. наблюдаются ежегодно в определ. даты. При встрече
Земли с М. п. наблюдаются метеоры с почти параллельными траек¬
ториями, вследствие перспективы кажущиеся расходящимися из не¬
большой площадки на небе — радианта. Гл. М. п., дающие десятки
метеоров в час, наз. по созвездию, в к-ром расположен радиант.
Несколько раз в столетие Земля встречается с особо плотными ча¬
стями М. п. и тогда наблюдаются кратковременные «метеорные
дожди >>.
МЕТЕОРОЛОГИЧЕСКАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА - кос
мич. система, состоящая из группы земных станции и космич.
станций (ИСЗ), в к-рой результаты метеорологнч. наблюдений,
проведенных при помощи приборов, установленных на ИСЗ, пере¬
даются на земные станции этой службы. Информация, принятая
земными станциями, обрабатывается и поступает в мировые ме¬
теорология. центры для использования в составлении прогнозов
погоды.
МЕТЕОРОЛОГИЧЕСКИЙ ИСЗ — ИСЗ, служащий для оператив¬
ного наблюдения за распределением облачного покрова и теплового
излучения Земли с целью получения данных для прогнозов погоды.
Телевизионные изображения облачного покрова вдоль трассы по¬
лета М. ИСЗ обычно фиксируются в бортовом запоминающем уст¬
ройстве (на магнитной ленте) и затем передаются на Землю при оче¬
редном пролете ИСЗ над земными приемными пунктами. Излу¬
чение в различных районах Земли регистрируется спец, аппарату¬
рой, установленной на борту ИСЗ. Высота полета существующих М.
\\
* \ и 4
> ^Кассиопея \ \ Ц
V ' V-,, /
Дракон
. ; ‘ •’ #(Е)^ '
/ Т • * /V ^ -
. Лебедь .V *
^ •• 7/..-. •
^ ЛиРа. . . .
* I •
Орел
V/
Радиант метеорного потока Дра-
кониды
300 МЕТЕОРОЛОГИ 4FCKI1 ft ЦЕНТР
Американский метеорологический ИСЗ
«Нимбус»: 1 — контейнер с научными
приборами; 2 — солнечные батареи;
3 — датчики системы ориентации; 4 —
контейнер системы ориентации; Г> —
антенна; 6 — телевизионные камеры и
радиометры
6
ИСЗ обычно колеблется от 500 до 1200 км, что обеспечивает полосу
обзора до 1000 км и более. Большой интерес для метеорологии пред¬
ставляет глобальное изучение распределения облачного покрова
Земли; такие эксперименты проводились на сов. ИСЗ «Молния-1»
с высот до 30—40 тыс. км. Наряду с получением данных для общих
прогнозов погоды М. ИСЗ дают ценную информацию о зарождении
и движении тайфунов. К числу М. ИСЗ относятся нек-рые сов.
ИСЗ серий «Космос» (напр., «Космос-122», «Космос-144», «Кос¬
мос-156»), «Метеор», амер. ИСЗ «Тирос», «Нимбус» (рис.) и др.
МЕТЕОРОЛОГИЧЕСКИЙ ЦЕНТР — организация, осуществля¬
ющая сбор, обработку и распространение метеорология, информа¬
ции. В наст, время созданы 3 мировых М. ц. — в СССР (Москва),
США (Вашингтон) и Австралии (Мельбурн). Существует также сеть
региональных и нац. М. ц.
МЕТЕОРЫ — кратковрем. вспышки в земной атмосфере, воз¬
никающие при вторжении в нее с космич. скоростью (на Земле —
12 — 73 км!сек) твердых частиц. Часто М. наз. и сами твердые ча¬
стицы, движущиеся в межпланетной среде. Проникая в атмосферу,
метеорные частицы еще в очень разреженных верхних слоях нагре¬
ваются ударами молекул воздуха и на высотах 130—80 км интен¬
сивно испаряются. Частицы ^А см проникают глубже, порождая
особенно яркие М. — болиды. Столкновения испарившихся моле¬
кул с молекулами воздуха и друг с другом ведут к их диссоциации,
к возбуждению и ионизации образующихся атомов; при этом воз¬
никает свечение. Ионизированные следы М. отражают радиоволны.
Пылинки размером ^10 3 см затормаживаются в атмосфере раньше,
чем начинается их испарение и свечение; они вместе с остатками
от более крупных частиц медленно оседают на поверхность Земли.
Спец, датчики на ракетах, на высотах ниже 120 км, регистрируют
удары этих пылинок, а за пределами атмосферы — удары щдлинок,
движущихся с космич. скоростями. Невооруженным глазом в атмо¬
сфере Земли можно заметить в среднем 10 М. в час; они порождаются
частицами в доли мм и крупнее. Численность М. увеличивается
в неск. раз в периоды встреч Земли с метеорными потоками. Всего
на Землю в среднем выпадает за сутки неск. тыс. т метеорного
вещества. ,
МИКРОРЛКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
301
И. В. Мещер- Г. Оберт Я. И. Перельман Б. С. Петропав-
ский ловскнй
МЕТИЛОВЫЙ СПИРТ СН3ОН — горючее для ЖРД. Бесцвет¬
ная высококинящая жидкость со слабым спиртовым запахом, плотн.
0,792 г!см3 (20°), <°11Л — 97,9°, г°ки„ 64,7°. Токсичен, стабилен, корро-
зионно неактивен. Эксплуатац. свойства аналогичны свойствам
этилового спирта. Применялся в смеси с гидразингидратом в парс
с перекисью водорода, а также с другими спиртами и жидким кис¬
лородом. В настоящее время используются более эффективные
горючие.
МЕЩЕРСКИЙ, Иван Всеволодович (1859 — 1935) — сов. уче¬
ный в области механики. В 1882 окончил Петербургский ун-т и
был оставлен для подготовки к профессорскому званию. С 1902 —
проф. Петербургского (Ленинградского) политехнич. ин-та. Наи¬
более значит, труды М. посвящены механике тел переменной массы.
В работах «Динамика точки переменной массы» (1897) и «Уравнения
движения точки переменной массы в общем случае» (1904) дал об¬
щую теорию движения точки переменной массы сначала для слу¬
чая отделения (или присоединения) частиц, а затем для случая од¬
новременного отделения и присоединения частиц. В этих работах
изложены оси. уравнения ракетодинамики. Статья М. «Задача из
динамики переменных масс» (1918) посвящена движению системы
точек с переменными массами. Будучи выдающимся педагогом, М.
радикально изменил преподавание курса теоретич. механики, при¬
близив его к курсам прикладной механики. М. составлен «Сборник
задач, относящихся к курсу теоретической механики» (ч. 1—2,
1909—11; 31 изд., 1907). Имя М. носит кратер на обратной стороне
Луны.
МИКРООРГАНИЗМЫ — простейшие растительные и животные
организмы; могут быть использованы в биокомплексе К К для не¬
посредственного активного участия в круговороте веществ СЖО —
осуществления регенерации воздуха, воды и пищи растительного
происхождения, минерализации отходов жизнедеятельности и др.
К числу микроорганизмов относятся водоросли, бактерии, микро¬
организмы активного ила, дрожжи, некоторые, виды грибов, акти-
номицеты и т. д.
МИКРОРАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ - РД с тягой в неск. кг
и менее (до долей г), применяемый в основном в качестве ста¬
билизирующего двигателя и ориентационного, а также индиви¬
дуального (см. Индивидуальный ракетный двигатель). М. Д. —
двигатель с многократным запуском и большим числом срабаты¬
ваний. (рис., с. 302).
302 МИНЕРАЛИЗАЦИЯ
Микроракетпый /КРД тягой от
0,2 до 4 5 г, работающий на ме¬
тане и кислороде, предназна¬
ченный для системы ориента¬
ции КЛА (США)
МИНЕРАЛИЗАЦИЯ — разложение молекул органнч. и неор-
ганич. соединений, содержащихся в отходах жизнедеятельности че¬
ловека и биокомплекса, с целью получения химич. веществ и эле¬
ментов, необходимых для осуществления круговорота веществ
на КЛА. Продуктами М. органнч. соединений являются СО, С02,
NH3, SjcOy, NxOу, N2, Н20, неорганических — окислы разл. метал¬
лов и минеральные соли; после М. они могут находиться в твердой,
газообразной и жидкой фазах. М. осуществляется фнзнко-хнмнч.
и'биологии, методами. Фнзико-химич. методы основываются на при¬
менении высоких темп-p, повышенных темп-p в присутствии ката¬
лизаторов, повышенных темп-p и давлений (см. Мокрое окисление);
биологические методы — на применении активного ила и альгобак-
териального сообщества различных микроорганизмов и водорослей.
МИНЕРАЛЬНЫЙ ОБМЕН — поступление в организм и выве¬
дение из него минеральных солей, представляющее собой часть об¬
щего обмена веществ организма с внешней средой; определяет ряд
важных для жизни космонавта процессов — поддержание водного
баланса и распределение воды, поддержание осмотнч. давления
и кислотно-щелочного равновесия и пр. Благодаря ряду регуля¬
торных механизмов концентрация солей в жидкостях и тканях
организма относительно постоянна. 99% кальция в организме на¬
ходится в костях; ионы кальция уменьшают проницаемость капил¬
ляров и клеточных оболочек, снижают нервно-мышечную возбуди¬
мость. Миним. суточная потребность человека в кальции равна
0,7—0,8 г. В плазме крови находится 50—60% кальция ионизирован¬
ного и 40—50% — связанного с белками, общее количество кальция
8,5 — 12 мг% (по весу). Выделяется кальций с желчью, с пищеварит.
соками, мочой, калом, потом; суточное количество кальция, выво¬
димого с мочой, равно 0,140—0,300 г, с потом — 1 — 8 мг на 100 мг,
с калом 8—10% от сухого веса. В космич. полете при действии длит,
невесомости происходит нарушение кальциевого обмена и увели¬
чивается выход его из костей (см. Декальцинация). До 80—85%
фосфора находится в костях, в виде фосфатных радикалов (Р04)
он входит в состав органич. и неорганич. соединений. Осн. клинич.
значение имеет неорганич. фосфор, в плазме крови его содержится
3—4 мг% (по весу); суточная потребность в фосфоре равна 1,5—2 г.
МНОГОШТУЦЕРНОЕ СОЕДИНЕНИЕ ЗОЯ
Выделяется фосфор с мочой п калом, в моче его содержание колеб¬
лется от 0.5 до 3 г за 24 часа, т. е. 60% общего выделяемого коли¬
чества. Натрий, калий, хлор поддерживают нормальный водный
баланс, осмотич. и кислотно-щелочное равновесие. Натрий и хлор
считаются межклеточными, а калий — клеточным элементом; су¬
точная потребность в натрии равна 4 — 6 г, в калии — 2—3 г, в хло¬
ре — 2 — 4 г. В нормальных условиях с мочой, потом, калом выде¬
ляется столько калия, натрия и хлора, сколько их введено за то
же время.
В условиях коемнч. полета действует много факторов, влияю¬
щих на изменение электролитного состава организма; серьезное
значение может иметь перераспределение жидкостей организма
в условиях действия повышенных перегрузок и невесомости, что
в свою очередь может рефлекторно воздействовать на гормональную
систему и вызвать нарушения в водном и электролитном обменах.
МЛЕЧНЫЙ ПУТЬ — миллиарды слабых звезд, расположенных
на небе в виде светлой полосы (молочного оттенка) неправильной
формы (то суживающейся, то расширяющейся). Центр, линия
М. П. расположена приблизительно по большому кругу небесной
сферы, наклоненному под углом ок. 63° к небесному экватору.
Полюсы этого круга, имеющие склонения +27°,4 и —27°,4, можно
назвать полюсами М. П. (см. также Галактика).
МНОГОКАМЕРНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ - ЖРД с неск.
камерами и общей системой подачи топлива, управления, автомати¬
кой, креплением (наир., сов. ЖРД РД-3, РД-107, РД-108, РД-214
и др.). М. р. д. отличается от однокамерного той же тяги меньшим
габаритом по длине, что позволяет выиграть в весе ракеты в целом;
имеет преимущества в доводке камеры РД, но сложнее. Иногда неск.
камерами снабжается РДТТ для ступенчатого изменения величины
тяги.
МНОГОКОМПОНЕНТНОЕ РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО — топливо
для РД, состоящее из нескольких раздельно хранимых компонен¬
тов — окислителей и горючих, напр. трехкомпонентное ракетное
топливо. Кроме того, может содержать балластный компонент (не
участвующий в горении) с малым молекулярным весом — для уве¬
личения уд. импульса, либо большой плотности — для повышения
эффективности ракетного топлива.
МНОГОКРАТНЫЙ ЗАПУСК РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ - ряд
последоват. запусков (включений) и остановок (выключений) РД.
Важное свойство самолетных и нек-рых космич. РД. Для РДТТ
еще недостаточно освоен.
МНОГОСТУПЕНЧАТАЯ РАКЕТА — см. Составная ракета.
МНОГОФАЗНОЕ ТЕЧЕНИЕ — движение среды, состоящей из
неск. фаз (напр., газообразной, твердой, жидкой); в РД может
иметь место при течении продуктов сгорания топлив, содержащих
металлы и металлоиды, образующие конденсированную фазу. При
М. т. имеется запаздывание по скорости и темп-ре конденсированных
частиц от газа, приводящее к потере удельного импульса. Эти по¬
тери тем больше, чем больше размер конденсированных частиц,
поэтому агломерация частиц в сопле уменьшает уд. импульс.
МНОГОШТУЦЕРНОЕ СОЕДИНЕНИЕ - быстроразъемный узел
соединения пневматич. коммуникаций пусковой'установки с пнев-
матич. коммуникациями PH, установленной на пусковой системе
космодрома или проходящей испытания. Число соединений в М. с.
304 МОДЕЛИ АТМОСФЕР ПЛАНЕ!’
от 5 до 05 для одной PH. М. с. состоит на 2 частей: верхняя —часть
PH, ннжняи (ответная) с механизмом пристыковки и удержания ее
в рабочем положении — узел пусковой системы. Эта часть имеет
ряд штуцеров (по числу соединяемых коммуникаций), входящих
в соответств. гнезда в верхней части М. с. и уплотняемых сменными
V-образными резиновыми манжетами. М. с. разъединяется самой
взлетающей PH.
МОДЕЛИ АТМОСФЕР ПЛАНЕТ — теоретические схемы, в к-рых
(на основе данных наблюдений) указываются распределение плот¬
ности, температуры и состав атмосферы данной планеты. Эти схемы
весьма важны для космонавтики, т. к. позволяют хотя бы прибли¬
женно выбрать режим посадки и средства торможения для тех
КЛА, которые предполагается высадить на данную планету.
МОДЕЛИРОВАНИЕ годичного космического по¬
лета. 5 ноября 1967 в спец, лабораторном комплексе наземны
систем жизнеобеспечения, состоящих из разл. звеньев, впервые был
начат эксперимент с годичным пребыванием в герметич. кабине
Испытатели: Г A. Ma¬
li овцев, Б. Н. Улыбы-
шеп, А. Н. Божко.
3 испытателей — врача Г. А. Мановцева (руководитель группы),
биолога А. Н. Божко и техника Б. Н. Улыбышева. Испытатели по¬
требляли воду и кислород, регенерируемые из продуктов их жизне¬
деятельности (мочи, испаряемой влаги и выдыхаемого углекислого
газа). Через год — 5 ноября 1968 — эксперимент был успешно закон¬
чен. При этом поочередно включались различные звенья регенера¬
ции газовой среды герметич. кабины, а регенерация воды осуществля¬
лась на наземных установках. Для питания испытателей использовал¬
ся специально разработанный рацион, состоящий из обезвоженных
методом вакуумной сушки продуктов и зелени (капуста хибинская,
кресс-салат, огуречная трава и укроп), выращенной в наземной оран¬
жерее в определенный период самого эксперимента. В оранжерее
имитировалось солнечное освещение, а вместо почвы применялись
ионообменные смолы, насыщенные питательными веществами.
Твердые отходы жизнедеятельности испытателей удалялись из гер¬
метической кабины. В результате эксперимента получены данные
о влиянии на организм человека факторов, к-рые можно было ими¬
тировать при длительном пребывании в условиях замкнутого объ¬
ема герметич. кабины, и проведена оценка звеньев наземной си¬
стемы жизнеобеспечения. Все основные показатели состояния здо¬
ровья испытателей не выходили за пределы физиология, нормы.
МОДЕЛИРОВАНИЕ условий космического по¬
лета — имитация условий полета в лабораториях на Земле.
Каждому полету предшествует большая серия его моделей. Мате-
«МОЛНИЯ-1
лог»
матич. модели применяются для поучения воздействия факторов
полета на организм космонавта, решения диагностич. задач врачеб¬
ного контроля и прогнозирования реакций космонавта. Существен¬
но М. связей человека с системами корабля. При этом наряду с ими¬
тацией работы космонавта-оператора у пульта управления иссле¬
дуются и новые каналы связи, наир, тактильный канал. Кроме
зрительных и звуковых сигналов раздражителей, используются
электрокожиые или вибрац. сигналы в системе экстренных сообще¬
ний или для разгрузки зрительного и слухового каналов оператора.
Для М. группового взаимодействия членов экипажа применяется
гомеостатич. принцип, где устойчивое состояние системы дости¬
гается за счет регулирования неск. независимых переменных. Успеш¬
ность решения определяется не индивид, особенностями операто¬
ров, а характером взаимодействия членов всей группы. Системы
регенерации воздуха, терморегулирования и кондиционирования
предназначены для М. в кабине КК условий, адекватных потреб¬
ностям организма космонавта. По мере увеличения продолжитель¬
ности полетов М. делается все более сложным. Для обеспечения меж¬
планетных полетов ведется разработка замкнутой экология, си¬
стемы, в к-рой моделируется круговорот веществ и энергии.
МОДУЛЯЦИЯ — изменение характера непрерывных электрич.
или электромагнитных колебаний ВЧ модулятором в такт с более
низкими (модулирующими) частотами полезного сообщения. Рас¬
пространены амплитудная, частотная, фазовая и импульсная М.
электрич. колебаний ВЧ. В космич. связи применяют как простые,
так и сложные, комбинируемые из простых, типы М. (напр., кодово¬
импульсная, частотно-фазовая, время-импульсная и др.).
МОКРОЕ ОКИСЛЕНИЕ — метод минерализации, основанный
на окислении органич. веществ, входящих в состав отходов жизне¬
деятельности в жидкой фазе. М. о. в кислотах не применимо, т. к.
связано с большим расходом окислителя, трудностью его регене¬
рации и возврата в цикл. В закрытых СЖО КК может быть ис¬
пользован метод, применяемый для очистки сточных вод. Он ос¬
нован на окислении органич. веществ в жидкой фазе (обычно в во¬
де), при повышенных темп-ре и давлении (оптимальная темп-ра
200°—300° и давление до 150 am). Степень минерализации при М. о.
достигает 75—85%.
«МОЛНИЯ-1» — наименование сов. связных ИСЗ, предназнач.
для ретрансляции телевиз. программ и осуществления дальней
телефонной и телеграфной связи. Систематически используются
с 1965; входят в состав системы дальней космич. радиосвязи и ра¬
ботают совместно с наземными приемными радиостанциями «Орби¬
та». Имеют сильно вытянутую эллиптическую орбиту с высотой
апогея над Северным полушарием ок. 40 тыс. км. При такой ор¬
бите (для пунктов, находящихся на территории СССР и др. стран
Сев. полушария) обеспечиваются сеансы связи длительностью до
8—10 час. «М.-l» имеет двигат. установку для коррекции орбиты,
проводимой с целью изменения времени сеансов связи, а также для
синхронизации одноврем. движения неск. ИСЗ. Мощность бортового
ретранслятора «М.-1» (40 вт) существенно больше, чем на др. из¬
вестных связных ИСЗ. В полете осуществляется ориентация сол¬
нечных батарей на Солнце и параболич. антенны — на Землю.
Первый ИСЗ «М.-l» запущен 23 аир. 1965; в течение многих
месяцев регулярно обеспечивал обмен гелевиз. программами и
И Космонавтика — 884
Я06 МОНОМЕТИЛ ГИДРАЗИН
Связной ИСЗ «Молния-1»: 1 — герме-
тич. корпус; 2 — солнечная батарея;
3 — остронаправл. антенна; 4 — дат¬
чик ориентации антенны на Землю;
5 — радиатор-холодильник; 6 — запас
рабочего тела для проведения малых
коррекций; 7 — корректирующая дви-
гат. установка; 8 — панель нагрева¬
теля; 9 — датчик солнечной ориентации
телефонную связь между Москвой и Владивостоком. Пуском 2-го
ИСЗ «М.-1» 14 окт. 1965 была начата опытная эксплуатация системы
дальней двусторонней телевиз. и телефонно-телеграфной связи.
3-й-ИСЗ «М.-l», запущенный 25 апр. 1966, наряду с внутрисоюзной
связью и телевиз. вещанием, использовался для обмена телевиз.
программами между СССР и Францией, включая цветное телевиде¬
ние. С помощью телевизионной аппаратуры, установленной на
«М.-l», с мая 1966 передаются изображения Земли с высот 30—40 тыс.
км, дающие информацию о глобальном распределении облачности;
в 1967 впервые было получено цветное изображение Земли из кос¬
моса. Всего запущено до 4 окт. 1970 15 ИСЗ «М.-l», обеспечиваю¬
щих регулярную связь и телевизионное вещание на территории
СССР и других стран.
МОНОМЕТИЛГИДРАЗИИ H2N — NH (СН3) — горючее для
ЖРД. Бесцветная дымящая на воздухе гигроскопич. высококипя-
щая жидкость с аммиачным запахом, поглощающая кислород и уг¬
лекислый газ из атмосферы. Плотн. 0,875 г!см3 (20°), *°пл — 52,4°,
*°кип87,6°. Токсичен, при обычной темп-ре и при отсутствии воздуха
стабилен. Имеет удовлетворит, термостабильность, но при повышен¬
ных темп-pax разлагается с выделением тепла и образованием горя¬
чих газообразных продуктов (возможный источник газогенерации);
при перегреве в замкнутом пространстве взрывается. По коррозион¬
ной способности близок к диметилгидразину несимметричному.
Самовоспламеняется с азотной кислотой, четырехокисью азота и
нек-рыми др. окислителями. По эффективности и стабильности за¬
нимает промежуточное положение между гидразином и диметил-
гидразином несимметричным.
МОНОТОПЛИВО — см. Унитарное топливо.
МОНТАЖНО-ИСПЫТАТЕЛЬНЫЙ КОРПУС (МИК) — гл. со¬
оружение технической позиции космодрома с комплексом сборочного
и пснытат. оборудования, обеспечивающего расконсервацию эле-
МОСКОВСКАЯ ГРУППА ИЗУЧЕНИЯ РЕАКТИВНОГО ДВИЖЕНИЯ 307
ментов PH после транспортировки, сборку ступеней PH и их испы¬
тание, вертик. или горизонт, сборку PH, испытание их и присты¬
ковку космич. объектов. Для расконсервации после транспорти¬
ровки, сборки и испытаний этих космич. объектов иногда сооружа¬
ется отдельный МИК с комплексом сборочного и испытат. оборудо¬
вания (МИК КО).
При горизонт, сборке PH с помощью мостовых кранов в МИК
осуществляется перегрузка PH на транспортно-установочный агре¬
гат; вертик. сборка PH производится на верхней части пусковой
системы — пусковой платформе. Размеры МИК зависят от размеров
собираемых PH и вида сборки; при вертик. сборке высота МИК
достигает 160 м, МИК для особо мощных PH — самые крупные зда¬
ния в Европе и США. При сборке PH, имеющей ступени с РДТТ,
в здании вертик. сборки собирают центр, блок PH, состоящий из
ступеней с ЖРД, а твердотопливные ступени соединяют с центр,
блоком в спец, здании пристыковки твердотопливных ускорителей.
При этом предварительно ступени с РДТТ собираются из отдель¬
ных секций в здании сборки твердотопливных ускорителей. МИК
имеет разл. контрольно-испытат. оборудование, в том числе лабо¬
раторное оборудование для исследования приборов системы управ¬
ления, наземные источники электропитания и пневматич. оборудо¬
вание для испытаний баков ступеней PH, электро- и пневмокомму¬
никации, грузоподъемные краны разл. типов с грузоподъемностью
до 300 т, сборочные стапели; стыковочно-монтажные тележки,
подставки, опоры, агрегаты обслуживания, лестницы и др. обору¬
дование. Для особо мощных PH МИК имеет также технология,
оборудование для сборки и сварки топливных баков PH из готовых
секций, доставляемых с заводов, и гидравлич. и др. необходимых
испытаний этих баков. В нек-рых МИК могут одновременно соби¬
раться и проходить контрольные испытания до 4 тяжелых PH.
Расстояние от МИК до пускового устройства выбирается из сообра¬
жений безопасности МИК в случае взрыва PH на пусковой системе
или при взлете.
МОСКОВСКАЯ ГРУППА ИЗУЧЕНИЯ РЕАКТИВНОГО ДВИ¬
ЖЕНИЯ (МосГИРД) — общественная орг-ция, созданная в Москве
при н.-и. секторе Центрального совета Осоавиахима 18 авг. 1931
и объединившая усилия отдельных энтузиастов ракетной техники.
Среди организаторов и активных работников МосГИРД были
Ф. А. Цандер (первый его руководитель), С. П. Королев, сменивший
вскоре Цандера на посту руководителя, Б. И. Черановский, В. П.Вет-
чинкин и Ю. А. Победоносцев, а также представители обществен¬
ности. МосГИРД развернула широкую лекционную и печатную
пропаганду, организовала курсы по теории реактивного движе¬
ния и начала работу по проектированию авиац. ЖРД ОР-2 и ра¬
кетоплана РП-1. Успешная работа МосГИРД и ЛенГИРД привлекла
к проблемам ракетной техники широкое внимание общественности.
МосГИРД, получившая название центральной, оказывала помощь
группам и кружкам по изучению реактивного движения в др.
городах СССР. В 1932 осн. состав МосГИРД вошел в Группу изу¬
чения реактивного движения. В 1934 за МосГИРД были оставлены
пропагандистские и просветит, функции и она была преобразо¬
вана в Реактивную группу Центр, совета Осоавиахима, успешно
продолжавшую работу до конца 30-х гг. и создавшую ряд ориги¬
нальных небольших эксперимент, ракет.
11*
308 МОЩНОСТЬ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
МОЩНОСТЬ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ — кинетич. энергия
массы газов в реактивной струе, вытекающих из РД за 1 сек; равна
полупроизведению тяги на эффективную скорость истечения. Раз¬
личают также тяговую, или полезную, мощность, представляющую
собой секундную полезную работу, совершаемую двигателем на
летящей ракете и равную произведению тяги на скорость полета;
она может быть больше или меньше М. р. д. Суммарная (по ступе¬
ням ракеты) макс, полезная М. р. д., установленных на сов. PH,
использованной для вывода на орбиту К К «Восток» с космонавтами
на борту, равнялась 20 млн. л. с., а на PH с ИСЗ «Протон» превы¬
шала 60 млн. л. с.
МУЗЕИ КОСМОНАВТИКИ И РАКЕТНОЙ ТЕХНИКИ — орга¬
низованы во многих странах. В СССР: Государственный музей исто¬
рии космонавтики им. К. Э. Циолковского в г. Калуге, Дом-музей
К. 3. Циолковского в г. Калуге, Мемориальный музей космонав¬
тики в г. Москве, Центральный Дом авиации и космонавтики в
г. Москве, Музей ГД Л в Петропавловской крепости в г. Ленинграде,
дома-музеи Н. И. Кибальчича в г. Коропе, Ю. А. Гагарина в г. Га¬
гарин, С. П. Королева в г. Житомире и др.
МЯГКАЯ ПОСАДКА КЛА — посадка КЛА, при к-рой его ско¬
рость к моменту соприкосновения с поверхностью планеты гасится
до малой величины (в идеальном случае — до нуля). На планетах
с достаточно плотной атмосферой М. п. может быть осуществлена
с помощью парашюта, несущего ротора (типа вертолетного винта)
и др. средств, применяемых для посадки КЛА на Землю. На пла¬
нетах. лишенных атмосферы, М. п. возможна только с торможением
РД.
МЯГКОЕ СБЛИЖЕНИЕ КЛА — сближение двух КЛА, при
к-ром их относит, скорость к моменту встречи гасится до малой
величины (в идеальном случае — до нуля). М. с. необходимо при
инспекции, швартовке, сборке на орбите; требует больших энергетич.
затрат, чем перехват.
н
НАВЕДЕНИЕ ПО АЗИМУТУ — ориентировка оси абсцисс свя¬
занной системы координат PH, установленной на пусковую систему,
в горизонт, плоскости для получения заданного направления полета
на активном участке траектории. Н. по а. может осуществляться
разворотом в горизонт, плоскости всей PH или соответствующей
•ориентировкой отдельных элементов ее бортовой системы управле-
вия. Разработаны системы автоматич. Н. по а.
НАВЕДЕНИЕ РАКЕТЫ — операция пространств, ориентировки
PH или элементов ее бортовой системы управления перед запуском
для получения заданных параметров полета на активном участке
траектории. Н. р. включает операции вертпикализации и наведения
по азимуту PH. Осуществляется с помощью оптич. приборов на¬
ведения.
НАВИГАЦИОННАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СИСТЕМА — система,
состоящая из группы земных станций навигац. службы и навигац.
ИСЗ. Земные станции с высокой точностью определяют параметры
движения ИСЗ на нек-рое время, напр. на сутки, вперед. Эта ин¬
формация, привязанная к единому времени, передается на ИСЗ,
где записывается в запоминающее устройство. В процессе полета
ИСЗ регулярно передает свои координаты. Принимая их и опреде¬
ляя свое положение относительно ИСЗ, любой объект может уста¬
новить свой координаты.
НАВИГАЦИОННЫЙ ИСЗ — ИСЗ, служащий для обеспечения
навигации кораблей и самолетов. С помощью навигац. радиотехнич.
•систем определяется положение корабля (самолета) относительно
ИСЗ в неск. точках его орбиты. Координаты ИСЗ в этих точках
в земной системе координат устанавливаются, исходя из параметров
•орбиты ИСЗ и времени измерений. Обычно текущие значения пара¬
метров орбиты хранятся в бортовом запоминающем устройстве
Н. ИСЗ и в сеансе навигации передаются на корабль или самолет
по радио. Высота полета существующих Н. ИСЗ составляет от 800
до 3000 км. К числу Н. ИСЗ относится амер. ИСЗ «Транзит» и др.
НАВИГАЦИЯ космическая — в широком смысле управ¬
ление движением К Л А, в более узком значении навигац. задача
заключается в определении местоположения К Л А, прогнозировании
•его движения как материальной точки и в оценке результатов про¬
гноза с точки зрения выполнения конечной задачи. Система, вы¬
полняющая эти функции (система Н.), в общем случае включает
пак бортовые, так и наземные измерит, и вычислит, средства.
В решении задачи Н. возможно участие космонавта (см. Управле¬
ние движением).
НАГРУЗКА ВЕТРОВАЯ — аэродинамич. нагрузка ьа агрегаты
« сооружения стартового комплекса и PH при подготовке к пуску,
возникающая в результате действия приземного ветра. Оценивается
величиной ветрового напора или сосредоточенной силы, приложен¬
ной в центре ветрового давления агрегата или его части. Н. в.
оказывает статич. воздействие на агрегаты и сооружения, а также
вызывает их колебания в направлениях вдоль и поперек потока.
Последние являются следствием попеременного срыва воздушных
вихрей с поверхности агрегатов, подверженных воздействию ветра,
310 НАГРУЗКИ НА КОНСТРУКЦИЮ
и зависят от соотношения частоты срыва и собств. частоты колеба¬
ний агрегата или его части.
НАГРУЗКИ НА КОНСТРУКЦИЮ — усилия, действующие на
отдельные элементы конструкции КЛА. Определяются для всех
основных этапов полета и наземной эксплуатации КЛА и слу¬
жат исходными данными для расчета конструкции на прочность.
Н. на к. бывают статическими (медленно меняющимися во вре¬
мени) и динамическими; к последним относятся и вибрационные на¬
грузки. Нагружение конструкции ракеты в полете обусловлено
воздействием различных внешних (аэродинамические, тяга дви¬
гателя) и внутренних (давление в баках и др.) сил. По происхожде¬
нию силы Н. на к. условно делятся на аэродинамические, инер¬
ционные нагрузки, нагрузки от тяги двигателя, температурных
деформаций и др. По направлению действия различают Н. на к.
продольные (осевые), поперечные и моментные (изгибные).
НАДДУВ ЕМКОСТИ — создание избыточного давления в ем¬
кости подачей в нее сжатого газа, редуцированного до определ.
давления. Обеспечивает подпор на входе в насосную установку для
бескавитац. режима работы насосов. Наддув заправочной емкости
применяется также для заправки ракеты методом вытеснения.
НАДДУВ ТОПЛИВНЫХ БАКОВ — ввод в пространство над
уровнем топлива в баке газообразного (обычно нагретого) рабочего
тела повышенного давления; создает на входе в насосы напор топ¬
лива, необходимый для устранения кавитаций и для обеспечения
нормальной работы топливных насосов, компенсацию продольных
сжимающих усилий в тонкостенной оболочке топливных баков
(в несущих баках) из условия рационального осевого нагружения.
Н. т. б. производится либо газообразными продуктами, получае¬
мыми из осн. компонентов топлива (в газогенераторах наддува,
смесителях, теплообменниках-испарителях), либо азотом, гелием
и др., часто нагреваемыми в теплообменниках газами из газо¬
генератора ЖРД. Иногда для Н. т. б. используется пороховой
аккумулятор давления. Н. т. б. необходим также для предотвра¬
щения смятия тонкостенных баков атм. давлением при расходова¬
нии топлива.
НАДЕЖНОСТЬ — способность ракетного комплекса выполнять
заданные функции в определенных условиях эксплуатации в те¬
чение необходимого промежутка времени или требуемой наработ¬
ки. Н. аппаратуры или конструкции КЛА играет
особую роль в связи со специфич. условиями ракетного и космич.
полета — влияние космич. пространства, невозможность замены
и ремонта и др. При этом недопустимы отказы аппаратуры или
конструкции, т. к. они могут привести к аварии. Высокая Н. обес¬
печивается комплексом мероприятий в процессе проектирования,
изготовления, эксперимент, отработки, а также в полете КЛА.
Осн. направления повышения Н. КЛА: улучшение качества произ-ва,
строгий технология, контроль на всех стадиях изготовления;
повышение Н. отдельных элементов (радио- и электродетали, эле¬
менты арматуры, отдельные узлы, материалы и т. д.) и правильный
выбор режимов их работы; спец, испытания систем и агрегатов
с имитацией условий космич. полета, а также и ресурсные испытания,
подтверждающие Н.; дублирование (резервирование) отдельных
элементов и бортовых систем; применение в бортовых системах
автоматич. схем распознавания отказов элементов и их замены
НАЗЕМНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ 311
путем переключений; контроль за работой систем в полете с по¬
мощью радиотелеметрии или непосредственно экипажем с целью
принятия мер, позволяющих успешно продолжать полет при нали¬
чии отдельных отказов (использование резервной системы, пере¬
ход на ручное управление и др.).
НАДЕЖНОСТЬ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ количественно оце¬
нивается рядом критериев: вероятностью безотказной работы, ко¬
эффициентом технич. использования, коэффициентом готовности,
наработкой на отказ и др. Один из наиболее распространенных
критериев Н. РД — вероятность безотказной работы РД, способ¬
ность любого произвольно выбранного РД, изготовленного и экс¬
плуатируемого в соответствии с требованиями технич. документа¬
ции, обеспечить выполнение поставленной задачи. Н. РД обеспе¬
чивается его конструктивным совершенством, качеством изготов¬
ления и эксплуатации. Н. РД — характеристика РД, к-рая не мо¬
жет быть измерена непосредственно и оценивается вероятностными
статистич. методами по результатам испытаний РД и его агрегатов,
а также агрегатов аналогичных конструкций др. РД, в широком
диапазоне изменения внешних и внутр. факторов. Методы проведе¬
ния испытаний и оценки Н. РД определяются назначением, типом,
применяемым топливом, конструктивными особенностями и пара¬
метрами РД.
НАДЕЖНОСТЬ СТАРТОВОГО КОМПЛЕКСА космодрома
оценивается вероятностью безотказной работы агрегатов и систем
в течение заданного периода времени. Для сложных агрегатов и
систем составляются структурные схемы надежности, с учетом
сведений о надежности отдельных элементов, входящих в эти схемы.
Исходные данные для определения надежности отдельных элемен¬
тов получают в результате сбора, накопления и обработки стати¬
стич. материалов о всех случаях их отказа в работе. Определяются
нек-рые характеристики надежности всего стартового комплекса,
напр. такие, как вероятность подготовки PH к пуску в течение за¬
данного промежутка времени, вероятность безотказной работы агре¬
гатов и систем стартового комплекса в момент пуска и полета PH.
Оценка Н. с. к. является сложной проблемой, связанной с взаимодей¬
ствием уникальных агрегатов и систем, что затрудняет быстрое на¬
копление статистич. данных об интенсивности их отказов. Решение
этой проблемы особенно важно в условиях резкого усложнения обо¬
рудования и наличия прямой связи между успешностью запуска
PH, безопасностью космонавтов и Н. с. к.
НАДИР — расположенная под ногами наблюдателя точка не¬
бесной сферы, в к-рой ее пересекает направленная вниз отвесная
линия, проходящая через пункт наблюдений; Н. диаметрально
противоположен зениту.
НАЗ — неприкосновенный носимый аварийный запас космо¬
навта. В состав Н. должны входить: необходимый запас пищевых
продуктов и воды, охотничьи и рыболовные снасти, средства свя¬
зи и оповещения, средства защиты, одежда, медикаменты, пере¬
вязочные средства, плавсредства. См. Спасение космонавтов и кос¬
мических кораблей.
НАЗЕМНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ для ракет — комплекс аг¬
регатов и систем спец, технология, оборудования стартового ком¬
плекса и технич. позиции космодрома. В соответствии с осн. опера¬
циями подготовки и пуска ракет Н. о. можно разделить на след.
312 НАЗЕМНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
группы. Пусковое оборудование предназначено для приема
и удержания PH в положении пуска, обеспечения подвода к ной
электрич., заправочных, пневматич., дренажных и др. коммуни¬
каций и самого пуска. Транспортно-установочное-
оборудование — для доставки PH на стартовую площадку и уста¬
новки ее. Заправочное оборудование обеспечивает заправ¬
ку PH и КО компонентами топлива и сжатыми газами; включает
заправочные агрегаты, насосные станции, компрессорные станции,,
ресиверные, цистерны, арматуру, трубопроводы и системы дистанц.
и автоматич. управления процессами заправки. Транспорт¬
ное оборудование применяется для транспортировки элементов
КЛА, а также компонентов топлива; к нему относятся грунтовые
тележки, прицепы и полуприцепы, гусеничные и колесные транс¬
портеры, ж.-д. вагоны, тепловозы, самоходные баржи, а также*
оборудование кораблей и самолетов, позволяющее использовать,
их для соответств. перевозок. Грузоподъемное оборудо¬
вание служит для выполнения подъемно-перегрузочных операции
при транспортировке, сборке, перегрузке и обслуживании КЛА.
Стыковочно-монтажное оборудование — сборочные-
стапели, стыковочные агрегаты, стыковочные и технологич. те¬
лежки, подставки, опоры, траверсы, монтажные приспособления
и устройства, а также оборудование для сварки емкостей особо
мощных PH. Оборудование обслуживания обеспечивает
доступ людей, подачу приборов и приспособлений к разл. ярусам*
PH и КО, находящихся на пусковых системах в вертикальном по¬
ложении или в здании вертикальной сборки, — башни и фермы
обслуживания, автовышки, автопогрузчики, площадки обслужи¬
вания и т. п. Оборудование наведения — оптич. оборудо¬
вание, осуществляющее контроль за вертикализацией PH и наве¬
дение ее по азимуту. Наземное электросиловое-
оборудование обеспечивает питание КЛА, наземной аппаратуры
и систем дистанц. и автоматич. управления агрегатами наземного^
оборудования спецтоками и постоянным током напряжением 27—30 в.
Оборудование для термостатирования служит для
достижения и поддержания заданных темп-p элементов КЛА и
компонентов ракетного топлива — средства обогрева, холодиль¬
ные машины и установки, холодильные центры, воздушные системы
термостатирования КЛА, жидкостные средства термостатирования
КЛА, термочехлы и т. п. Оборудование для нейтрализа¬
ции осуществляет нейтрализацию пролитого топлива и остатков;
токсичных компонентов ракетного топлива и их паров в процессе*
заправки, а также элементов PH после слива токсичных компонен¬
тов в результате несостоявшегося пуска. И с п ы т а т. оборудо¬
вание служит для испытаний приборов, агрегатов и ступеней PH,
а также PH и КЛА в целом на технич. и стартовой позициях. С и-
стема измерений стартового комплекса ре¬
гистрирует физич. величины и процессы в системах и агрегатах
наземного оборудования во время подготовки и пуска PH, позво¬
ляет записать физич. величины и параметры процессов в установ¬
щиках, пусковых системах, агрегатах заправочного оборудования,
определить параметры газодинамич. воздействия на элементы пуско¬
вой системы и сооружения, оценить поведение элементов строит,
сооружений, записать параметры акустич. поля и т. п. Прове¬
рочно-пусковое оборудование = наземная часть системы
НАЦИОНАЛЬНЫЙ ЦЕНТР КОСМИЧЕСКИХ ИССЛЕДОВАНИИ
313
управления запуском и полетом К Л А, обеспечивающая предстар¬
товую подготовку и подачу команд па пуск. Спец, противо¬
пожарное оборудование (см. Противопожарная за¬
щита старта).
НАКЛОНЕНИЕ — см. Элементы орбиты.
НАПОЛНИТЕЛЬНОЕ СОЕДИНЕНИЕ — быстроразъемное соеди¬
нение для герметичной пристыковки заправочных магистралей
космодрома к заправочной горловине бака PH. Н. с. представляет
собой сочетание быстроразъемной муфты с запорным клапаном.
НАСОС ДВИГАТЕЛЯ — насос, устанавливаемый обычно на
самом РД и подающий топливо или рабочее тело в агрегаты двига¬
теля: камеру сгорания, газогенератор, реактор и др. (см. Центро¬
бежный насосу Осецентробежный насос).
НАСОСНАЯ ЗАПРАВКА — см. Заправка.
НАСОСНАЯ ПОДАЧА — система подачи топлива или рабочего
тела из баков ракеты в РД с помощью насосов. Различают оси. и вспо-
могат. насосы. В качестве осн. насосов (см. Насос двигателя) при¬
меняются гл. обр. одно- или многоступенчатые центробежные
масосы, осецентробежные насосы (иногда осевые). Осн. насосы —
высоконапорные; вспомогат. насосы (подкачивающие) — см. Бу-
стерный насос.
НАСОСНАЯ СТАНЦИЯ — передвижной или стационарный на¬
сосный агрегат для заправки PH топливом на космодроме. Состоит
из насосов (обычно центробежных), системы нагнетат. и всасываю¬
щих трубопроводов с регулирующей и запорной гидроарматурой,
приводных электродвигателей, системы управления и контроля за
работой станции. Центробежные насосы могут работать в режиме
закрытой задвижки, что важно при аварийном закрытии отсечных
клапанов. Приводные электродвигатели насосов — асинхронные,
мощностью от десятков до сотен кет.
НАСЫЩЕНИЕ ТОПЛИВА АЗОТОМ — растворение в топливе
азота до полного насыщения, обычно методом барботажа. Приме¬
няется, когда существует опасность поглощения топливом, находя¬
щимся в баке PH, азота (используемого для наддува бака) и свя¬
занного с этим нарушения процесса наддува во время работы двигат.
установки ракеты.
НАЦИОНАЛЬНОЕ УПРАВЛЕНИЕ ПО АЭРОНАВТИКЕ И
ИССЛЕДОВАНИЮ КОСМИЧЕСКОГО ПРОСТРАНСТВА США (Na¬
tional Aeronautics and Space Administration — NASA) — прави¬
тельственная орг-ция США, созданная 1 окт. 1958. Организац.
ядром NASA был существовавший ранее Нац. консультативный
комитет по авиации. Осн. цели NASA: проведение науч. исследова¬
ний атмосферы Земли и космич. пространства; разработка и технич.
совершенствование самолетов и К Л А; обеспечение ведущей роли
США в области аэронавтики, космич. науки и техники; изучение
потенциальных выгод развития аэронавтики и космонавтики и ис¬
пользование их достижений в мирных целях; объединение уси¬
лий гос. пром. и науч. орг-ций в области аэронавтики и космо¬
навтики с целью эффективного использования ресурсов США и во
избежание дублирования работ; сотрудничество США с др. стра¬
нами по вопросам аэронавтики и освоения космоса (рис., с. 314).
НАЦИОНАЛЬНЫЙ ЦЕНТР КОСМИЧЕСКИХ ИССЛЕДОВАНИЙ
(Centre national d’etudes spatiales — CNES) — организация, коорди¬
нирующая и направляющая ракетно-космич. разработки и иссле-
314 НЕБЕСНАЯ МЕХАНИКА
Структура Нац. управления по аэронавтике и исследованию космического
пространства США
дования во Франции. Образована в 1962. Первые разработки —
PH «Диамант» и ИСЗ «А-1», «Диапазон», «Диадем», а также органи¬
зация сети станций слежения и контроля за запущенными КА
и эксплуатация полученных науч. результатов. До 1967 запуски
производились с полигона в Хаммагире. Впоследствии Н. ц. к. и.
построил космодром в Южной Америке (Франц. Гвиана). Здесь
запущен КА типа «Диамант» и намечены пуски международной
космической ракеты «Европа», разработанной «ESRO» Н. ц. к. и.
работает также над усовершенствованием семейства ракет «Диан»,
устанавливает станции связи в странах Африки, на Канарских
островах и т. д. Информация, получаемая от этих станций, концен¬
трируется в центре, расположенном в Бретани-сюр-Орж. Н. ц. к. и.
сотрудничает по разл. программам космич. исследований с США,
СССР и ФРГ (в частности, по разработке связного ИСЗ «Симфония»),
НЕБЕСНАЯ МЕХАНИКА — раздел астрономии, в к-ром изуча¬
ются: поступательное, вращательное и деформационное движения
небесных тел, находящихся под действием сил притяжения, сопро¬
тивления среды, светового давления и др.; движения искусств,
небесных тел на пассивных участках их траекторий. Проблемы
(задачи) Н. м.: 1) Проблема постулат, движения больших планет,
к-рые могут рассматриваться как материальные точки, взаимно
притягивающиеся по закону всемирного тяготения; бурное разви¬
тие космонавтики требует от теории все более высокой точности,
поэтому проводятся фундамент, работы по уточнению движения
больших планет (гл. обр. в СССР и США). 2) Проблема поступат.
движения малых планет. 3) Задача о движении спутников планет.
4) Проблема устойчивости Солнечной системы. 5) Задача о движении
Луны. 6) Задача изучения движения комет. Важное место занимают
и будут занимать в будущем исследования движения ИСЗ, ИСЛ
НЕБЕСНЫЕ КООРДИНАТЫ 315
и космич. зондов; эти задачи аналогичны задаче о движении естеств.
спутников, однако они требуют разработки новых, более совер¬
шенных методов; построение точных теорий движения этих объ¬
ектов имеет непосредств. отношение к решению др. задач Н. м.,
напр. определения фигур Земли и Луны. Исследование вращат.
движения небесных тел проводилось применительно к Земле и
к ИСЗ; становится актуальным вопрос о тщат. исследовании вра¬
щения Луны.
НЕБЕСНАЯ ПАРАЛЛЕЛЬ — всякий малый круг небесной
сферы, плоскость к-рого параллельна плоскости небесного экватора
и перпендикулярна оси мира.
НЕБЕСНАЯ СФЕРА — воображаемая сфера произвольного ра¬
диуса, на к-рой небесные светила изображаются так, как они видны
из пункта наблюдения на земной поверхности (топоцентрич. Н. с.)
или как они были бы видны из центра
Земли (геоцентрич. Н. с.). Для опре¬
деления положений светил на Н. с. вы¬
водят системы небесных координат. На
рис. дана схема Н. с., где Z — зенит;
Z' — надир; SWNE — горизонт истин¬
ный (а точки, соответственно, точки
Юга, Запада, Севера и Востока); РР' —
ось мира (Р и Р' — Сев. и Юж. полюсы
мира); AWA'E — небесный экватор.
Ось мира составляет с плоскостью ис¬
тинного горизонта угол <р, равный гео¬
графия. широте места наблюдений. Ли¬
ния NS, соединяющая точки Севера и
Юга, наз. полуденной линией. Эклип¬
тика образует с небесным экватором
Небесная сфера
угол е = 23°27' и пересе¬
кается с ним в точках весеннего и осеннего равноденствия. Для ре¬
шения задач, связанных с вращением Земли, считают, что Н. с. вра¬
щается с Востока на Запад с периодом, равным звездным суткам.
НЕБЕСНЫЕ КООРДИНАТЫ — числа, с помощью к-рых опре¬
деляют положение светил и вспомогат. точек на небесной сфере.
Экваториальные системы
небесных координат
Применяются: горизонт, система, в к-рой осн. кругом служит
истинный горизонт SWNE, полюсом — зенит Z места наблюдения,
316 НЕБЕСНЫЙ МЕРИДИАН
координаты — зенитное расстояние z или высота h и азимут А;.
экваториальные системы (1-я и 2-я), в к-рых осн. кругом служит
небесный экватор QyQ'\ полюсом — полюс мира Р, 1-я координата—
склонение 6, 2-я координата в 1-й экваториальной системе Н. к. —
часовой угол t, во 2-й — прямое восхождение а; эклиптич. система,,
в к-рой осн. кругом служит эклиптика, полюсом — полюс эклип¬
тики, координаты — астрономия, широта р (к Северу от эклип¬
тики от 0° до 90°, к Югу — от 0° до —90°) и астрономия, долгота
отсчитываемая вдоль эклиптики от точки весеннего равноденствия
в направлении видимого годичного движения Солнца (от 0° да
360°); галактич. система, в к-рой осн. кругом служит плоскость,
симметрии видимого с Земли Млечного Пути, координаты — га¬
лактич. широта и долгота.
НЕБЕСНЫЙ МЕРИДИАН — большой круг небесной сферы,.
проходящий через точки Юга и Севера, зенит, надир пункта на¬
блюдений и полюсы мира. Плоскость Н. м. параллельна плоскости-
земного меридиана, проходящего через пункт наблюдения на
Земле.
НЕБЕСНЫЙ ЭКВАТОР — большой круг небесной сферы, пло¬
скость к-рого перпендикулярна оси вращения Земли. Н. э. разде¬
ляет небесную сферу на Сев. и Юж. полушария.
НЕВЕСОМОСТЬ. Под действием земной гравитации тело человека
притягивается к Земле. Человек может ощущать силу притяжения,,
когда он, напр., сидит или стоит. Сила притяжения прижимает
тело к опоре и воспринимается как вес тела. В зависимости от усло¬
вий, сила взаимодействия тела с опорой может быть различной и
может отличаться от силы взаимодействия в норм, случае, т. е.
взаимодействия неподвижного тела с опорой у поверхности Земли
(па уровне моря). Напр., при движении самолета на участке выхода
из пикирования пилот оказывается прижатым к сиденью с силой,
р неск. раз превышающей аналогичную силу в нормальном случае.
При движении ракеты с К К на активном участке космонавт может*
быть прижат к креслу с силой, в неск. раз превышающей норм-
си лу притяжения (когда ракета стоит на старте и двигатели еще-
не начали работать). Отношение силы взаимодействия с опорой
к силе взаимодействия в норм, случае наз. перегрузкой.
При выходе из пикирования или в случае движения на активном;
участке сила взаимодействия с опорой больше нормальной и пере¬
грузка больше единицы. В норм, случае перегрузка равна единице.
Перегрузка может быть и меньше единицы, напр., когда сила тяги
двигателей К К в какой-то момент полета меньше его веса в норм-
условиях. Если сила взаимодействия с опорой отсутствует, то пере¬
грузка равна нулю. Такое состояние наз. невесомостью.
Космонавт находится в состоянии Н. в кабине КК, движущегося1
вне атмосферы с неработающими двигателями. Тело космонавта
и КК находятся под действием гравитац. сил, к-рые сообщают им
одинаковые ускорения. Космонавт, вышедший из кабины в откры¬
тый космос, также испытывает состояние Н. В этом случае сила вза¬
имодействия с опорой равна нулю, поскольку сама опора отсут¬
ствует. Возможно, что длит, (месяцы и годы) пребывание человека-
в состоянии Н. вредно скажется на состоянии его организма. По¬
этому предлагается создать в КК нек-рую перегрузку. Согласна
одному из предложений, К К должен иметь форму колеса и вра¬
щаться вокруг оси, перпендикулярной плоскости колеса. Помеще-
НЕЙТРАЛИЗАЦИЯ ТОПЛИВА 317
имя для космонавта располагаются по периферии колеса. Пере¬
грузка, возникающая при вращении колеса, подобна перегрузке
при вращении центрифуги.
НЕВОЗМУЩЕННОЕ ДВИЖЕНИЕ — движение, совершаемое не¬
бесным телом по т. н. кеплеровским орбитам — конич. сечениям
(гиперболе, эллипсу, параболе, окружности, прямой). Н. д. полу¬
чается в случае, когда рассматривается движение небесного тела
под действием притяжения только центр, тела, пренебрегая влия¬
нием всех остальных тел системы, сопротивлением среды и т. д.
Н. д., таким образом, соответствуют решению задачи двух тел.
Изучение Н. д. является первым этапом при исследовании истин¬
ного движения небесного тела. Напр., при изучении движения пла¬
неты на первом этапе рассматривается движение ее под действием
притяжения одного только Солнца, пренебрегая влиянием осталь¬
ных планет и тел Солнечной системы; полученное т. о. движение
будет невозмущенным. Исследование влияния др. планет происхо¬
дит на последующих этапах и заключается в определении возму¬
щений.
НЕИЗМЕННАЯ ПЛОСКОСТЬ ЛАПЛАСА — плоскость в задаче п
тел, перпендикулярная вектору момента количества движения
системы. Поскольку величина и направление момента количества
движения системы п материальных точек постоянны, то эта плос¬
кость будет сохранять неизменное положение в пространстве.
НЕЙТРАЛИЗАЦИЯ РАКЕТЫ — химическая нейтрализация PH
и удаление несливаемых остатков агрессивных и токсичных компо¬
нентов топлива из топливных баков и гидравлич. магистралей
двигат. установки после слива топлива в случае несостоявшегося
пуска. Осуществляется при помощи газов или жидкостей, к-рые
выбираются в зависимости от химич. свойств компонентов топлива.
После Н. р. баки и гидромагистрали просушиваются горячим воз¬
духом или азотом. Если Н. р. осуществляется не полностью, а лишь
до концентраций, безвредных для человека, то Н. р. называется
обезвреживанием. Нейтрализация и обезвреживание применяются
также и для агрегатов, шлангов, трубопроводов и арматуры запра¬
вочных систем.
НЕЙТРАЛИЗАЦИЯ ТОПЛИВА — обезвреживание паров и жид¬
кой фазы токсичных и агрессивных компонентов ракетного топлива
химич. нейтрализующими веществами. При заправке PH, венти¬
ляции газовых подушек ее топливных баков, заполнении заправоч¬
ных емкостей топливом и сбросе давления наддува из них необхо¬
димо нейтрализовать смесь воздуха или газообразного азота с па¬
рами компонентов топлива. При заправке PH и сливе из нее топ¬
лива оно может проливаться из-за не герметичности стыков трубо¬
проводов и мест пристыковки наполнит, соединений. В этом случае
необходимо нейтрализовать жидкие компоненты. Пары горючего
можно нейтрализовать методом дожигания или хлорсодержащими
агентами, предварительно растворив пары горючего в горячей воде
с помощью распылителей. Нейтрализация паров окислителя осу¬
ществляется методом дожигания или поглощения паров раствором
щелочи. Нейтрализация жидкого горючего происходит в емкостях
хлорсодержащими агентами с послед, выиариванием на испа¬
рит. площадках в виде котлованов. Пары горючего и активного
хлора, выделяющегося при реакции Н. т., выбрасываются в ат¬
мосферу на высоте не менее 8 м от уровня земли или, для особо
318 НЕЙТРОННОЕ АЛЬБЕДО
больших установок, подаются в абсорберы, где связываются химия»
агентами. Жидкий окислитель нейтрализуется раствором щелочи.
НЕЙТРОННОЕ АЛЬБЕДО — эффект появления во внешней
атмосфере Земли в результате ее взаимодействия с первичным кос-
мич. излучением нейтронов разл. энергии, распадающихся на за¬
ряженные частицы и нейтрино. Гипотеза о Н. а., как источнике вы¬
сокоэнергичного излучения в геомагнитной ловушке, является
одной из самых первых гипотез происхождения радиационного пояса
Земли. Продукты распада нейтронов — протоны и электроны, —
являясь заряж. частицами, захватываются магнитным полем Земли,
если распад происходит в пределах улавливающей области поля.
В процессе детального исследования было установлено, что Н. а.
как источник захвач. частиц относительно эффективно только во
внутр. (ближайшей к Земле) области геомагнитной ловушки, т. н.
внутр. области радиац. пояса; однако даже в этой области с помощью
Н. а. можно удовлетворительно объяснить происхождение только
части захвач. излучения.
НЕКОРРЕКТИРУЕМЫЙ ГИРОСКОП — см. Свободный гиро¬
скоп.
НЕМЕЦКИЕ РД. До 2-й мировой войны и во время войны в Гер¬
мании велись интенсивные работы по РД. Были созданы разл.
ЖРД для боевых ракет и самолетов, а также РДТТ боевого приме¬
нения. В числе ЖРД: двигатель, установленный на ракете V-2
(А-4), к-рая использовалась для обстрела Лондона (тяга 25 т, дли¬
тельность работы 60 сек, вес 1012 кг, мощность ТНА 680 л. с.), ра¬
ботал на кислороде жидком и этиловом спирте 75%-ной концент¬
рации); ЖРД Вальтера для самолета Ме-163 (тяга 1700 кг, вес
188 кг, длительность работы 4,5 мин, топливо — перекись водоро¬
да 80% концентрации и метиловый спирт с гидразингидратом) и др.
После войны работы по воен. ракетной технике в Германии за¬
прещены. ФРГ принимает участие в разработке космич. PH «Ев¬
ропа-1». ЖРД для 3-й ступени PH; этот ЖРД развивает тягу 2,3 т
при длительности работы более 350 сек, компоненты топлива —
четырехокись азота и аэрозин-50; ведутся разработки ЖРД на фто¬
ре и кислороде.
НЕПТУН — восьмая по порядку от Солнца планета Солнечной
системы. Ср. расстояние от Солнца 30,057 а. е. д. (4496 млн. км),
эксцентриситет орбиты 0,0086, наклон орбиты к плоскости эклип¬
тики 1°46',4. Планета движется по орбите со ср. скоростью 5,4 км/сек,
совершая полный оборот вокруг Солнца за 164,788 года. Диаметр
Н. равен 3,50 земных (44 600 км), сжатие 1 : 58, масса 17,22 зем¬
ных (1,03 X 1029 г), ср. плотность 2,22 г/смъ, ускорение силы тя¬
жести на экваторе 1,38 земного (13,47 м/сек2). Вторая космич.
(параболич.) скорость на планете 24,6 км/сек. Н. вращается вокруг
своей оси с периодом в 15,8 часа, наклон экватора к плоскости ор¬
биты 29°. Осн. компоненты атмосферы — метан и водород, эквива¬
лентная толщина метана при нормальных условиях 2500 м, коли¬
чество водорода не установлено. У Н. 2 спутника с диаметрами
ок. 4000 и 300 км.
НЕСТАБИЛЬНОЕ ГОРЕНИЕ в РДТТ — различают неустойчи¬
вое пульсационное горение и аномальное горение, наз. «чиханием».
Пульсац. горение бывает 2 видов — низко- и высокочастотное (см.
Автоколебания). Низкочастотное характеризуется одновременными
колебаниями давления по всей камере сгорания с частотой порядка
НИКОЛАЕВ BIO
десятков гц. Высокочастотные колебания давления возникают при
самопроизвольном возбуждении собств. акустич. частот в камере
сгорания. Практически встречаются частоты от 200 до 50 000 гц.
Высокочастотные колебания достаточно развитой амплитуды могут
привести к опасным вибрациям конструкций, увеличению тепло¬
передачи к стенкам и прогарам. Кроме того, происходит отклонение
ср. давления от расчетного и появляется вторичный пик давления,
к-рый может превосходить расчетное давление в нсск. раз и обычно
приводит к разрушению корпуса. «Чихание» — непериодич. само¬
произвольные включения и выключения РДТТ с интервалами от
неск. сек. до неск. мин. Наиболее часто такой тип Н. г. наблюдается
при горении гомогенных топлив в области низких давлений.
НЕСУЩИЕ БАКИ — топливные баки ракеты, боковая поверх¬
ность к-рых является одновременно внешней оболочкой топливного
отсека и воспринимает внешние продольные силовые нагрузки
и изгибающие моменты, действующие на этот отсек. Применение
Н. б. в ряде случаев позволяет значительно уменьшить вес конструк¬
ции ракеты, поскольку отпадает необходимость во внешнем силовом
корпусе топливного отсека. Обычно в Н. б. осуществляется наддув
топливных баков. Наддутые Н. б. обладают большой прочностью
и жесткостью. Цилиндрич. оболочка Н. б. в местах заделки днищ
переходит в силовые «юбки» с торцевыми шпангоутами, служащими
для стыковки баков между собой и соединения с др. отсеками ра¬
кеты. Материалом Н. б. обычно служат алюминиевые сплавы.
НЕФОАНАЛИЗ — анализ схематизированных карт распределе¬
ния облачного покрова, построенных на основе использования
телевиз. или И К изображений Земли, полученных при помощи
метеорологии. ИСЗ. В оперативной практике составления кратко¬
срочных прогнозов погоды Н. — осн. средство информации об
облачности. Ежедневные карты Н. передаются из мировых, регио¬
нальных и нац. метеорологических центров в бюро погоды для их
использования при составлении прогнозов.
НИЗКОКИПЯЩИЙ КОМПОНЕНТ РАКЕТНОГО ТОПЛИВА —
компонент жидкого топлива (окислитель, горючее) с г°кип ниже
25° в условиях эксплуатации. Хранение компонентов топлива в ста¬
ционарных емкостях или в баках ракеты под небольшим давлением,
допускаемым прочностью конструкции (немногие единицы ат)у
позволяет эксплуатировать нек-рые компоненты топлива с невысо¬
кой £°киш напр. четырехокись азота, как высококипящий компонент.
К Н. к. р. т. относятся сжиженные газы (см. Криогенное ракетное
топливо).
НИЗКОЧАСТОТНЫЕ КОЛЕБАНИЯ в РД—см. Автоколебания.
НИКОЛАЕВ, Андриян Григорьевич (р. 1929, дер. Шоршелы
Мариинско-Посадского р-на Чувашской АССР) — летчик-космо¬
навт СССР, генерал-майор авиации. Член КПСС с 1957. Дважды
Герой Сов. Союза. В 1947 окончил лесотехнич. техникум, до 1950
работал мастером на заготовке леса в Карелии. В 1954 закончил
воен. авиац.училище, был воен. летчиком. В 1968 окончил Военно-
воздушную инженерную академию (Москва). С 1960 в отряде кос¬
монавтов. 11—15 авг. 1962 на КК «Восток-3» совершил св. 64 обо¬
ротов вокруг Земли за 94 ч. 10 мин, пролетев св. 2,6 млн. км. 12 авг.
был запущен КК «Восток-4», пилотируемый П. Р. Поповичем. Груп¬
повой полет Николаева и Поповича в космич. пространстве про¬
должался ок. 3 суток. Между кораблями была установлена дву¬
320 «НИМБУС»
сто ровняя связь, ближайшее расстояние между ними составило ок.
5 км. С космич. кораблей велись телевиз. передачи. 2-й полет со¬
вершил 1 — 19 июня 1970 командиром корабля «Союз-9» совместно
с В. И. Севастьяновым. КК совершил более 286 оборотов вокруг
Земли в течение 424 часов орбитального полета (наибольшая до¬
стигнутая к концу 1970 продолжительность непрерывного полета
в космосе). Выполнена программа научно-технических и медико¬
биологических исследований. Полет спускаемого аппарата проходил
по траектории управляемого спуска с использованием аэродинамич.
качества.
«НИМБУС» — название серии амер. эксперим. метеорологии.
ИСЗ. Назначение — получение изображений облачного покрова
в дневное и ночное время и измерение теплового излучения поверх¬
ности Земли. В период 1964—70 запущены 4 ИСЗ этой серии с по¬
мощью PH: «Н.-1» — «Тор-Аджена В»; «Н.-2» — «Торад-Аджена В»;
«Г1.-3» и «Н.-4» — «Торад-Аджена Д». В комплекс научной аппара¬
туры «Н.» входят телевизионные камеры, инфракрасные радиометры
для получения изображений облачного покрова в ночное время и
определения альбедо Земли, инфракрасный спектрометр для иссле¬
дования вертикального температурного профиля атмосферы, темп-ры
поверхности Земли и др. аппаратура.
НИСХОДЯЩИЙ УЗЕЛ — см. Элементы орбиты.
НИТРОМЕТАН CH3N02 — однокомпонентное топливо для ЖРД,
маслянистая бесцветная жидкость, плотность 1,13 г/сде3, <°пл —28°,
^°кип Ю1°. В настоящее время не применяется.
о
ОБЕРТ (Оberth), Герман (р. 1894) — нем. ученый, один из
основоположников ракетной техники и космонавтики. Учился
в ун-тах Мюнхена, Геттингена, Гейдельберга и Клаузенбурга.
В 1924—38 — проф. колледжа в г. Медианте. В 1929—30 про¬
водил эксперименты с ЖРД и ракетами. В 1938 был приглашен в
Венский технологический институт для разработки военных ракет.
С 1940 О. — проф. Дрезденского технология, ин-та. С 1941 —
инженер-консультант в Нем. воен. исследоват. центре в Пене-
мюнде. С 1943 разрабатывал пороховые воен. ракеты (на Вестфаль¬
ско-Ангальтских з-дах взрывчатых веществ). В 1945—48 О. прово¬
дил частные исследования (в Баварии). В 1950—53 жил в Италии,
работал над ракетами для итал. ВМФ. В 1955 переехал в США
(г. Хантсвилл), где занимался разработкой и усовершенствованием
ракет, а затем — в г. Фёйхте (ФРГ). О. разработал ряд вопросов
теории полета ракет и использования их для исследования атмо¬
сферы и космич. полетов. Автор книг: «Die Rakete zu den Planeten-
raumen» (Munch., 1923); «Die Raumschiffahrt» (Miinch., 1929); «Men-
schen in Kosmos» (1954). (Портрет, c. 301).
ОБЕРТА МЕДАЛЬ — серебряная медаль, учрежденная в 1951
Нем. обществом ракетной техники и космич. полета (DGRR) и
присуждаемая за фундаментальные исследования и выдающиеся
заслуги в области ракетной техники и космонавтики.
ОБИТАЕМАЯ ОРБИТАЛЬНАЯ СТАНЦИЯ — тяжелый ИСЗ с
экипажем, длительно функционирующий на орбите. Доставка
экипажа на О. о. с. и его периоднч. смена должны осуществляться
с помощью спец, транспортного корабля. На О. о. с. возможно раз¬
мещение большого количества разл. оборудования, работающего
при непосредств. участии космонавтов, что позволяет использовать
се для решения мн. науч. и прикладных задач — изучения около¬
земного космич. пространства и Земли, астрономия., радиоастро
номпч. и метеорология, наблюдений, навигации, исследования
материалов и оборудования в условиях космич. пространства,
воен. целей и др. О. о. с. могут также явиться базами для
сборки на орбите тяжелых КК. За последние годы опубл. ряд
проектов О. о. с. с разл. числом членов экипажа (от 2 — 3 до неск.
десятков чел.) (рис. с. 322).
322 ОБИТАЕМОСТЬ КАБИНЫ
Один из возможных вариантов обитаемой орбитальной станции: 1 — отсек
астрономия, оборудования; 2 — шлюзовый отсек; 3 — приборный отсек}
4 — ядерная энергетич. установка; 5 — антенны; 6 — отсек экипажа;
7 — транспортный КК
ОБИТАЕМОСТЬ КАБИНЫ — возможность длит, существования
и деятельности человека и биокомплекса в герметич. кабине КК. Осн.
условие О. к. — поддержание в ней нормальной жизнедеятельно¬
сти человека в течение любого времени с помощью СЖО искусств,
атмосферы, близкой к земной (см. Атмосфера кабины); необходимо
также обеспечить потребности человека в пище и воде, удаление
отходов жизнедеятельности и др. Имеют значение для О. к. ее
интерьер, наличие связи с Землей и т. д.
ОБЛАКА КОРДЫЛЕВСКОГО — сгущения метеорной пыли в
либрац. точках системы Земля — Луна. Обнаружены польским
астрономом Кордылевским в 1956. По законам небесной механики
окрестности 2 точек (наз. либрационными), лежащих в плоскости
лунной орбиты и образующих вместе с Землей и Луной вершины
2 равносторонних треугольников, являются областями устойчивого
равновесия. Частица метеорной пыли, оказавшаяся вблизи этих
точек, при нек-рых условиях будет совершать в их окрестности по¬
чти периодич. движения. О. К. доступны наблюдению в прозрач¬
ные ночи (сфотографированы Кордылевским в 1961 и астрономами
США — в 1964) как очень слабо светящиеся протяженные пятна.
Пространственная плотность О. К. неск. выше, чем плотность окру¬
жающей межпланетной среды, вероятно на 2—3 порядка. Прохож¬
дение КЛА через О. К., по-видимому, может быть зарегистрировано
с помощью совр. датчиков.
ОБМЫВОЧНЫЕ ОПЕРАЦИИ — удаление остатков ракетнога
топлива, пролитого на обшивку PH или пусковое устройство кос¬
модрома, водой или нейтрализующими растворами. Проводятся с
целью предотвращения коррозионного воздействия топлива на
конструкцию PH и агрегаты стартового оборудования, а такж»
токсичного действия топлива на личный состав стартовой команды.
При качественной конструкции заправочных средств О. о. не тре¬
буются.
ОБЩЕСТВА МЕЖПЛАНЕТНЫХ СООБЩЕНИЙ НЕМЕЦКИЕ 323
ОБОГАЩЕНИЕ ВОДЫ — доведение регенерированной воды в
СЖО до необходимых кондиций питьевой воды. Вода, регенериро¬
ванная различными методами из отходов жизнедеятельности, прак¬
тически приближается по составу к дистиллированной и не содер¬
жит минеральных солей и микроэлементов, присущих природным
водам. Она теряет органолептич. свойства, неприятна на вкус,
плохо утоляет жажду, при длит, употреблении вызывает ряд забо¬
леваний. Обеспечение космонавтов водой, полноценной по химич.
составу и органолептич. свойствам, имеет важное физиологии,
значение. Методы О. в.: пропускание воды через мраморную крош¬
ку с предварит, насыщением углекислым газом (позволяет получить
воду с удовлетворит, органолептич. свойствами, но обогащает ее
только бикарбонатом кальция); применение фильтров с доломито¬
вой крошкой; методы, основанные на использовании обогатит,
таблеток и ионообменных смол, мало разработаны применительно
к космич. полетам, они позволяют улучшить органолептич. свой¬
ства воды, но не дают возможности получить воду, полноценную
по химич. составу. Для длит, полетов наиболее перспективен метод
О. в. при помощи введения в нее концентриров. солевых растворов.
ОБРАТНАЯ КОНДЕНСАЦИЯ криогенного топли¬
ва — превращение парообразного топлива, испаряющегося в топ¬
ливных баках PH на космодроме, в жидкость для компенсации по¬
терь криогенного ракетного топлива. Количество теряемого топлива
может исчисляться т и зависит от размера и формы баков, их
теплоизоляции и времени стояния PH на пусковом устройстве
в заправленном состоянии. В качестве одного из способов борьбы
с потерями дорогостоящего криогенного топлива применяют О. к.
Изучается возможность использования О. к. в космическом полете.
ОБРАТНЫЕ ЗАДАЧИ СПУТНИКОВОЙ МЕТЕОРОЛОГИИ —
определение метеорологии, параметров (темп-pa, давление, влаж¬
ность и т. д.), структурных характеристик и состава земной атмос¬
феры по данным измерений уходящего излучения. Наиболее инфор¬
мативно уходящее длинноволновое излучение, результаты измерений
к-рого могут быть использованы для определения подстилающей
поверхности температуры, высоты облаков, термич. зондирования
атмосферы, а также решения нек-рых др. О. з. с. м. Перспективными
следует считать возможности метеорологии, интерпретации дан¬
ных измерений микроволнового теплового излучения Земли в кос¬
мос. УФ уходящее излучение является индикатором содержания
и вертик. распределения озона в атмосфере.
ОБЩЕСТВА МЕЖПЛАНЕТНЫХ СООБЩЕНИЙ НЕМЕЦКИЕ —
1) Основано в 1927 в г. Бреслау. Во главе стояли М. Валье, Г. Оберт,
И. Винклер. Общество выпускало ежемесячный журнал «Ракета»
(«Die Rakete»). В 1930 оно создало близ Берлина полигон для испы¬
тания ракет и начало изучение ЖРД. 14 марта 1931 была успешно
испытана ракета с ЖРД конструкции Винклера, в мае — ЖРД
для «Мирак» («Минимум ракета»); к концу года было проведено ок.
100 летных испытаний этой ракеты. 2) Основано в 1937 в Кёльне
под назв. «Объединение для полетов в космос» («Vereins fiir Raum-
schiffahrt»). С 1940 начало выпускать журнал «Космос» («Weltraum»).
3) Основано с 1948 в Штутгарте (ФРГ). С 1956 наз. «Нем. общество
ракетной техники и космич. полета» («Deutsche Gesellschaft fiir
Raketentechnik und Raumfahrt»). 4) Основано в 1962^ Задача об¬
щества — способствовать осуществлению мероприятий по иссле-
824 ОБЩЕСТВО ИЗУЧЕНИЯ МЕЖПЛАНЕТНЫХ СООБЩЕНИЙ
дованию космоса, финансируемых и проводимых Министерством*
науч. исследований ФРГ, а также содействовать науч. и тсхнич.
прогрессу в изучении космоса.
ОБЩЕСТВО ИЗУЧЕНИЯ МЕЖПЛАНЕТНЫХ СООБЩЕНИЙ —
образовано в мае 1924 в Москве из секции межпланетных сообще¬
ний при Военно-научном обществе Академии Воздушного флота
им. Н. Е. Жуковского. Президиум общества: Г. М. Крамаров (пред¬
седатель), М. Г. Лейтейзен (секретарь), В. П. Каперский, М. А. Ре-
зунов, М. Г. Серебренников, Ф. А. Цандер и В. И. Чернов. Общества
имело устав, объединяло ок. 200 членов. В его работе принимали
участие К. Э. Циолковский, В. П. Ветчинкин, М. Я. Лапиров-Ско-
бло и др. Общество сплотило вокруг проблем космонавтики усилия
талантливых инженеров, конструкторов и способствовало популя¬
ризации идеи ракетостроения и межпланетных сообщений. Просу¬
ществовало ок. года.
ОГНЕВЫЕ ИСПЫТАНИЯ — испытания РД на рабочих режи¬
мах со сгоранием топлива. Различают стендовые О. и. РД, стендо¬
вые О. и. РД со ступенью ракеты и летные О. и. РД в составе ра¬
кеты (см. Испытание ракетного двигателя).
ОГРАНИЧЕННАЯ КРУГОВАЯ ЗАДАЧА ТРЕХ ТЕЛ — задача
о движении частицы нулевой массы под действием притяжения
2 материальных точек, описывающих круговые орбиты вокруг их
общего центра масс. Такого рода задача встречается, напр., при изу¬
чении движения малой планеты или кометы под влиянием притяже¬
ния Солнца и Юпитера, считая в первом приближении орбиту
Юпитера круговой. Задача имеет также непосредств. отношение
к исследованию движения КЛА в системе Земля — Луна. До сих
пор не получено строгого решения О. к. з. т. т., пригодного для
вычисления координат движущегося тела, однако в небесной меха¬
нике разработаны приближ. методы, позволяющие во многих слу¬
чаях находить достаточно точное решение этой задачи.
ОДНОКОМПОНЕНТНОЕ РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО - жидкое иля
твердое индивидуальное вещество, способное разлагаться или ре¬
комбинироваться в РД с выделением тепла и образованием газо¬
образных продуктов реакции. К О. р. т. относятся эндотермич*
соединения, содержащие одновременно окислит, и горючие элемен¬
ты. Применение О. р. т. упрощает топливную систему РД, но обычна
связано с уменьшением уд. импульса и увеличением взрывоопас¬
ности. К числу О. р. т. относятся перекись водорода, гидразин, ме-
тилгидразин, несимметричный диметилгидразин, нитрометан, окись
этилена и др. Обычно применяются в ЖРД вспомогат. назначения —
рулевых, индивидуальных и др., и для разл. вспомогат. целей,
напр. в газогенераторах для привода турбины ЖРД, Для РДТТ
используется также одноосновное нитроцеллюлозное О. р. т. К
О. р. т. относятся гипотетич. атомарное ракетное топливо и ме-
тастабильнов ракетное топливо.
ОДНОМЕРНОЕ ТЕЧЕНИЕ — течение, в к-ром все параметры
потока зависят только от одной независимой переменной. При
приближ. оценках параметров потоков в ракетных соплах течения
можно считать одномерными, принимая, что все параметры в попе¬
речном сечении потока постоянны.
ОДНООСНАЯ ОРИЕНТАЦИЯ — ориентация КЛА, при к-рой
поддерживается определенное угловое положение одной из его
осей относительно заданных направлений, а расположение двух
ОКИСЬ ФТОРА ЖИДКАЯ 32S
др. осей произвольно. О. о. оказывается достаточной при решении
ряда задач, напр. при ориентации солнечных батарей. При пол¬
ной, или трехосной, ориентации определенное угловое положение
придается всей трем осям К Л А.
ОЗОН ЖИДКИЙ 03 — низкокипящая жидкость фиолетового
цвета с резким запахом, плотность 1,35 г/см3 (—112°), *°Г1Л —192,5°,
/°Кип —111,9°. Очень ядовит, вызывает самовоспламенение мн.
жидких и твердых горючих, нестабилен, весьма взрывоопасен,
особенно в газообразном состоянии, надежные стабилизирующие
средства неизвестны. С О. ж. совместимо большинство конструкц.
материалов, стойких в жидком кислороде. О. ж. как ракетный окис¬
литель значительно эффективнее жидкого кислорода (обеспечи¬
вает большие уд. импульс и плотность топлив), но из-за взрывоопас¬
ности не применяется. Растворы с концентрацией до 24% (по весу)
О. ж. в жидком кислороде не взрываются; однако испарение более
легкокипящего жидкого кислорода и вызванное этим переобога-
щение жидкости озоном могут сделать ее взрывоопасной. Как
окислитель для ЖРД предложен К. Э. Циолковским в 1914;
растворы О. ж. в жидком кислороде разрабатывались в ГДЛ
(1930).
ОЗОНИРОВАНИЕ — применение озона для дезинфекции К К
(атмосферы кабины, питьевой воды и др.), а также минерализации
отходов жизнедеятельности в СЖО. В озонаторах кислород прев¬
ращается в озон под действием тихого электрич. разряда или КВ
составляющей радиации Солнца.
ОКИСЛИТЕЛЬ — компонент ракетного топлива, служащий для
окисления горючего в РД. Поскольку расход О. обычно в 2—4 раза
больше, чем горючего, а свойства применяемых О. сильно разли¬
чаются, то именно тип О. гл. обр. определяет характеристики ра¬
кетного топлива и самого РД. Наиболее часто применяемые жид¬
кие О. — жидкий кислород, азотная кислота, четырехокись азота,
концентрированная перекись 'водорода; твердые О. — хлорат и.
перхлорат аммония и калия, нитраты щелочных металлов и др.
Перспективно применение жидкого фтора, а также нек-рых его
производных.
ОКИСЛЫ АЗОТА — окислители для ЖРД, используемые само¬
стоятельно и в виде раствора в азотной кислоте и др. окислителях.
Широко применяется четырехокись азота.
ОКИСЬ ФТОРА ЖИДКАЯ (моноокись фтора, д и ф-
торид кислорода) OF2 — криогенный окислитель для ЖРД.
Низкокипящая жидкость желтого цвета с неприятным запахом,
плотность 1,52 г/см3 (—145,3°), t°KUn —144,9°, /°пл—223,9°. Очень,
ядовита, продукты сгорания также токсичны. О. ф. ж. менее реак¬
ционноспособна, чем фтор жидкий, не столь агрессивна и корро-
зионно активна, но более токсична. В жидком виде химически до¬
статочно стабильна, в газообразном — образует взрывчатые смеси
с парами воды (смесь паров фтора с влажным воздухом взрыв¬
чата). Топлива с О. ф. ж. менее эффективны, чем с фтором, но пре¬
восходят кислородные. Фтор и О. ф. ж. с жидким водородом обес¬
печивают практически одинаковый макс. уд. импульс, но топливо
с О. ф. ж. на 25% легче. Изучалась в ГДЛ —ОКБ (с начала 50-х гг.)
теоретически и экспериментально на лабораторных ЖРД в сочета¬
нии с различными горючими. Применения не получила, произ-во
ое сложнее, чем фтора.
326 ОЛДРИН
ОЛДРИН (Aldrin), Эдвин (р. 1930, г. Монтклэр, шт. Нью-Йорк)—
летчик-космонавт США, полковник ВВС. В 1951 окончил Боен,
академию США, в 1963 защитил докторскую диссертацию по космо¬
навтике в Массачусетском технология, ин-те. Служил летчиком
в частях ВВС и инструктором по вооружению. Окончил также офи¬
церскую школу Авиац. ун-та. Занимался разработкой проекта
«Джемини». С 1963 — в группе космонавтов Нац. управления по
аэронавтике и исследованию космич. пространства (США). Полет
в космос совершил совместно с Дж. Ловеллом 11—15 ноября 1966
на К К «Джемини-12» в качестве 2-го пилота. За 94 часа 35 мин. было
сделано 59 оборотов вокруг Земли.
16—24 июля 1969 совершил первый исторический полет на Луну
совместно с Н. Армстронгом и М. Коллинзом в качестве пилота лун¬
ной кабины КК «Аполлон-11». Посадка произведена 20 июля 1969
в Море Спокойствия. На лунную поверхность О. вышел из лунной
кабины 21 июля 1969, через 20 мин. после Армстронга. Пробыл на
Луне 21 час 36 мин. После успешного выполнения программы вер¬
нулся на Землю.
ОПОРНЫЕ ОРИЕНТИРЫ — небесные тела, используемые для
ориентации по ним КЛА или для решения навигац. задачи астро¬
номия. методом. О. о. служат Солнце, планеты и наиболее яркие
звезды. Удобный О. о. — яркая звезда юж. полушария Канопус,
расположенная вблизи перпендикуляра к плоскости эклиптики;
при межпланетных перелетах, совершающихся, как правило, в этой
плоскости, угол между линиями, соединяющими КЛА с Солнцем
и' Канопусом, изменяется в небольших пределах, что упрощает
конструкцию астродатчиков. Использование в качестве О. о. сла¬
бых звезд встречает нек-рые технич. трудности (см. Поиск опор¬
ных ориентиров).
ОПРЕССОВКА — проверка герметичности баков, трубопроводов,
соединений и пр. Осуществляется путем наддува сжатым газом,
с регистрацией падения давления, по к-рому судят о наличии не¬
плотностей; место последних определяют, напр., методом обмы-
ливания швов или, что точнее, индикаторами (течеискателями).
ОПТИЧЕСКАЯ СВЯЗЬ — связь между 2 или неск. пунктами на
электромагнитных волнах оптич. диапазона (от 1 мм до 2-10-3 мк).
О. с. перспективна на далекие расстояния за пределами земной
атмосферы, благодаря наличию источников потока лучистой энер¬
гии огромной плотности — лазеров, высокой направленности излу¬
чения и слабого затухания оптич. волн в космич. пространстве.
ОПТИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ПОВЕРХНОСТИ — отно¬
сит. величины, характеризующие способность поверхности тела
поглощать внешние тепловые потоки и излучать тепло. Определе¬
ние значений оптич. характеристик внешней поверхности КЛА
необходимо для поддержания его заданного теплового режима.
Обычно они обеспечиваются соответствующей обработкой поверх¬
ности или нанесением спец, покрытий.
ОР — опытный РД. ОР-1 — первый реактивный двигатель,
созданный Ф. А. Цандером в 1930—31. Работал на бензине и газо¬
образном воздухе от компрессора или баллона, развивал тягу
145 г при расходе воздушно-бензиновой смеси 1,69 г/сек. ОР-2 —
первый ЖРД конструкции Цандера, предназначался для планера
РП-1 конструкции Б. И. Черановского. Топливо — жидкий кисло¬
род с бензином, проектная тяга 50 кг, охлаждение сопла — водой,
«ОРБИТА» 327
камеры сгорания — газообразным кислородом. Изготовлен в ГИРД
в декабре 1932; при первых испытаниях (март — апрель 1933) раз¬
рушался. Учениками Цандера ОР-2 переконструирован, бензин за¬
менен этиловым спиртом для снижения темп-ры газов и облегчения
охлаждения, введена керамич. облицовка камеры, шифр двигателя
изменен на 02.
ОРАНЖЕРЕЯ КОСМИЧЕСКАЯ — часть конструкции К К или
его отсек, в к-ром культивируются высшие растения. В О. к. опти¬
мальные условия засева, роста, развития и сбор урожая высших
растений обеспечиваются устройствами для распределения света,
кондиционированием воздуха, средствами приготовления, распре¬
деления и подачи питат. растворов, сбором тпранспирационной
влаги и т. д. О. к. должна создавать запланированное количество
биомассы высших растений с помощью заранее подобранного видо¬
вого и численного состава популяций высших растений.
ОРБИТА (траектория) — путь, по к-рому движется пла¬
нета, спутник планеты, КЛА и др. Иногда этот термин применяют
в более широком смысле, включая в него и закон, по к-рому дви¬
жется тело.
«ОРБИТА» — наименование первой системы дальней космич.
радиосвязи, созданной в СССР на основе ИСЗ «МолнияЛ». В си¬
стему входят ряд передающих и большое число приемных наземных
пунктов, расположенных в различных районах СССР. К январю
1969 введены в действие пункты под Москвой и Владивостоком,
в Мурманске, Архангельске, Сыктывкаре, Воркуте, Норильске,
Сургуте, Ашхабаде, Фрунзе, Алма-Ате, Новосибирске, Кемерове,
Красноярске, Братске, Иркутске, Улан-Удэ, Чите, Якутске, Ма¬
гадане, Петропавловске-на-Камчатке, Комсомольске-на-Амуре, Бла¬
говещенске, Хабаровске, Южно-Сахалинске. «О.» осуществляет ре¬
трансляцию телевизионных программ, а также двустороннюю теле¬
фонную, телеграфную и фототелеграфную связь между рядом пунк-
Общий вид станции
«Орбита»
328 ОРБИТА ПРОМЕЖУТОЧНАЯ
тов. Параметры орбит ИСЗ «Молния-1» обеспечивают продолжитель¬
ность сеансов связи через каждый ИСЗ 8—10 час. в сутки (при одно-
врем. нахождении на орбитах 3 и более ИСЗ и синхронизации их
движения возможна круглосуточная радиосвязь). Система работает
в диапазоне частот 800—1000 Мгц. Наземные пункты оборудованы
антенными системами типа Кассегрена диаметром 12—15 м, смон¬
тированными на поворотных устройствах, обеспечивающих наведе¬
ние на ИСЗ с точностью до нескольких угловых мин. — по сигна¬
лам аппаратуры программного наведения или автосопровождения.
Усилители приемных трактов — параметрические, имеют шумовую
темп-ру 80°К (при охлаждении). Мощность наземных передатчи¬
ков в номинальном режиме 5 кет, бортового передатчика — 40 вт.
Полоса эффективно передаваемых видеочастот (до 5 Мгц) гаран¬
тирует высокое качество ретрансляции телевизионных программ.
Приемные пункты системы «О.» связаны радиорелейными линиями
-связи с местными телевизионными центрами, что позволяет охватить
центральными телевизионными передачами всю территорию СССР,
включая районы Крайнего Севера, Сибири, Дальнего Востока и Сред¬
ней Азии.
ОРБИТА ПРОМЕЖУТОЧНАЯ — орбита, отличающаяся от кеп-
леровской (см. Невозмущенное движение) и более близкая к истинной
орбите, к-рую в действительности описывает небесное тело. Исполь¬
зуется в небесной механике гл. обр. в тех случаях, когда кепле-
ровская орбита далека от истинной и не дает хорошего прибли¬
жения при определении истинной орбиты.
ОРБИТАЛЬНАЯ ОРИЕНТА¬
ЦИЯ — ориентация, при к-рой
одна ось ИС (ось курса) неизмен¬
но направлена к центру небес¬
ного тела (Солнца, планеты, спут¬
ника планеты), вокруг к-рого
совершается полет, вторая (ось
тангажа) — перпендикулярна пло¬
скости орбиты, а третья (ось
крена) — лежит в этой плоскости
и у кругового ИС совпадает
с касательной к орбите (рис.).
Возможна частичная (одноосная)
О. о., при к-рой указанным обра¬
зом ориентирована только одна
из осей. О. о. — наиболее распро¬
страненный тип ориентации ИСЗ,
применяемый при метеорологиче¬
ских и геофизических исследова¬
ниях. торможении ИСЗ перед его спуском с орбиты, выполнении
маневров и др.
ОРБИТЫ МЕТЕОРОЛОГИЧЕСКИХ СПУТНИКОВ — околозем¬
ные орбиты, избираемые для метеорология. ИСЗ. Эти орбиты обычно
круговые, благодаря чему интерпретация результатов измерений
значительно упрощается. Для глобального обзора земной поверх¬
ности используются квазиполярные круговые орбиты с высотой
порядка 700—1000 км; ИСЗ, выведенный на такую орбиту, прохо¬
дит над заданной точкой земной поверхности всегда в одно и то
Же местное время. Задача непрерывного прослеживания метеоро-
ОРИЕНТИРОВАНИЕ 32»
логич. процессов на больших территориях может быть решена при
помощи метеорология. ИСЗ, выводимых на круговую экваториаль¬
ную стационарную орбиту, при к-рой период обращения спутника
совпадает с периодом вращения Земли вокруг своей оси, и поэтому
спутник «висит» над заданным районом; той же цели может служить
Лунная метеорологическая обсерватория.
ОРИЕНТАЦИЯ КЛА — 1) Определенное угловое положение,
к-рое придается КЛА относительно небесных тел, силовых линий
магнитного и гравитац. полей или иных заданных направлений
в пространстве. В зависимости от назначения КЛА их О. различна:
при астрономия, исследованиях Солнца, Луны или звезд с борта
КЛА необходима его О. на соответствующие небесные тела; связ¬
ной ИСЗ, имеющий направленные антенны, ориентируется антен¬
нами на земные пункты связи; КЛА, снабженные солнечными бата¬
реями, ориентируются рабочей поверхностью батарей на Солнце
и т. д. При сближении двух КЛА в нек-рых случаях требуется их
взаимная О. Типы О. различают по количеству ориентированных
осей аппарата (см. Одноосная ориентация) и др. признакам. 2) Уп¬
равление угловым движением КЛА на участках свободного полета,,
т. е. придание его осям определ. положения относительно заданных
направлений. Системы, выполняющие эту задачу (системы 0.)t
работают в условиях малых возмущающих моментов, действую¬
щих на КЛА, что позволяет использовать в них ряд принципов и
устройств, не применяющихся в др. системах управления (см. Пас¬
сивная система ориентации, Гравитационная система ориентации,
Инерционные исполнительные органы, Электромагнитные испол¬
нительные органы, Реактивные маховые массы).
ОРИЕНТАЦИЯ НАПРАВЛЕННЫХ АНТЕНН — наведение ан¬
тенн КЛА на земные станции командно-измерит. или связного
комплекса путем ориентации всего КЛА или использования под¬
вижных антенн со следящими приводами. О. н. а. позволяет снизить
мощность передатчиков на борту КЛА и увеличивает уровень сиг¬
нала, принимаемого земными станциями; тем самым повышается
дальность и информативность радиосвязи.
ОРИЕНТАЦИЯ РУЧНАЯ — управление угловым положением
КК, выполняемое летчиком-космонавтом на участке свободного
полета. В системах О. р. часто используют вспомогат. автоматич.
устройства, облегчающие пилотирование КК, напр. датчики угло¬
вой скорости, указывающие скорость вращения К К при длитель¬
ном отклонении ручки управления.
ОРИЕНТАЦИЯ СОЛНЕЧНЫХ БАТАРЕЙ — придание плоско¬
сти солнечных батарей КЛА положения, перпендикулярного сол¬
нечным лучам, при к-ром работа батарей наиболее эффективна.
О. с. б. достигается соответствующей ориентацией всего КЛА
или выполняется независимо. В последнем случае батареи соеди¬
няются с корпусом аппарата шарнирно и поворачиваются
к Солнцу спец, приводами, управляемыми по сигналам солнечного
датчика.
ОРИЕНТИРОВАНИЕ (ориентация) человека в
пространстве — имеет важнейшее значение в авиации и
космонавтике на всех этапах полета. Осуществляется с помощью
физиология, механизма взаимодействия зрительного, вестибуляр¬
ного, мышечно-суставного и тактильного анализаторов человека.
В результате анализа целого ряда ощущений в коре головного мозга
330 ОРМ
создается отпечаток (образ) позы человека (т. е. О. отдельных ча¬
стей тела в пространстве, «схема» тела, включая сюда одежду,
обувь, а у летчика и космонавта — спец, снаряжение и скафандр),
его О. по отношению к ДА (взаимосвязь по схеме: «человек — ДА»,
в частности «космонавт — К К») и, наконец, О. человека и ДА,
в трехмерном пространстве по отношению к внекабинным ориенти¬
рам (взаимосвязь по схеме: «человек — ДА — свободное простран¬
ство», или, в частности, «космонавт — КК — космич. простран¬
ство»). Своеобразие условий космич. полета (невесомость, сенсор¬
ная депривация и пр.) создает определенные трудности в О. космо¬
навта. Однако спец, тренировка (парашютные прыжки, полеты на
самолете по параболе, физподготовка) дает положит, эффект, и
космонавты хорошо ориентируются в условиях полета.
ОРМ (опытный ракетный мотор) — обозначение
семейства опытных ЖРД конструкции В. П. Глушко, тягой
от 6 до 300 кг, созданных для работы на разл. низкокипящих
и высококипящих жидких окислителях с жидкими горючими. В
1930—33 в ГДЛ создана серия ЖРД от ОРМ, ОРМ-t до ОРМ-52.
В 1934—38 активом ГДЛ по ЖРД, представлявшим самостоятель¬
ную группу в РНИИ, разработаны ЖРД от ОРМ-53 до ОРМ-102.
Двигатели служили для отработки элементов конструкций, обе¬
спечивающих зажигание, запуск, работу на режиме на различных
жидких топливах, а также для практического использования в РЛА
(напр., ОРМ-50, ОРМ-52, ОРМ-65 и др.).
ОРМ — ЖРД, разработанный и испытанный в ГДЛ в 1931
■(46 стендовых огневых испытаний). Испытывался на монотоп¬
ливе — растворах толуола, бензина в четырехокиси азота. Дви¬
гатель был снабжен сменными соплами, крешерным прибором для
измерения максимального давления, предохранительным клапаном,
электропирозажигательным устройством и др. Использовался для
изучения условий безопасной работы с жидким монотопливом.
Развивал тягу до 6 кг.
ЖРД ОРМ ЖРД ОРМ-9
ОРМ 331
ОРМ-1 — первый сов. экспери¬
ментальный ЖРД, разработанный и
построенный в 1930—31. Топливо —
четырехокисъ азота и толуол; при
испытании на жидком кислороде и
бензине развивал тягу до 20 кг.
Камера двигателя плакирована из¬
нутри медью, охлаждалась водой,
заливавшейся в наружный кожух,
имела набор сопел диаметром отвер¬
стия 10, 15, 20 мм. 6 струйных фор¬
сунок снабжены обратными клапа¬
нами и фильтрами; предназначался
для кратковрем. запусков; состоял
из 93 деталей (рис. с. 376).
ОРМ-9 — экспериментальный
ЖРД для кратковрем. запусков. Испытан в 1932 на жидком кисло¬
роде и бензине, зажигание тротил-пироксилиновой шашкой. Струй¬
ные форсунки расположены в головке камеры сгорания вдоль ее
оси. Стальная цилиндрич. камера, с внутренним диаметром и высо¬
той 90 мм, покрыта изнутри керамич. теплоизоляцией толщиной
10 мм (двуокись циркония или окись магния с растворимым стек¬
лом), сопло плакировано красной медью толщиной 8 мм, диаметр
отверстия сопла 15 мм.
ОРМ-50 — опытный ЖРД тягой 150 кг на азотнокисл отно-керо-
синовом топливе с химич. зажиганием; предназначался для ракеты
05 конструкции ГИРД. Сдаточные испытания прошел в 1933. До¬
пускал многократные испытания. Стальная цилиндрич. камера его-
рания с внутр. диаметром 120 мм охлаждалась внутренней завесой
топлива, крышка камеры и конич. сопло со спиральным оребрениеи
имели регенеративное охлаждение кислотой; диаметр критич. се¬
чения сопла 23 мм. Камера снабжена 4 центробежными форсунками
с обратными клапанами.
ОРМ-52 — наиболее мощный в 30-х гг. ЖРД, разработанный
в ГД Л и прошедший официальные испытания в 1933. Развивал
тягу 250—300 кг; топливо — азотная кислота и керосин, имел хи-
ЖРД ОРМ-50
ЖРД ОРМ-52 (давление в камере сгорания 20—25 ата; коэфф. избытка
окислителя 1,08; давление подачи топлива 40 am; объем камеры сгорания
2,23 л; вес 14,5 кг; уд. импульс
210 сек): а — общий вид; б —
разрез
332 ОРМ
мическое зажигание. Предназначался для разрабатывавшихся
в ГДЛ зенитных ракет РЛА-1, РЛА-2 РЛА-3, морской торпеды и др.
Стальная цилиндрич. камера сгорания со сферич. головкой имела
внутреннее охлаждение завесой топлива, а крышка камеры и сопло
со спиральным оребрением — регенеративное, кислотой. Центро¬
бежных форсунок с обратными клапанами — 6.
ОРМ-65 — ЖРД, разработанный активом ГДЛ в РНИИ, про¬
шел официальные испытания в 1936; наиболее совершенный дви¬
гатель того времени. Топливо — азотная кислота и керосин; тяга
регулировалась в пределах 50—175 кг; уд. импульс 210—215 сек;
пуск двигателя вручную либо автоматический; зажигание с сигна¬
лизацией, пиротехническое с электрозапалом; выдерживал мно¬
гократные (до 50) пуски с наработкой до 30 мин. Давление в камере
сгорания 25 ата. Стальные камеры сгорания (внутр. диаметр 100 мм)
и коническое (20°) сопло (диам. критич. сечения 23 мм) снабжены
спиральным оребрением для регенеративного охлаждения окисли¬
телем. Форсунки — центробежные, по 3 на каждый компонент.
В 1937—38 было осуществлено 30 наземных огневых испытаний
ЖРД ОРМ-65 (тяга
175—50 кг; давление
подачи топлива 35—
8 am; весовое соотно¬
шение компонентов
топлива 3—4, 5; объ¬
ем камеры сгорания
2 л; вес 14 кг): а—об¬
щий вид; б—разрез.
на ракетопланере РП-318-1 конструкции С. П. Королева. В 1940
летчик В. П. Федоров совершил полет на этом ракетопланере с дви¬
гателем, являющимся модификацией ОРМ-65. Крылатая ракета
212 конструкции Королева с ОРМ-65 прошла в 1937—38 13 огне¬
вых испытаний на земле и в 1939 2 в полете.
ОСУШКЛ ВОЗДУХА 333
ОСЕСИММЕТРИЧНОЕ ТЕЧЕНИЕ — течение, обладающее сим¬
метрией относительно продольной оси потока. К О. т. относятся те¬
чения в соплах РД. О. т. — частный случай двумерных течений.
ОСЕЦЕНТРОБЕЖНЫЙ НАСОС — насос, в к-ром перед осн.
центробежным рабочим колесом установлено осевое колесо или
шнек, что способствует улучшению антикавитац. качеств; осн.
насос рд.
ОСИ KJIA — три воображаемые взаимно-перпендикулярные
линии, пересекающиеся в центре масс КЛА и связанные с его кор¬
пусом. Из-за большого разнообразия внешних форм КЛА их О.
не имеют определенных назв., подобных принятым в самолетострое¬
нии (напр., продольная О., поперечная О.). Лишь у ИС, имеющего
орбитальную ориентацию, используют названия О., соответству¬
ющие принятым для такого ИС названиям угловых координат (О.
тангажа, крена, курса).
ОСИ ОРИЕНТАЦИИ — три воображаемые взаимно перпенди¬
кулярные линии, пересекающиеся в центре масс КЛА, с к-рыми
должны совпадать оси КЛА при его нормальной ориентации. О. о.
не связаны с корпусом КЛА и задаются заранее. Выбор О. о. раз¬
личен и зависит от требуемого типа ориентации.
ОСТАТОЧНАЯ УГЛОВАЯ СКОРОСТЬ КЛА — 1) Угловая
скорость КЛА после окончания режима гашения угловой скорости.
В ряде случаев О. у. с. строго ограничивается и, напр., при гра¬
витационной системе ориентации не должна превосходить неск.
сотых долей углового градуса в сек. 2) В системах ручной ориента¬
ции — угловая скорость, лежащая ниже порога чувствительности
датчиков угловой скорости, установленных на КК, и равная наи¬
большей угловой скорости, к-рую может иметь КК при брошенной
ручке управления.
ОСУШИТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА — устройство, входящее в со¬
став компрессорной станции космодрома; обеспечивает осушку
сжатого газа или воздуха до значения относит, влажности, соот¬
ветствующего заданной точке росы. Состоит из системы баллонов
высокого давления, наполненных высоконористым адсорбентом
(силикагелем, алюмогелем, цеолитом и др.), нагреват. устройства
для поочередной регенерации адсорбентов и соединит, трубопро¬
водов с запорной и контрольной арматурой.
ОСУШКА ВОЗДУХА КК — уменьшение влажности воздуха В
герметич. кабине до комфортной. Различают химич., физико-химич.
и физич. методы О. в. Химич. методы основаны на связываний водя¬
ных паров осушающим веществом с образованием новых соединений
или кристаллогидратов; физико-химические — на разл. сорбц. и
хемосорбц. процессах; физические — на использовании охлажде¬
ния воздуха до темп-ры, при к-рой происходит конденсация водя¬
ных паров с образованием жидкой или твердой фазы (льда), диффу¬
зионных процессов и др. Для О. в. обычно применяются твердые осу¬
шители — естеств. (гели) и импрегнированные сорбенты. О. в. ге¬
лями осуществляется путем адсорбции и последующей капиллярной
конденсации влаги в порах, напр. в силикагеле, алюмогеле, ферро¬
геле, активированном угле, цеолитах. Импрегнированные осуши¬
тели готовят из пористых материалов (носителей), на поверхность
к-рых наносят тонкий слой гигроскопич. вещества. Влага из воз¬
духа поглощается слоем этого вещества, а также извлекается путем
капиллярной конденсации в порах носителя.
3.34 ОСЬ МИРА
ОСЬ МИРА — прямая линия, проходящая через центр небесной
сферы и параллельная оси вращения Земли О. м. пересекает небес¬
ную сферу в полюсах мира.
ОТБОР КОСМОНАВТОВ — выбор среди добровольцев лиц,
к-рые с наибольшей вероятностью хорошо перенесут условия дан¬
ного космич. полета, сохранят при этом достаточную работоспособ¬
ность, выполнят полетное задание и без ущерба для здоровья воз¬
вратятся на Землю. О. к. предполагает предвидение переносимости
космонавтом данного космич. полета, основывающееся на анализе
условий полета, оценке состояния здоровья космонавта и его функ¬
циональных возможностей. Сопоставление материалов отбора с дан¬
ными, полученными в космич. полете, и результаты послеполетного-
обследования позволяют оценить правильность прогнозирования
и служат основой для разработки и уточнения программы О. к. и
подготовки последующих космич. полетов.
ОТБОРА ПРОБ БЛОК — устройство для взятия проб компонен¬
тов топлива из заправочной емкости или хранилища топлива. Отбор
неск. л топлива производится через определ. промежутки времени для
исследования химич. состава, определения концентрации, наличия
механич. и химич. примесей. О. п. б. состоит из съемного бачка,
в к-ром собирается проба, трубопроводов и запорных вентилей.
ОТВЕТСТВЕННОСТЬ ЗА УЩЕРБ (в космич. праве) — междунар.
ответственность за ущерб, причиненный космич. объектами на
Земле, в воздухе и в космосе, регламентируется ст. VII Договора
1967. В соответствии с этой статьей каждое государство — участ¬
ник Договора, запускающее космич. объект или предоставляющее
свою территорию или установку для запуска такого объекта, несет
междунар. ответственность за ущерб, причиненный такими объек¬
тами или их составными частями другому государству — участнику
Договора, его физич. или юридич. лицам.
ОТРАЖЕНИЕ РАДИОВОЛН от ионосферы — отражение
от ионосферы падающих на нее радиоволн, обусловленное изме¬
нением направления их распространения в ионосфере вследствие
изменения показателя преломления с высотой. О. р. при вертик.
падении происходит в области ионосферы, где показатель прелом¬
ления обращается в нуль; при наклонном падении О. р. осуществ¬
ляется в области, где в результате рефракции фронт волны начи¬
нает двигаться горизонтально. От ионосферы при определенных
условиях могут отражаться радиоволны с широким диапазоном ча¬
стот от длинных (5—10 км) до верхней границы УКВ (10—15 м
и даже 6 м).
Радиосвязь на дальние расстояния между 2 земными пунктами,
а также между ИСЗ и земным пунктом осуществляется путем мно¬
гократного отражения коротких радиоволн от ионосферы и от Земли.
Траектории радиоволн при распространении на большие расстоя¬
ния могут быть весьма разнообразными, включать отражения от
разл. областей ионосферы (Е, Fx, F2) и даже от неоднородных обра¬
зований в ней, к-рые могут существенно изменять траекторию
волны. На расстоянии, близком к 20 тыс. км от радиостанции, т. е.
равном половине земной окружности, наблюдается т. н. антипод¬
ный эффект; он состоит в увеличении интенсивности радиоволн в ок¬
рестностях антипода. Этот эффект объясняется тем, что радиоволны
как бы стекаются в область антипода, распространяясь по разл.
траекториям.
ОХЛАЖДЕНИЕ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ 335
ОТХОДЫ ЖИЗНЕДЕЯТЕЛЬНОСТИ — вещества, выделяемые
в процессе обмена человеком или др. биологии. объектом в окружаю¬
щую среду. Количество и состав О. ж. тесно связаны с условиями
окружающей среды и потребляемой пищей. Химии, состав О. ж.
весьма сложен, напр. моча содержит более 180 разл. веществ. Во
всех О. ж. количество воды по отношению к общему весу составляет
до 99%, что имеет важное значение при создании системы регене¬
рации воды, при длит, космич. полетах.
ОХЛАДИТЕЛЬ — вещество, служащее для охлаждения камер,
газогенераторов и др. агрегатов РД. В ЖРД в качестве О. в основ¬
ном применяется один из компонентов топлива, напр. керосин,
несимметричный диметилгидразин, перекись водорода, водород,
аммиак и др. О. должен обладать термин, стабильностью в доста¬
точно широком диапазоне темп-p, большой теплоемкостью, жела¬
тельно высокой темп-рой кипения и т. д. Иногда, в частности при
лабораторных испытаниях, в качестве О. используются вспомогат.
вещества, напр. вода (см. Охлаждение ракетного двигателя). В ЯРД
охлаждение реактора и сопла осуществляется рабочим телом (во¬
дородом).
ОХЛАЖДЕНИЕ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ — охлаждение сте¬
нок камеры, газогенератора, лопаток турбин и др. элементов РД
при помощи охладителей или иными способами. Вследствие весьма
высоких удельных тепловых потоков в стенки камеры, а также слож¬
ности создания принудит, движения охладителя в элементах РД
(турбинах, подшипниках и т. д.), О. р. д. — одна из осн. проблем
при проектировании РД. Охлаждение стенок с помощью охладителя
может быть наружным и внутренним. При наружном О. р. д. охла¬
дитель пропускается через рубашку камеры, газогенератора или
др. элемента и охлаждает внутр. стенку, соприкасающуюся с про¬
дуктами сгорания (рабочим телом), без массообмена с последними.
Наружное О. р. д., выполняемое одним из компонентов топлива до
его поступления в зону горения (нагрева и т. д.) или при помощи
промежуточного вспомогат. теплоносителя, охлаждаемого далее
одним из компонентов топлива, является регенеративным. При
регенеративном О. р. д. тепловая энергия, отобранная от стенок,
возвращается в камеру РД (регенерируется), и поэтому отсутствуют
потери тяги, обусловленные охлаждением. Широко применяемое
регенеративное О. р. д. впервые предложено К. Э. Циолковским.
Если О. р. д. осуществляется вспомогат. охладителем и тепло,
отобранное им, не возвращается в камеру или газогенератор РД,
то такое О. р. д. наз. независимым. Оно производится в экспери¬
ментальных и модельных РД при стендовых испытаниях.
Если наружного О. р. д. недостаточно, применяется внутр.
О. р. д., при к-ром пристеночный слой с целью снижения его тем¬
пературы особым расположением форсунок обогащается одним из
компонентов топлива (рабочим телом) либо используется пленочное
охлаждение или транспирационное охлаждение. В ряде случаев
производится О. р. д. без охладителя. Напр., охлаждение кратко¬
временно работающих и термически ненапряженных РД выполня¬
ется при помощи отбора тепла на плавление или сублимацию кон-
трукц материала или слоя спец, вещества, наносимого на стенку
(см. Абляционное охлаждение), или аккумуляцией тепла в стенке.
последнем случае стенки делаются толстыми из материалов с вы¬
сокими теплопроводностью, темп-рой плавления и уд. теплоемкостью.
336 ОХЛАЖДЕНИЕ ТОПЛИВНЫХ КОММУНИКАЦИЙ
О. р. д. или его отдельных элементов в случае небольших уд. теп¬
ловых потоков можно осуществить за счет излучения в простран¬
ство (см. Радиационное охлаждение). Для уменьшения тепловых по¬
токов в стенки РД на них со стороны горячих газов иногда нано¬
сится защитное покрытие из тугоплавких и низкотеплопроводных
материалов.
ОХЛАЖДЕНИЕ ТОПЛИВНЫХ КОММУНИКАЦИЙ - искусств,
понижение температуры заправочных трубопроводов, гидравлич.
арматуры и корпусов насосов заправочной системы космодрома,
а также топливных баков PH до теми-ры, близкой к темп-ре кипе¬
ния используемых низкокипящих или криогенных топлив. Произ¬
водится с целью устранения опасности интенсивного вскипания
топлива при заправке с соответствующим резким повышением дав¬
ления в заправочных магистралях и топливных баках PH. При вне¬
запном резком охлаждении заправочных магистралей и топливных
баков возникают температурные деформации, к-рые могут привести
к потере герметичности системы; кроме того, в теплом насосе соз¬
дается газовая пробка, препятствующая выходу насоса на норм,
режим. Перед заправкой в топливные коммуникации из заправоч¬
ных емкостей под небольшим давлением наддува подается в неболь¬
ших количествах криогенное топливо, к-рое испаряется в заправоч¬
ных магистралях, и газ, сначала перегретый, а в процессе охлажде¬
ния приобретающий все более низкую темп-ру, протекает через баки
PH, выходя в атмосферу через дренажно-предохранит. клапаны
баков. При достижении в заправочной системе и баках темп-ры,
близкой к темп-ре кипения криогенного топлива, операция О. т. к.
заканчивается и начинается заправка PH. О. т. к. применяется
также перед повторными пусками в полете ЖРД, работающих на
криогенном топливе.
ОШИБКИ ОРИЕНТАЦИИ — угловые отклонения осей КЛА
от осей ориентации, обусловленные действующими на КЛА возму¬
щающими моментами и несовершенством системы ориентации. До¬
пустимая величина О. о. зависит от решаемой задачи: при ориента¬
ции солнечных батарей и слабонаправленных антенн КДА допу¬
скают О. о. 10°—15°, при ориентации остронаправленных антенн,
фотографировании поверхности Луны, Земли и ряде др. исследова¬
ний -- 1°—2°, а при выполнении точных маневров и нек-рых астро-
номич. исследованиях — неск. угловых минут и даже секунд.
п
ПАРАБОЛИЧЕСКАЯ СКОРОСТЬ — скорость относит, движе¬
ния двух тел, взаимно притягивающихся по закону всемирного
тяготения, при к-рой движение происходит по параболич. орбите.
II. с. — наименьшая относит, скорость двух притягивающихся тел,
при к-рой они в процессе дальнейшего движения могут разойтись
на бесконечное расстояние. При скорости, меньшей параболич.,
взаимное удаление тел ограничено, относит, движение происхо¬
дит по эллипсу; при скорости, большей параболич., — по гипер¬
боле. П. с. тела у поверхности Земли наз. второй космической
скоростью.
ПАРАБОЛИЧЕСКОЕ ДВИЖЕНИЕ — движение, совершаемое
по параболе. Пример П. д. — нек-рые движения в задаче двух тел.
При изучении движений нек-рых комет П. д. часто используется
в качестве первого приближения.
ПАРАДОКС БЛИЗНЕЦОВ — иллюстрация известного пара¬
докса часов спец, теории относительности, заключающегося в том,
что показания двух первоначально синхронизированных часов, из
к-рых одни покоились, а другие двигались по замкнутому пути, не
совпадают. Соответственно этому, возраст двух близнецов, встре¬
тившихся по возвращении одного из них из космич. путешествия,
окажется различным — путешественник будет моложе в связи с эф¬
фектом замедления времени в движущейся системе. П. б. открывает
теоретич. возможность совершения межзвездных космич. полетов
в течение жизни одного человека.
ПАРАДОКС ЧАСОВ — следствие спец, теории относительности,
согласно к-рому среди бесконечного числа возможных инерциаль¬
ных (движущихся с постоянными скоростями) систем нельзя вы¬
брать преимущественную. С этой точки зрения, темп течения
времени в движущейся системе замедляется пропорционально
(1 _ г;2/с2)-1/2,
где v — скорость движения, с — фундаментальная постоянная (ско¬
рость света). Вследствие этого продолжительность локализованного
процесса, измеренная по предварительно синхронизированным
часам, движущимся с разными скоростями, окажется различной.
Следовательно, в рамках этой теории нельзя абс. образом опреде¬
лить продолжительность к.-л. процесса, в то время как с привычной
физич. точки зрения для каждого явления она должна иметь опре¬
деленное значение. Экспериментальная проверка П. ч. может быть
проведена с помощью ИСЗ.
ПАРАЛЛЕЛЬНОЕ СБЛИ¬
ЖЕНИЕ — сближение КЛА,
при к-ром линия, соединяю- ^
щая оба КЛА, перемещается в
пространстве, оставаясь па¬
раллельной самой себе (см.
рис.). Энергетически П. с. ме¬
нее выгодно, чем сближение
по свободной траектории, но
технически проще реализуется. ^
12 Космонавтика
—
3,18 ПАРАМЕТР ОРБИТЫ
ПАРАМЕТР ОРБИТЫ — см. Элементы орбиты.
ПАРАМЕТРИЧЕСКИЙ УСИЛИТЕЛЬ — усилитель с очень низ¬
ким уровнем шумов, в котором усиление электрических колебаний
в колебат. контуре, настроенном на принимаемую частоту, осуще¬
ствляется за счет энергии генератора электрнч. колебаний др.
частоты, т. н. частоты накачки, периодически изменяющей параметр
(емкость или индуктивность) этого контура. В земных станциях
слежения и связи с ИСЗ, КК или АМС применяются П. у. с изме¬
няющейся емкостью ПП диода в колебат. контуре. Шумовая тем¬
пература П. у. 20°—30° К (при охлаждении до темп-ры жидкого
гелия), коэфф. усиления ок. 40 дб.
ПАРАШЮТНАЯ СИСТЕМА — состоит обычно из неск. последо¬
вательно срабатывающих парашютов — вытяжного, тормозного
и основного. Позволяет осуществлять ступенчатое уменьшение ско¬
рости с заданными перегрузками на КЛА, совершающих посадку
в атмосфере Земли (или др. планет). Ввод П. с. в действие и время
работы каждого из парашютов определяются системой автоматики,
установленной на борту КЛА.
ПАРАШЮТНЫЙ ПРЫЖОК — один из способов приземления
космонавтов при возвращении КК (см. Катапультирование). П. п.
используется также как метод подготовки и тренировки космо¬
навтов на ориентирование в пространстве, а также как способ
изучения эмоционально-вегетативной возбудимости и выработки
волевых качеств для подавления излишнего эмоционального на¬
пряжения.
ПАРОГАЗОГЕНЕРАТОР — агрегат ЖРД для генерирования
парогаза, т. е. нагретой смеси пара и газа (напр., продуктов разло¬
жения перекиси водорода — водяного пара и газообразного кисло¬
рода с темп-рой 450°—1000°). П. служит для тех же целей, что и газо¬
генератор.
ПАРСЕК -г- см. Астрономическая единица.
ПАССАЖНЫЙ ИНСТРУМЕНТ — астрометрич. инструмент, в
к-ром зрит, труба (телескоп) может вращаться в плоскости мери¬
диана или др. вертикальных плоскостях вокруг горизонт, оси,
опирающейся на спец, опоры. Применяется для определения прямых
восхождений звезд и поправок часов.
ПАССИВНАЯ СИСТЕМА ОРИЕНТАЦИИ — система, использую¬
щая для ориентации КЛА внешние силы, создание к-рых не тре¬
бует затрат энергии, запасаемой на борту КЛА. Наиболее распро¬
странены гравитационные системы ориентации. Возможны также
П. с. о., использующие давление солнечного света, солнечный ве¬
тер, аэродинамич. силы, возникающие при полете в верхних раз¬
реженных слоях атмосферы планет, и силы взаимодействия магнит¬
ных масс КЛА с внешним магнитным полем. Достоинства П.с. о. —
отсутствие потребления энергии и практически неограниченный
срок службы. Вместе с тем эти системы имеют малую устойчивость
по отношению к возмущающим моментам, поскольку силовые эф¬
фекты, на к-рых они основаны, очень слабы.
ПАССИВНЫЙ УЧАСТОК — участок, на к-ром движение КЛА
происходит при выключенных двигателях ракеты. Начинается в тот
момент, когда прекращают работу двигатели ракеты. Движение
на П. у. происходит под действием притяжения Земли, Луны, Солн¬
ца, планет, сопротивления верхних разреженных слоев атмосферы
И т. д. (см. Активный участок).
ПЕРВЫЕ СОВЕТСКИЕ ИСЗ 339
ПДК (предельно допустимая концентра-
ц п я) — верхний допустимый гигиеинч. предел содержания в ат¬
мосфере вредных примесей, напр. выделяемых оборудованием и эки¬
пажем К К в атмосферу герметич. кабины. ПДК выражается в объем¬
ных процентах, весовых долях на единицу объема, напр. ПДК
окиси углерода 0,02 г/м3 (см. Токсичность компонентов).
ПЕПЕМЮНДЕ — ракетный полигон, созданный в Германии
в 1937. В 1942 из П. были осуществлены первые запуски жидкост¬
ных ракет V-2 (А-4) дальнего действия. В 1945 полигон был демон¬
тирован; технич. оборудование, а также группа ученых и инжене¬
ров во главе с В. фон Брауном были вывезены в США.
ПЕНТАБОРАН В5Н9 — высококипящее горючее для ЖРД.
Бесцветная легкоподвижная жидкость с неприятным запахом,
плотность 0,63 г/см3 (18°), *°пл —46,9°, г0Киц 58°. Весьма токсичен,
имеет ограниченную термич. стабильность. При обычной темп-ре
стабилен. Самовоспламеняется на воздухе; известны средства по¬
вышения темп-ры самовоспламенения. Не агрессивен по отношению
к конструкц. металлам. Растворяется в углеводородах. С высоко¬
концентрированной перекисью водорода образует высокоэффектив¬
ное ракетное топливо. П. изучается как перспективное горючее
для ЖРД.
ПЕРВАЯ КОСМИЧЕСКАЯ СКОРОСТЬ — наименьшая нач. ско¬
рость, к-рую нужно сообщить телу, чтобы оно стало искусств,
спутником. Равна круговой скорости. П. к. с. различна на разных
высотах. На поверхности Земли П. к. с. ок. 7,91 км/сек (при отсут¬
ствии атмосферы).
ПЕРВЫЕ СОВЕТСКИЕ ИСЗ. Первый в мире совет-
с к и й ИСЗ выведен на орбиту 4 окт. 1957. Вес 83,6 кг, имел форму
шара диам. 580 мм, 4 штыревые антенны длиной 2,4—2,9 м. Аппа¬
ратура и источники электропитания размещались в герметичном
корпусе. Радиопередатчики работали на частотах 20,005 и 40,002 Мгц
(длины волн 15 и 7,5 ж), сигналы радиопередатчиков имели вид теле¬
графных посылок средней длительностью 0,3 сек. Бортовые источ¬
ники электропитания обеспечили работу аппаратуры в течение
3 недель. Нач. параметры орбиты: высота перигея 228 км, высота
апогея 947 км, наклонение 65°, 1. ИСЗ просуществовал как космич.
тело 92 суток, 4 янв. 1958 он вошел в плотные слои атмосферы.
Первый сов. ИСЗ позволил впервые измерить плотность верхней
Первый советский ИСЗ
12*
340 ПЕРВЫЕ СОВЕТСКИЕ ИСЗ
атмосферы (по изменению его орбиты), получить данные по рас¬
пространению радиосигналов в ионосфере, проверить теоретич.
расчеты и основные технич. решения (отработать вопросы выведе¬
ния на орбиту, тепловой режим и др.).
Второй советский ИСЗ — второй беспилотный КЛА,
первый в мире биологический ИСЗ; выведен на орбиту 3 ноября
1957. Представлял собой последнюю ступень PH, на к-рой в ряде
контейнеров размещалась науч. и измерит, аппаратура; в отдель¬
ной герметичной кабине находилось подопытное животное — собака
Лайка. Общий вес аппаратуры, животного и источников электро¬
питания 508,3 кг. На ИСЗ имелись 2 радиопередатчика, телеметрии,
система, программное устройство, науч. приборы для исследования
излучения Солнца и космич. лучей. Системы регенерации и термо¬
регулирования поддерживали в кабине условия, необходимые для
существования животного. Нач. параметры орбиты: высота перигея
225 км, высота апогея 1671 км, наклонение 65°, 1. Второй ИСЗ
просуществовал на орбите до 14 апр. 1958. Проведенные на нем из¬
мерения дали первые науч. сведения о состоянии живого организма
в условиях космич. полета.
Третий советский ИСЗ — первая в мире автоматич.
науч. станция в космосе; выведен на орбиту 15 мая 1958. На ИСЗ
были установлены 12 разл. науч. приборов, многоканальная теле-
Схема размещения аппаратуры
на втором сов. ИСЗ: 1 — защит¬
ный конус, сбрасываемый после
выведения спутника на орбиту;
2 — прибор для исследования
УФ и рентгеновского излучения
Солнца; 3 — сферич. контейнер
с аппаратурой и радиопередат¬
чиками; 4 — силовая рама для
крепления аппаратуры; 5 — гер-
метич. кабина с подопытным
животным
ПЕРЕКИСЬ ВОДОРОДА 341
Схема третьего сов. ИСЗ: 1 — магнитометр; 2 — фотоумножители для ре¬
гистрации корпускулярного излучения Солнца; 3 — солнечные батареи;
4 — прибор для регистрации фотонов в космич. лучах; 5 магнитный и
ионизац. манометры; 6 — ионные ловушки; 7 — электростатич. флюкс-
метры; 8 — масс-спектрометрич. трубка; 9 — прибор для регистрации тя¬
желых ядер в космич. лучах; 10 — прибор для измерения интенсивности
первичного космич. излучения; 11 — датчики для регистрации микро¬
метеоров. Электронные блоки науч. аппаратуры, радиоизмерит. системы,
программно-временное устройство и электрохимии, источники питания
расположены внутри корпуса спутника
метрич. система с запоминающим устройством, радиоаппаратура
для точных измерений орбиты, радиопередатчик «Маяк», система
терморегулирования, программно-временное устройство и др. бор¬
товое оборудование. Вес 1327 кг, длина 3,57 м. Вес науч. и измерит,
аппаратуры 968 кг. Нач. параметры орбиты: высота перигея 226 кму
высота апогея 1881 км> наклонение 65°, 1. ИСЗ просуществовал на
орбите по 6 апр. 1960. С его помощью была проведена широкая
программа исследований околоземного космич. пространства (из¬
мерение давления и состава верхней атмосферы, концентрации за¬
ряженных частиц, космич. лучей, магнитного и электростатич.
поля, метеорных частиц и др.). Проведенные измерения позволили
установить наличие внешней зоны радиационного пояса Земли.
ПЕРЕГРУЗКА — см. Невесомость.
ПЕРЕКИСЬ ВОДОРОДА Н202 — высококипящее однокомпонент¬
ное жидкое ракетное топливо и окислитель; источник парогазоге-
нерации для привода ТНА ЖРД и др. Используется в виде вод¬
ного раствора высокой концентрации (до 99%). Бесцветная жид¬
кость, без запаха, *°кип 152,6°, г°3амерз — 0,89°, плотность 1,46 г!см9.
Аоксична, взрывоопасна, вызывает ожог кожи. П. в. и ее растворы
недостаточно стабильны. В присутствии незначит. количества ката¬
лизирующих загрязнений разложение ускоряется. Медь, серебро,
продукты коррозии железа и др. являются катализаторами разло¬
жения. Для повышения устойчивости вводятся стабилизаторы.
Нек-рые горючие самовоспламеняются с П. в. Под действием высо¬
кой темп-ры или катализатора разлагается на кислород и воду
(парогаз) с выделением тепла; темп-pa парогаза зависит от концентра¬
ции П. в.: 560° С — 80% концентрации, 1000° С — 99% концентрации.
342 ПЕРЕЛЬМАН
Как окислитель применяется с керосином; перспективно использо¬
вание П. в. совместно с пентабораном и гидридом бериллия. Пред¬
ложена В. II. Глушко для ЖРД в 1930 (ГДЛ).
ПЕРЕЛЬМАН, Яков Исидорович (1882—1942) — сов. ученый,
популяризатор идей реактивного движения и межпланетных путе¬
шествий. В 1909 окончил Петербургский лесной ин-т. С 1919 —
пре н од а в а те л ь физики. Инициатор законопроекта о переводе в Рос¬
сии часовой стрелки на час вперед в целях сбережения топлива для
освещения (1917). Автор многих научно-популярных книг. Среди
них: «Занимательная физика» (кн. 1—2, 1913—16, 17 изд., 1965);
«Занимательная геометрия» (1935, 11 изд., 1959); «Межпланетные
путешествия» (1915, 10 изд., 1935). Принимал активное участие
в работе ЛенГИРД. Имя П. присвоено кратеру на обратной стороне
Луны. (Портрет, с. 301).
ПЕРЕОХЛАЖДЕНИЕ криогенного топлива-
искусств. понижение темп-ры криогенного топлива на неск. граду¬
сов ниже его точки кипения. Заправка и дозирование переохлаж¬
денного топлива облегчаются из-за отсутствия кипения; при стоя¬
нии PH на пусковом устройстве в заправленном состоянии и во
время полета нет потерь на испарение. П. может быть осуществлено
неск. способами. Заправляемый компонент пропускается через те¬
плообменник, омываемый хладагентом с более низкой темп-рой,
чем темп-pa кипения топлива (напр., кислород пропускается через
змеевик, опущенный в ванну с жидким азотом, имеющим темп-ру
кипения —196°, или же змеевик охлаждается газообразным гелием,
охлажденным до —200°). При др. способе заправленный в PH ки¬
пящий компонент топлива циркулирует по кольцу: бак PH — цен¬
тробежный насос — холодильная газовая машина с гелиевым ци¬
клом — бак, причем в холодильной машине и происходит П. ох¬
лажденным до —200° газообразным гелием (оба эти способа наз.
прямым охлаждением). П. криогенного топлива вакуумированием:
отсасывая из газовой подушки над уровнем топлива в емкости пары
топлива, в ней создают вакуум, к-рому соответствует более низкая
темп-pa кипения топлива, вследствие чего оно начинает интенсив¬
но испаряться, и за счет скрытой теплоты испарения испарившейся
части топлива снижается темп-pa оставшегося топлива. Этот способ
иногда применяется для переохлаждения жидкого кислорода и азо¬
та, но связан с большими потерями жидкости на испарение.
ПЕРЁХВАТ — сближение двух КЛА, при к-ром задано только
расстояние, на к-рое они должны сблизиться, а их относит, скорость
в момент встречи не ограничивается. Военное назначение П. — уни¬
чтожение КЛА противника.
ПЕРИГЕЙ — ближайшая к центру Земли точка орбиты Луны,
ИСЗ или к.-л. др. небесного тела, движение к-рого рассматривается
относительно Земли.
ПЕРИГЕЙНОЕ РАССТОЯНИЕ — расстояние между перигеем
орбиты небесного тела и центром Земли.
ПЕРИГЕЛИЙ — ближайшая к центру Солнца точка орбиты
планеты, кометы, ИСС или к.-л. др. небесного тела, движение
к-рого рассматривается относительно Солнца.
ПЕРИГЕЛИЙНОЕ РАССТОЯНИЕ — расстояние между периге¬
лием орбиты небесного тела и центром Солнца.
ПЕРИОД ОБРАЩЕНИЯ — промежуток времени, в течение к-ро¬
го небесное тело совершает полный оборот вокруг центрального тела.
ПИТАНИЕ КОСМОНАВТА 353
ПЕРИОДИЧЕСКОЕ ДВИЖЕНИЕ — движение тела, при к-ром
(чо положение в пространстве и скорость повторяются черев нек-рые
равные промежутки времени. Более точно, если для момента t и
момента t + Т координаты тела и его составляющие скорости при¬
нимают одни и те же значения, то движение будет периодическим
с периодом, равным Т. Примером П. д. могут служить эллиптич.
движения в задаче двух тел.
ПЕРИСЕЛЕНИЙ — ближайшая к центру Луны точка орбиты
ИСЛ или к.-л. др. небесного тела, движение к-рого рассматривается
относительно Луны.
ПЕРИЦЕНТР — точка орбиты небесного тела, ближайшая к
центральному телу. См. Перигей, Перигелий, Периселений.
ПЕТРОПАВЛОВСКИЙ, Борис Сергеевич (1898-1933) — сов.
инженер-артиллерист, конструктор ракетных снарядов на бездым¬
ном длительно горящем порохе. С 1929 работал в Газодинамической
лаборатории, в 1930—31 был ее начальником. Осн. соавтор ракет¬
ных снарядов для реактивных установок «Катюша», прославлен¬
ных в Великую Отечественную войну 1941—45. Имя П. носит
кратер на обратной стороне Луны. (Портрет, с. 301).
ПИРОЛИТИЧЕСКИЙ ГРАФИТ — ориентированный графит (ал¬
лотропия. форма углерода с высокой температурой сублимации —
ок. 4000° С и большой теплотой сублимации — ок. 5550 ккал/кг),
откладывающийся в процессе пиролиза, т. е. термич. разложения
метана при его нагреве выше 2000° С. Применяется отложение П. г.
на обычном графите для защиты поверхности сопел РД и др.
ПИРОТЕХНИЧЕСКОЕ ЗАЖИГАНИЕ — воспламенение топлива
в РД при помощи пиропатронов, горящих в камере сгорания (газо¬
генераторе) в течение неск. сек. и дающих факел газов с высокой
темп-рой. Применяется в РДТТ и в ЖРД, работающих на несамо-
воспламеняющихся компонентах топлива.
ПИСТОЛЕТ ОПРЕССОВОЧНЫЙ — приспособление для опрес¬
совки, т. е. проверки герметичности стыков трубопроводов топлив¬
ных и др. магистралей путем создания необходимого давления в оп-
рессовочной камере, расположенной между уплотнит, прокладками
соединения. Состоит из баллона со сжатым воздухом, газового редук¬
тора, пистолета с игольчатым клапаном и манометра, регистрирую¬
щего давление в камере. На конце ствола пистолета имеется резино¬
вое уплотнит, кольцо, герметизирующее место соединения ствола
со штуцером, подводящим сжатый газ в опрессовочную камеру.
ПИТАНИЕ КОСМОНАВТА — научно обоснованный рацион кос¬
монавта в полете, соответствующий его физиология, потребностям,
определенный экспериментально в лабораторных условиях и непо¬
средственно в полете. При установлении П. к. изучаются особен¬
ности обмена веществ и потребность в пище при воздействии отдель¬
ных факторов космич. полета (ускорения, гиподинамии, изоляции
и др.), а затем и их комплекса; в результате определяются калорий¬
ность рациона, его химия, состав и оптимальное соотношение между
разл. веществами (белками, углеводами, жирами, минеральными
веществами и витаминами).
П.к может осуществляться либо за счет запасов продуктов на
оорту КК, либо продуктами, непосредственно получаемыми СЖО
на борту (см. Воспроизводство пищи). В первых же космич. полетах
было установлено, что человек в состоянии невесомости может
нормально принимать пищу и пить воду, что позволило разработать
Uk ЙЙТАТЕЛЬНЫЙ РАСТВОР
основы П. к. при длительности полета в неск. суток. Энергетич.
ценность рациона составляла 2500—2700 ккал в сутки. На КК «Во¬
сток» и «Восток-2» в рацион входили пюреобразные продукты в
тубах, из к-рыхпища выдавливалась непосредственно в полость рта.
В дальнейшем ассортимент используемых продуктов значительно
увеличился. В состав рациона были включены натуральные про¬
дукты — котлеты, жареное мясо, телятина, куриное филе, говяжий
язык, мясное пюре, пирожки с килькой, бутерброды с икрой, све¬
жие фрукты, соки, кондитерские изделия. С целью облегчения
Приема пищи и во избежание образования крошки в условиях
Невесомости продукты приготовлялись в виде небольших кусочков,
долек, ломтиков. Для удлинения сроков хранения изготовление и
упаковка рациона проводились по спец, технология, схеме в строго
асептич. условиях. Продукты были упакованы в пакеты из дубли¬
рованной целлофан-полиэтиленовой пленки, к-рые после вакууми¬
рования герметизировались. Использование таких рационов воз¬
можно лишь в полетах продолжительностью до 7—10 суток; с удли¬
нением сроков полета рационы могут быть составлены только из
консервир. продуктов. При полетах длительнее месяца рационально
осуществлять регенерацию воды на борту КК и комплектовать за¬
пасы пищи из обезвоженных продуктов; такие продукты можно по¬
лучать методами тепловой и сублимационной сушки, сохраняющими
исходный объем, цвет, вкус, запах, а также биология, свойства
продуктов, тогда как вес их уменьшается в 3—5 раз. Обезвоживание
продуктов является одновременно и их консервированием. Боль¬
шинство обработанных т. о. продуктов могут сохраняться в обыч¬
ных условиях в течение 1 года, с понижением же темп-ры срок хра¬
нения соответственно увеличивается. Высушенные продукты можно
брикетировать. При добавлении воды они легко восстанавливаются.
ПИТАТЕЛЬНЫЙ РАСТВОР — раствор, содержащий необходи¬
мые для роста растений элементы минерального питания, вносимые
в виде неорганич. солей; в отдельных случаях может содержать
также мочевину, используемую как источник азота. Состав и кон¬
центрация П. р. для биокомплекса СЖО КК могут быть различ¬
ными в зависимости от вида растений или штамма водорослей,
способа их выращивания, а также требований, предъявляемых
к качеству и биохимия, составу биомассы. Наиболее распространена
для выращивания водорослей питат. среда, содержащая в 1 л ра¬
створа 5 г азотнокислого калия, 2,5 г сульфата магния, 1,25 г од-
нозамещенного калиевого фосфата и 3 мг сульфата железа; кроме
того, к П. р. добавляются микроэлементы — медь, цинк, бор, мо¬
либден, ванадий и др.
ПЛАЗМА — ионизированный газ с достаточно высокой концен¬
трацией заряженных частиц, обладающий свойством квазиней¬
тральности, т. е. содержащий практически одинаковые количества
положит, и отрицат. зарядов. Образуется при сильном нагреве, в
электрич. разряде и др., является рабочим телом электромагнитных
РД, играет важную роль при термоядерных исследованиях. П. —
осн. форма существования вещества в космосе (звезды, туманности).
ПЛАЗМЕННЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — см. Электромаг¬
нитный ракетный двигатель.
ПЛАНЕТА — см. Солнечная система.
ПЛАНЕТНАЯ ЭКСПЕДИЦИЯ — полет КК с экипажем к пла¬
нете с посадкой на ее поверхность и последующим возвращением
ПЛУТОН 345
па Землю. П. э. — сложная науч. и техннч. задача. В относительно
недалеком будущем технически станет возможна П. э. на Марс.
ПЛАНЕТОГРАФИЯ — научная дисциплина, изучающая при¬
роду планет Солнечной системы. По целям и содержанию П. —
космич. аналог физич. географии.
ПЛАНЕТОИДЫ — см. Малые планеты.
ПЛАНЕТОЛОГИЯ — наука о планетах; область знаний, вклю¬
чающая сведения о физич. особенностях, химич. составе, внутр.
строении планет как земной, так и юпитерианской группы. П. в уз¬
ком смысле изучает планеты земной группы и их спутники с мор-
фоте ктонич. точки зрения. При исследовании состава и структуры
веществ, слагающих поверхности планет, широко используются аст-
рофизич. методы — поляризационный, альбедо- и колориметриче¬
ский, люминесцентный, радиоастронометрический.
ПЛАНИРУЮЩИЙ СПУСК — спуск КЛА с торможением атмо¬
сферой планеты при движении его по траектории планирования;
при этом на спускаемый аппарат, кроме силы аэродинамич. сопро¬
тивления и силы притяжения к планете, действует также аэроди¬
намич. подъемная сила, возникающая вследствие наличия у аппа¬
рата угла атаки и аэродинамического качества. Преимущество П. с.,
по сравнению с баллистич. спуском, — меньшие значения макс,
перегрузки и возможность нек-рого маневрирования.
ПЛЕНОЧНОЕ ОХЛАЖДЕНИЕ — один из способов охлаждения
стенок камер, газогенераторов и др. агрегатов РД. Применяется
для защиты стенок от высоких удельных тепловых потоков, когда
внешнего охлаждения недостаточно, и для защиты стенок при
химич. воздействии горячих газов (см. Охлаждение ракетного дви¬
гателя). Для П. о. обычно используется горючее, к-рое подается
через щели или отверстия в стенке и образует пленку. По мере
движения горючее в пленке испаряется, поглощая при этом скрытую
теплоту испарения и тепло, идущее на перегрев. Поступая в погра¬
ничный слой, эти пары увеличивают его толщину и уменьшают
теплоотдачу. После испарения и разрушения пленки образуется
газовая завеса с более низкой темп-рой, чем у газов набегающего
потока, также защищающая стенки.
ПЛЕЧО ТЯГИ реактивного двигателя ориен¬
тации — см. Реактивный двигатель ориентации.
ПЛОЩАДКИ ОБСЛУЖИВАНИЯ — горизонтальные опорные
площадки с ограждениями, располагаемые в период подготовки КЛА
к пуску у каждого яруса обслуживания КЛА для размещения прибо¬
ров, приспособлений и людей, выполняющих операции по подго¬
товке КЛА к пуску. П. о. — элементы агрегатов обслуживания, а
также установщиков и пусковых систем космодрома. Они бывают
неподвижными и подвижными, выдвижение их в рабочее положение
возможно в горизонтальном и вертикальном направлениях. П. о.
обеспечивает круговой подход ко всем линиям данного яруса обслу¬
живания или же к люкам, расположенным в ограниченном сек¬
торе. Иногда П. о. полностью изолированы от внешней среды и на
них подается кондиционированный воздух. Количество ярусов
т^более0^^71* ^ верхние П. о. иногда располагаются на высо-
самая удаленная, девятая по порядку от Солнца
Солнечной системы. Ср. расстояние от Солнца 39,75 а. е. д.
(о,947 млрд, км), величины эксцентриситета орбиты (0.,253) и на¬
346 ПНЕВМОКЛЛПЛНОВ БЛОК
клона ее к эклиптике (17°8') превышают соответствующие элементы
всех др. больших планет. Время обращения по орбите 247,7 года,
средняя скорость по орбите 4,7 км!сек. П. желтее Солнца, альбедо
0,14. П. меняет блеск с периодом 6,39 суток (период обращения его
вокруг оси). Темп-pa в подсолнечной точке 60° К. Наличие атмосфе¬
ры не исследовалось. Масса П. определялась по возмущениям орби¬
ты Нептуна: 5,5 X 1027 г = 0,925 земной. Диск П. телескопически
не наблюдается, его диаметр оценен по покрытиям звезд в пределах
6,8 — 2 тыс. км (наиболее вероятный — 5,5 тыс. км, что в сочетании
с оценкой массы приводит к самой высокой для планет средней
плотности — 50 г/см3). Если полагать плотность П. нормальной,
то масса П. получается малой и сильные возмущения орбиты Неп¬
туна следует приписать неоткрытой гигантской трансплутоновой
планете, поиски к-рой почти безнадежны. Оценки ускорения силы
тяжести и 2-й космич. скорости на П. неизвестны. Спутники П. не
найдены.
ПНЕВМОКЛАПАНОВ БЛОК — комплекс пневматич. клапанов,
расположенных на одной панельной стойке и предназначенных
для централизов. управления системой или частью операций к.-л.
системы.
ПНЕВМОРАЗЪЕМОВ БЛОК — совокупность размещенных в
общем корпусе разъемов пневмосистемы стартовой или технич.
позиции. Герметично стыкуется с ответным блоком PH и соединяет
бортовую и наземную пневмосистемы, обеспечивая подачу на борт
PH сжатых газов, а также контроль давления в разл. емкостях
PH. Количество газовых трубопроводов, подводимых к борту PH,
может достигать неск. десятков, поэтому иногда пневмо разъемы
этих трубопроводов объединяют в неск. блоков. Для дистанц. сты¬
ковки П. б. с ответными блоками PH в период предстартовой под¬
готовки и отстыковки их при пуске PH применяют механизмы сты¬
ковки.
ПНЕВМОЩИТЫ заправочной системы — панели
с пневмоарматурой для дистанц. управления технология, опера¬
циями заправки PH топливом и сжатыми газами и проверки пнев-
могидравлической схемы PH на космодроме. Арматура П.: запор¬
ные клапаны, газовые редукторы, электропневмоклапаны и мано¬
метры, регистрирующие давление. П. бывают стартовые, заправоч¬
ные, сливные и вспомогательные. Стартовый П. предназначен для
подачи управляющего газа к различным пневмоклапанам ракетной
двигательной установки и бакового отсека PH, заправки баллонов
PH сжатым газом, создания начального наддува в топливных баках,
подвода охлажденного воздуха для охлаждения приборного отсека
и горячего воздуха для обогрева двигательного отсека PH. Запра¬
вочный П. подает управляющий газ к электропневмоклапанам и
исполнит, органам гидроарматуры при операциях заправки PH
топливом. Сливной П. подает управляющий газ к пневматич. упра¬
вляющим органам гидроарматуры, участвующей в операциях слива
топлива из баков PH и заправочных коммуникаций. Вспомогатель¬
ный П. предназначен для управления наддувом заправочных емко¬
стей и выдавливания ракетного топлива из основных и сливных
емкостей.
ПНЕВМОЩИТЫ респверной — комплекс щитов для уп¬
равления приемом сжатых газов от станции газоснабжения и подачи
их к местам потребления. Оси. П. — зарядные щиты азота и воздуха,
ПОДВЕСНЫЕ БАКИ 347
щиты подачи воздуха и азота, щит управляющего воздуха и ряд
технология, щитов азота и воздуха. Зарядные II. предназначены
для зарядки сжатым газом секций баллонов ресиверной станции,
дренажа сжатого газа и контроля его влажности в зарядных маги¬
стралях и баллонах. Выдающие П. подают сжатый газ высокого
давления на щит управляющего воздуха и технология. П. Редук¬
торы щита управляющего воздуха снижают давление сжатого воз¬
духа до необходимого и подают воздух к П. автоматики, располо¬
женным в помещениях хранилищ горючего и окислителя. Техноло¬
гия. П. предназначены для приема газа высокого давления, посту¬
пающего из баллонов ресиверной, редуцирования его до необходи¬
мого давления и подачи сжатого газа на П. старта, заправочный,
слива и вспомогательный.
ПОБЕДОНОСЦЕВ, Юрий Александрович (р. 1907) — доктор
технических наук, профессор, Лауреат Гос. премии (1941), член-
корреспондент Международной академии астронавтики (1968).
Участвовал в 1931 в орг-ции МосГИРД, в 1932 перешел на постоян¬
ную работу в ГИРД. Здесь бригадой П. была осуществлена первая
в нашей стране сверхзвуковая аэродинамическая труба, разрабо¬
таны и впервые испытаны в полете прямоточные воздушно-реак¬
тивные двигатели (на твердом горючем). В PH И И II., продолжая
работы в области ПВРД, разрабатывал теорию пороховых ракет¬
ных двигателей и внес вклад в создание «Катюш». (Портрет, с. 372).
ПОВОРОТНЫЙ МЕХАНИЗМ — устройство для разворота на за¬
данный угол поворотной части пусковой системы при наведении PH
по азимуту. Осн. элементы П. м. — зубчатый венец, коренная шес¬
терня, редуктор и привод. В П. м. используют ручной, моторный
и синхронно-следящий приводы, последний — в системах с авто-
матич. наведением PH по азимуту. При моторном приводе (с элект-
рич. или гидравлич. моторами) параллельно ставят и дублирующий
ручной.
ПОГЛОЩЕНИЕ РАДИОВОЛН средой, в к-рой они распро¬
страняются, зависит от электрич. свойств среды и от длины волны
(частоты). В тропосфере П. р. заметно на длинах волн короче 5 см
(особенно на 1,5 и 0,5 см) и растет с уменьшением угла наклона ан¬
тенны к поверхности Земли и при осадках. П. р. в ионосфере проис¬
ходит лишь на волнах, близких к критическим (на волнах длиннее
критич. — полное отражение). Поэтому для космич. радиосвязи
нежелательно применение волн короче 5 см и длиннее 3 м.
ПОГЛОЩЕНИЯ ИЗЛУЧЕНИЯ КОЭФФИЦИЕНТ — отношение
количества поглощенной тепловой энергии к энергии лучистого
потока, падающего на данную поверхность. Применительно к сол¬
нечному излучению называется коэфф. поглощения солнечной ра¬
диации. Путем специальной обработки или нанесения соответст¬
вующих покрытий внешней поверхности КЛА придаются необхо¬
димые для обеспечения его теплового режима значения П. и. к.
ПОДАЧА ТОПЛИВА — подвод топлива из баков в камеру сго¬
рания (нагрева) РД (см. Вытеснительная подача топлива, Насосная
подача). Разрабатываются методы подачи твердых компонентов топ¬
лива.
ПОДВЕСНЫЕ БАКИ — топливные баки ракеты, подвешиваемые
внутри несущего корпуса топливного отсека, воспринимающего
вне^шпе силовые нагрузки. Конструкция узлов подвески зависит
от формы баков и размещения силовых элементов внешней оболочки
848 ПОДОГРЕВАТЕЛЬ-ЗАПРАВЩИК ПЕРЕКИСИ ВОДОРОДА
топливного отсека. Использование П. б. в ракетах иногда оправдано
и только при двигательных установках с насосной подачей топлива.
Изготовляются И. б. из тонких металлических листов с утолще¬
ниями в местах крепления узлов подвески.
ПОДОГРЕВАТЕЛЬ-ЗАПРАВЩИК ПЕРЕКИСИ ВОДОРОДА -
передвижной агрегат наземного оборудования для транспортировки
высококонцентрированной перекиси водорода, подогрева до задан¬
ной темп-ры или поддержания ее и подачи в бак К Л А.
ПОДПИТКА — периодич. дозаправка баков КЛА криогенным
топливом с помощью подпитчика для компенсации испаряющегося
топлива в процессе стоянки КЛА в заправленном виде на пусковой
системе космодрома.
подпитчик — заправочный агрегат, периодически осуществ¬
ляющий подпитку и восполняющий потери криогенного топлива
от испарения в баках КЛА. Имеет термоизолированную емкость,
систему автоматич. управления подпиткой и комплект трубопрово¬
дов с запорной и контрольной арматурой и шлангами. Топливо по¬
дается с помощью насосной установки или методом вытеснения.
Система управления П. связана с системой контроля уровня бака
КЛА и автоматически включает и выключает подпитку. Когда уровень
топлива в баке опускается ниже нормы вследствие испарения части
топлива, то в систему управления П. поступает командный сигнал,
подпитка включается и топливо с малым расходом поступает в бак
КЛА, по достижении же топливом заданного уровня выдается ко¬
мандный сигнал на прекращение подпитки. Перед пуском система
подпитки отключается от КЛА.
ПОДСТИЛАЮЩЕЙ ПОВЕРХНОСТИ ТЕМПЕРАТУРА — темп-ра
земной поверхности, определяемая по данным измерений уходящего
длинноволнового излучения в окнах прозрачности атмосферы при
помощи метеорологич. ИСЗ. Определение П. п. т. основано на ее
тесной связи с уходящим длинноволновым излучением, поскольку
трансформация излучения поверхности атмосферой в окнах проз¬
рачности мала (при отсутствии облаков). Обычно используются окна
прозрачности 8—12 мкм или 3,5—4,2 мкм; для исключения влияния
атмосферы применяются эмпирич. графики, связывающие разность
измеряемой с ИСЗ радиац. темп-ры и П. п. т. с абс. значением ра-
диац. темп-ры. Точность подобного метода может достигать 1°—2°.
ПОДЪЕМНАЯ СИЛА — аэродинамич. сила, действующая на
КЛА, движущийся в атмосфере, перпендикулярная направлению
полета КЛА. При управляемом спуске с торможением в атмосфере
можно управлять движением КЛА путем изменения направления
или величины П. с., варьируя углы крена или тангажа спускае¬
мого аппарата. Напр., при угле крена, равном 0°, П. с. направ¬
лена вверх и уменьшает скорость снижения, при угле, равном 180°,
она обращена к поверхности планеты и увеличивает скорость
снижения, а при движении со скоростью, превышающей круго¬
вую, не позволяет КЛА удаляться от поверхности планеты и удер¬
живает его в пределах атмосферы.
ПОДЪЕМНЫЙ МЕХАНИЗМ — механизм пусковой системы,
предназначенный для подъема и опускания опорных элементов, на
к-рые устанавливаются КЛА; перемещением этих элементов произ¬
водят вертикализацию, подъем и опускание КЛА, а также подвод
опорных элементов к КЛА при его установке на пусковую систему.
Число П. м. может быть равно 3, 4, 6, 8 и более и зависит гл. обр.
ПОКАЗАТЕЛЬ АДИАБАТЫ 349
от конструкции опорной части КЛА. П. м. делятся на мсханнч. (дом¬
краты винтового типа) и гидравлнч. (гидродомкраты, гидромеханич.
опоры). Для приведения в действие П. м. используют ручной (дуб¬
лирующий), моторный или синхронно-следящпй приводы, послед¬
ний — в системах с автоматич. вертикализацисй КЛА.
ПОЗИЦИОННЫЙ ДАТЧИК (в системах ориентации и угло¬
вой стабилизации) — прибор, определяющий угловые отклонения
осей КЛА от заданных направлений. Физич. принципы работы П. д.
систем ориентации достаточно разнообразны (см. Астродатчик,
Построитель вертикали, Гироскопическая орбита, Ионный датчик
ориентации). В системах угловой стабилизации функции П. д.
в большинстве случаев выполняют гироскопы (единичные позицион¬
ные гироскопы или более сложные устройства, напр. гиростабили-
зированные платформы).
ПОИСК ОПОРНЫХ ОРИЕНТИРОВ — один из начальных эта¬
пов процесса ориентации КЛА, целью к-рого является захват
опорных ориентиров автоматич. позиционными датчиками ориента¬
ции или визиром космонавта. П. о. о. выполняется различно в за¬
висимости от выбранных опорных ориентиров. Наиболее прост
поиск Солнца, а также поиск близлежащей планеты (напр., Земли
с низколетящего ИСЗ); от др. небесных тел такая планета отли¬
чается своими большими угловыми размерами, занимая значит,
часть полной сферы обзора. При поиске ярких звезд руководствуются
тем, что число их невелико (всего 20 звезд первой величины), а
взаимное расположение и положение относительно Солнца в каждый
данный момент точно известно. Наиболее надежно эта задача реша¬
ется с участием пилота-космонавта (см. Ручное управление).
ПОЙНТИНГА - РОБЕРТСОНА ЭФФЕКТ - эффект светового
давления, заключающийся в том, что вследствие аберрации света
частица, обращающаяся вокруг Солнца, получает на лобовую по
направлению движения часть больше радиации, чем на тыльную,
тогда как переизлучает она солнечную энергию изотропно (т. е.
одинаково во всех направлениях). Благодаря П. — Р. э. частица
постепенно приближается к Солнцу по спиралеобразной кривой,
что равноценно движению частицы в нек-рой сопротивляющейся
среде. Для крупных тел П. — Р. э. практически неощутим. Однако,
напр., космич. пылинка с плотностью, равной 1 г/сле3, и радиусом
в 0,01 мм, начав движение в районе земной орбиты, «снизится» по
спирали на поверхность Солнца из-за П. — Р. э. за 7 тыс. лет.
В окрестностях земной орбиты П. — Р. э. равноценен движению в
сопротивляющейся среде с плотностью 10~16 г/см3, что приходится
учитывать для тех КЛА, у к-рых отношение площади поверхности
к массе близко к 1 см2/г (напр., надувных ИСЗ типа «Эхо»).
ПОКАЗАТЕЛЬ АДИАБАТЫ расширения газа в ра¬
кетном сопле — величина, условно определяемая по урав¬
нению адиабатич. течения, связывающего давление и плотность газа
в камере сгорания (нагрева) и в выходном сечении сопла. Плотность
газа (или соответственно давление) определяется с учетом процес¬
сов оиссоциации и рекомбинации. Уравнение адиабаты справедливо
для газа, имеющего постоянный химич. состав, и в рассматривае¬
мом случае условно распространяется на расширение газа перемен¬
ного химич. состава. Поэтому расчет параметров по уравнениям
газодинамики, основанным на указанном уравнении адиабаты,
можно производить лишь для грубых оценок. П. а., определенный
350 ПОЛЕЗНЫЙ ГРУЗ
этим способом, применяется при профилировании ракетного сопла,
т. к. в этом случае ошибка оказывается несущественной.
ПОЛЕЗНЫЙ ГРУЗ — находящиеся на борту ракеты отсеки и ус¬
тройства, непосредственно определяющие целевое назначение. П. г.
у боевых ракет — головная часть ракеты, содержащая боевой заряд
и аппаратуру управления его действием. П. г. космич. ракет — КО.
«ПОЛЕТ» — наименование первых в космич. технике сов.
маневрирующих ИСЗ, снабженных спец, аппаратурой и системой
двигательных установок, обеспечивающих изменение высоты и
плоскости орбиты в полете. На борту ИСЗ были установлены также
науч. аппаратура, телеметрич. система и радиопередающие устрой¬
ства. «П. -1» запущен 1 ноября 1963. Исходная орбита имела вы¬
соту перигея 339 км, высоту апогея 592 км. После ряда маневров пе¬
решел на орбиту с высотой апогея 1437 км. «П.-2» запущен 12 апр.
1964. В результате проведенных на орбите маневров высота перигея
изменилась с 310 км до 236 км, высота апогея с 500 до 465 км, на¬
клонение орбиты — с 58° до 60°.
ПОЛНОТА СГОРАНИЯ — величина, характеризующая степень
превращения топлива в продукты полного сгорания (напр., угле¬
рода топлива в С02, водорода — в Н20 и т. д.). П. с. определяет
долю потенциальной химнч. энергии топлива, перешедшую в тепло¬
вую в процессе сгорания в РД. Неполнота сгорания вызывается:
диссоциацией компонентов продуктов сгорания, избытком одного из
компонентов топлива по сравнению со стехиометрия, составом,
.наличием дополнит, расхода компонентов топлива на внутр. охла¬
ждение, неудовлетворит. смесеобразованием и т. п. Часто пониже¬
ние П. с., обусловленное диссоциацией и отличием от стехиометрия,
состава топлива, рассматривается отдельно от остальных потерь.
В частности, при определении величины полноты давления коэффи¬
циента эти потери не учитываются.
ПОЛНОТЫ ДАВЛЕНИЯ КОЭФФИЦИЕНТ — отношение дей¬
ствие удельного импульса давления (расходного комплекса) к тео¬
ретическому (см. Термодинамический расчет ракетного двигателя),
вычисленному для тех же значений избытка окислительных элемен¬
тов коэффициента и давления
в камере (точнее давление тормо¬
жения в критич. сечении сопла).
П. д. к. характеризует совершен¬
ство процессов сгорания в камере:
он увеличивается при возраста¬
нии полноты сгорания (пропор¬
ционально корню квадратному из
темп-ры сгорания). Обычно П. д. к.
равен 0,96—0,99.
ПОЛУПАССИВНАЯ СИСТЕ¬
МА ОРИЕНТАЦИИ — система
ориентации, комбинирующая
принципы работы пассивной и
активной систем ориентации,
напр. гравитационно-гироскопич.
П. с. о. ИСЗ, в к-рой гравита¬
ционный момент ориентирует одну
из осей ИСЗ по местной земной
вертикали, а ориентация двух
ПОЛЯРНОЕ СИЯНИЕ 351
других осей выполняется одним или неск. силовыми гироскопами.
Благодаря использованию гравптац. момента эта система проще и
экономичнее активной системы ориентации, решающей такую же
задачу; с др. стороны, применение элементов активной системы
(гироскопов) облегчает решение нек-рых проблем, возникающих
при создании чисто пассивной гравитационной системы, наир,
проблемы высококачеств. демпфирования угловых колебаний ИСЗ
(рис., с. 350).
ПОЛЮСЫ МИРА (Северный и Южный) — две точки
в Северном и Южном полушариях небесной сферы, в к-рых ее пе¬
ресекает ось мира.
ПОЛЯРИЗАЦИЯ РАДИОВОЛН — зависит от типа антенны ра¬
диопередатчика и определяется положением вектора электрич. поля.
При линейной П. р. вектор электрич. поля в случае распростра¬
нения радиоволн в открытом пространстве остается параллельным
самому себе, при круговом — вращается с частотой радиоволн,
оставаясь постоянным по величине, при эллиптич. — вращается
так же, как и при круговой, изменяясь одновременно по величине.
Вращения плоскости поляризации наблюдается при распростране¬
нии радиоволн в магнитном поле в ионосфере, при излучении радио¬
волн вращающимся ИСЗ, КК и АМС. Оно может вызвать пропада¬
ние радиосигналов при приеме на антенны с линейной поляриза¬
цией или ослабить их до 3 дб при приеме на антенны с круговой по¬
ляризацией.
ПОЛЯРНОЕ СИЯНИЕ — повышенное эмиссионное излучение
верхней атмосферы и сопровождающий его комплекс явлений. Воз¬
никает при вторжении в земную атмосферу энергичных протонов
и электронов, а также при быстрых колебаниях интенсивности гео¬
магнитного поля (генерации магнитогидродинамич. волн, погло¬
щаемых в ионосфере). Во время П. с. наблюдается повышение иони¬
зации в нижней ионосфере.
Известно 3 осн. типа П. с., к-рые могут в той или иной мере со¬
провождать друг друга. При П. с. первых 2 типов в земную атмосфе¬
ру на высотах 100—200 км вторгаются огромные количества элек¬
тронов с энергией в неск. кэв (1-й тип) и протонов с энергией в сотни
эв (2-й тип). Они вызывают в области Е ионосферы сильную, очень
неоднородную ионизацию и интенсивную эмиссию нейтральных и
ионизированных молекул и атомов атмосферы при относительно
небольшой интенсивности магнитогидродинамич. волн. В случае
П. с. 3-го типа преобладает интенсивный разогрев верхней атмо¬
сферы магнитогидродинамич. волнами с эмиссией, в основном, ато¬
марного кислорода 6300 А при относительно небольшой интенсив-
ности вторгающихся малоэнергичных протонов и электронов и
слабой эмиссии, создаваемой этими частицами. Во всех случаях на
высоте ниже 100 км в область D ионосферы проникают электроны
с энергией в неск. десятков кэв, они создают там повышенную иони¬
зацию, сопровождаемую интенсивным поглощением радиоволн. В
первых 2 случаях макс, вторжение заряженных частиц имеет место
волизи 67° геомагнитной широты. Эта область наз. зоной П. с. и
имеет овальную форму. П. с. 3-го типа наблюдаются на значительно
оолее низких геомагнитных широтах. Преобладающее излучение
в и. с. этого типа — эмиссия кислорода 6300 А. Формы свечения,
паолюдаемыс визуально, зависят от типа П. с. Наибольшее много-
ооразие форм отмечается в П. с. 1-го типа. Длительность П. с. — от
352 ПОМЕХИ РАДИОПРИЕМУ
десятков минут до неск. суток. Иногда в околополюсные области
выше 67° геомагнитной широты через неск. десятков минут после
солнечных хромосферных вспышек в слой D ионосферы проникают
протоны и электроны с энергией в неск. Мэе, увеличивая там
ионизацию, сопровождаемую поглощением радиоволн; это так наз.
П. с. в приполюсной области. Природа П. с. интенсивно иссле¬
дуется.
ПОМЕХИ РАДИОПРИЕМУ — электромагнитные колебания и
волны случайного характера, искажающие принимаемые радио¬
сигналы. Разделяются на внутренние — шумы радиоприемника, и
внешние, воздействующие извне на антенну или по цепям электро¬
питания: от соседних по частоте радиопередатчиков, помехи радио¬
приему промышленные, шумы космоса, шумы атмосферы и шумы
Земли. П. р. от соседних по частоте радиопередатчиков ослабляются
выбором частот принимаемых сигналов, значительно отличающихся
от мешающих, и электрич. фильтрами в радиоприемниках. Действие
шумов ослабляется увеличением мощности принимаемых радиосиг¬
налов и выбором спец, схем, способов обработки принятых радио¬
сигналов, сужением полосы пропускания частот радиоприемника,
эффективным кодированием передаваемых сообщений и др. мето¬
дами. Борьба с П. р. имеет наибольшее значение в земных радио¬
станциях, принимающих очень слабые сигналы от К Л А.
ПОМЕХИ РАДИОПРИЕМУ ПРОМЫШЛЕННЫЕ — вызываются
работой тех. электрич. установок, приборов и сетей, в к-рых воз¬
никает электрич. дуга или искра (электросварка, электрозажигание
двигателей и др.). Проявляются в основном на радиовещат. диапа¬
зонах волн, но могут мешать приему слабых радиосигпалов, посы¬
лаемых с космич. объектов на КВ и УКВ. Для ослабления их дей¬
ствия земные станции радиосвязи располагают вдали от пром.
предприятий, электросетей, автомоб. дорог и т. д. Подавляют П. р. п.
спец, электротехнич. и радиотехнич. устройствами гл. обр. в месте
возникновения. Нек-рые виды П. р. п. возможно подавлять и в месте
приема.
ПОПЛАВКОВЫЙ ГИРОСКОП — гироскоп, подвес к-рого выпол¬
нен в виде поплавка, погруженного в жидкость с уд. весом, равным
среднему уд. весу поплавка. Т. к. при этом обеспечивается раз¬
грузка чувствит. осей от веса поплавка и сил инерции, развиваю¬
щихся при ускоренном движении, то П. г. обладает малым уходом
и стойкостью по отношению к вибрациям и перегрузкам, возника¬
ющим при работе РД.
ПОПОВИЧ, Павел Романович (р. 1930, пос. Узино Киевской
обл.) — летчик-космонавт СССР, полковник. Герой Советского Сою¬
за. Чл. КПСС с 1957. Окончил индустриальный техникум на Урале,
получив диплом техника-строителя. В 1954, по окончании воен.
авиац. училища, стал воен. летчиком. В 1968 окончил Военно-воз¬
душную инженерную академию (Москва). С 1960 в отряде космонав¬
тов. 12—15 авг. 1962 совершил групповой космич. полет совместно
с А. Г. Николаевым. Пилотируемый П. космич. корабль «Восток-4»
за 70 ч. 44 мин. облетел вокруг Земли 48 раз, пройдя расстояние
ок. 2 млн. км.
ПОПУЛЯЦИЯ — совокупность одного вида особей растений
или животных, занимающих определ. область ареала, т. е. место
обитания. Вероятный состав П. биокомплекса КК — одноклеточ¬
ные водоросли, дрожжи, отдельные виды высших растений и т. д,
ПОРТАЛ УСТАНОВЩИКА 353
ПОРИСТЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ — пористые электроды и др. детали,
предназначенные для выполнения и интенсификации разл. физико-
м:>:::ч. и электрохимия, процессов в СЖО, энергоустановках и др.
системах КЛА. Разсптая внутр. поверхность П. э. позволяет осу¬
ществлять с высокой интенсивностью процессы, действит. скорость
к-рых мала, а проницаемость П. э. для жидкости и газа дает воз¬
можность уменьшить ограничения, связанные с низкой скоростью
диффузии реагентов (к электродам электролизера, в зону реакции
абсорберов и десорберов и др.). В системах с проточными пористыми
электродами сравнительно просто, без применения спец, селектив¬
ных мембран и диафрагм, могут быть разделены электродные про¬
дукты, продукты абсорбции и десорбции путем отсасывания их
через поры. П. э. обеспечивают проведение физико-химич. процессов
в условиях невесомости, однако для построения надежно работаю¬
щей системы на П. э. требуются дополнит, исследования условий
капиллярного равновесия, массообмена и транспортировки жид¬
кости и газа через П. э.
Металлич. П. э. изготовляются спеканием в водородной среде
свободно насыпанного в форму металлич. порошка (свободное спе¬
кание); спеканием в водородной среде нанесенного на сетчатую
или перфорированную ленту водного шлама из металлич. порошка
(шламовое спекание); спеканием в водородной среде металлич.
порошка, уплотненного между валками, с порообразующим аген¬
том или без него (валковое спекание); прессованием металлич.
порошка с порообразующим агентом с последующим их спеканием
в водородной среде. Свободное спекание дает высокую пористость
(от 50 до 90%), однако получаемые при этом П. э. недостаточно про¬
чны и обладают значит, электрич. сопротивлением. Использование
в качестве центральной опоры П. э. перфорированных пластинок
или сеток увеличивает прочность, укрепляет связи частиц металлич.
порошка и приводит к ослаблению высокого внутр. сопротивления.
Шламовое спекание применяется для нанесения пористой массы на
гладкие пластины, в этом случае порошок сохраняется в виде сус¬
пензии, и может использоваться пороноситель. Валковое спекание
служит гл. обр. для получения требуемых изделий в больших коли¬
чествах, на пористость в значит, степени оказывают влияние диа¬
метр и скорость валков; при обеспечении равномерного распределе¬
ния порошка между валками можно получать изделия с однородным
распределением пор; максимум достигаемой пористости равен 60%.
Прессование из порошка с добавкой порообразующих агентов в спец,
формах и последующее спекание в водородной или к.-л. другой ней¬
тральной среде широко применяются при разработке П. э. спец, ус¬
тановок (электролизеров, абсорберов, десорберов, топливных элемен¬
тов и др.).
ПОРОХ — см. Твердое ракетное топливо.
ПОРОХОВОЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — см. Твердотоплив¬
ный ракетный двигатель.
ПОРТАЛ УСТАНОВЩИКА — П-образная (портальная) метал¬
локонструкция, шарнирно закрепленная на раме установщика
портального типа, используемого на космодроме. В верхней
части П. у. смонтированы блочные устройства, через к-рые пере¬
кинуты тросы полиспастной системы. Перед работой П. у. гидро-
домкратами поднимают в вертикальное положение; в этом положе¬
нии он выполняет функции опорной стрелы для тросов полиспаст-
354 ПОСАДОЧНЫЙ ИМПУЛЬС
ной системы, обеспечивающей подъем тележки с PH в верти¬
кальное положение.
ПОСАДОЧНЫЙ ИМПУЛЬС — импульс, сообщаемый КЛА перед
спуском на поверхность небесного тела. Величина П. и. зависит
от метода спуска. При спуске с торможением в атмосфере он может
быть относительно небольшим, напр. для ИСЗ достаточен П. и.,
изменяющий скорость на 100—200 м/сек. Для спуска на крупные
небесные тела, лишенные атмосферы, требуется значительный П. и.,
позволяющий погасить практически полную скорость КЛА относи¬
тельно посадочной поверхности, напр. при спуске на Луну с около¬
лунной круговой орбиты необходимо погасить ок. 1500 м/сек. Энер¬
гетически наиболее выгодное направление П. и. не всегда совпадает
с направлением касательной к орбите КЛА, т. е. с направлением
тормозного импульса.
ПОСТРОИТЕЛЬ ВЕРТИКАЛИ — бортовой прибор ИС, опре¬
деляющий направление на центр планеты, вокруг к-рой обращается
ИС. Работа П. в. может быть основана на разл. физич. принципах:
радиолокации поверхности планеты, оптич. методах, эффекте экра¬
нирования планетой потока космич. лучей, определении направле¬
ния силовых линий гравитац. поля планеты и др. Один из наиболее
распространенных видов П. в. — инфракрасная вертикаль.
ПОТЕНЦИАЛ ПРИТЯЖЕНИЯ — нек-рая функция от коорди¬
нат точки пространства, характеризующая данное поле тяготения;
ее частные производные по координатам равны проекциям силы
притяжения материального тела на соответствующие оси.
ПОТЕРИ В СОПЛЕ на неравномерность исте¬
чения — потери тяги и удельного импульса из-за наличия в по¬
токе в выходном сечении сопла поля скоростей, имеющих разл.
величины и направления, поля темп-p и т. п. Достигают 1 — 3%.
ПОЯС ИГОЛОК — образуется вокруг Земли массой тонких
медных или вольфрамовых проволочек небольшой длины, выброшен¬
ных из контейнера ИСЗ; может быть использован как ретранслятор
пассивный с ненаправленным рассеянием в РРЛ связи. Для связи
между любыми наземными пунктами достаточно 2 П. и. — в эква¬
ториальной и полярной плоскостях — на высоте ок. 4000 км. Срок
службы П. и. — неск. лет. П. и. надежен и дешев, но рассеивает
малую часть энергии радиосигналов и обладает малой предельной
скоростью передачи сообщения. П. и. могут быть опасны для ИСЗ.
ПРАВОВОЕ ПОЛОЖЕНИЕ НЕБЕСНЫХ ТЕЛ — комплекс меж-
дунар. правовых проблем, возникающих в связи с освоением госу¬
дарствами Луны и др. небесных тел. Правовой режим Луныидр.
небесных тел должен определяться в соответствии с нормами и прин¬
ципами космического права. Свобода науч. исследования и исполь¬
зования Луны и др. небесных тел должна иметь свои пределы и
ограничения, установленные нормами космич. права. Договор 1967
в ст. IV предусматривает запрещение устанавливать ядерное ору¬
жие и любые др. виды оружия массового уничтожения на небесных
телах, а также создавать там воен. базы, сооружения и укреп¬
ления, испытывать любые типы оружия и проводить воен. маневры.
Для определения П. п. н. т. важное значение имеет принцип запре¬
щения их нац. присвоения. Государство, создавшее н.-и. станцию
или поселение на Луне или др. небесном теле, в силу своей ответ¬
ственности за все, что там происходит, несомненно, должно осуще¬
ствлять юрисдикцию в отношении находящихся на станции или
ПРЕОБРАЗУЮЩИЕ УСТРОЙСТВ Л
Я Г) Г)
н поселении свои х граждан, а также всех происходящих там событий,
что представляет собой одно на проявлении! гос. суверенитета.
Однако это не оаначает распространения гос. суверенитета на небес¬
ное тело в целом, что было бы равноценно его нац. присвоению.
В лап. литературе, посвященной правовому статусу Луны и др.
небесных тел, нередко выдвигаются аргументы в пользу их передачи
под управление ООН пли к.-л. другой международной органи¬
зации. Земной опыт не говорит, однако, в пользу таких пред¬
ложении.
ПРЕДОТВРАЩЕНИЕ ВРЕДНЫХ КОСМИЧЕСКИХ ЭКСПЕРИ¬
МЕНТОВ (в космич. праве) — комплекс международноправовых
мер, исключающих возможность осуществления в космич. про¬
странстве таких действий, к-рые могут нанести ущерб делу изуче¬
ния и использования космоса в мирных целях или затронуть инте¬
ресы всего человечества. В Договоре 1967 этому вопросу посвящена
ст. IX. Известно, что на орбитах вокруг Земли вращаются различ¬
ные КЛА и др. объекты, большинство из к-рых уже выполнило свои
задачи и не имеет никакой науч. ценности. В целях предотвращения
засорения космоса такими «мертвыми» объектами представляется
желательной договоренность государств относительно сокращения
до минимума количества космич. объектов, потерявших науч. и
практич. значение и продолжающих движение по орбите вокруг
Земли. Такого сокращения можно было бы добиться путем догово¬
ренности относительно удаления «мертвых» объектов из космоса.
Сюда же следует отнести вопрос о прекращении радиопередач с
борта космических объектов после выполнения ими своего назна¬
чения.
Предотвращению радиоактивного заражения космоса в значит,
мере содействовали заключение Московского договора о запреще¬
нии испытаний ядерпого оружия в трех средах и договоренность
между СССР и США о невыводе на орбиту ядерного оружия и др.
видов оружия массового уничтожения, подтвержденная резолюцией
Генеральной ассамблеи ООН [1884 (XVIII)]. При условии строгого
соблюдения государствами вытекающих из этих междунар. доку¬
ментов обязательств опасность заражения космоса радиоактивными
продуктами будет значительно уменьшена. Однако необходимо при¬
нятие дальнейших мер по изучению и предотвращению подобного
заражения в связи с перспективой использования ЯРД на КЛА,
а также ядерных энергетич. установок.
ПРЕДСТАРТОВАЯ ПОДГОТОВКА — совокупность операций по
подготовке КЛА к пуску. Начинается после установки КЛА на
пусковую систему космодрома и включает: вертикализацию КЛА
и наведение его по азимуту, проведение предстартовых испыта¬
ний, заправку компонентами топлива и сжатыми газами.
ПРЕЛОМЛЕНИЕ РАДИОВОЛН (рефракция) — искривле¬
ние пути распространения радиоволн в физически неоднородных
средах. Явление П. р. характерно, напр., для атмосферы планет.
П. р. необходимо учитывать при измерении угловых координат,
скорости и дальности космич. объектов. Эффект П. р. может быть
использован при косвенных исследованиях атмосферы планет. П. р.
в атмосфере изменяется во времени.
ПРЕОБРАЗУЮЩИЕ УСТРОЙСТВА (усилительно*
п р е о б р а з у ю щ и е устройства, счетно-решаю*
356 ПРИБОРНАЯ ДОСКА
н и я — устройства, служащие промежуточным авеном между чцл-
ствителъпыми элементами и исполнительными органами в системе
управления К Л А. Основные функции П. у.: усиление сигналов
чувствит. элементов, преобразование этих сигналов к виду, пригод¬
ному для управления исполнит, органами; построение комбинаций
сигналов неск. чувствит. элементов и выполнение над ними логич.
и математич. операций. При сложности операций и высоких требо¬
ваниях к их точности в качестве П. у. могут применяться бортовые
электронные цифровые вычислит, машины.
ПРИБОРНАЯ ДОСКА КК — входящая в состав пульта космонав¬
та панель с измерит, приборами и индикаторами, контролирующими
состояние и работу систем КК: стрелочными приборами, числовыми
указателями, светящимися транспарантами, контрольными лампоч¬
ками и др. На П. д. кораблей-спутников обычно размещается также
Приборная доска КК
«Восток»
глобус, вращающийся по определенной программе и позволяющий
определять география, положение КК в каждый момент времени.
ПРИБОРНАЯ РАМА — силовая конструкция для крепления
бортовых приборов и оборудования К Л А. Обычно изготовляется
из легких сплавов (алюминиевых, магниевых), устанавливается в
приборном отсеке или кабине космонавта. Размещение приборов на
раме обеспечивает более удобный доступ к ним и позволяет про¬
изводить комплексную проверку приборов и оборудования перед
установкой П. р. с приборами в отсек К Л А.
ПРИБОРНЫЙ ОТСЕК — отсек К Л А, предназначенный для раз¬
мещения радиоэлектронного, электротехнич. бортового оборудова¬
ния, науч. приборов, источников электропитания и др. На КК П. о.
делается обычно герметическим и заполняется нейтральным газом
(азотом) при давлении, близком к 1 ата, что создает благоприятные
условия для работы аппаратуры. Стабильный температурный режим
в П. о. обеспечивается системой терморегулирования.
ПРИВЕДЕННАЯ СИЛА твердого топлива — энерге-
тич. характеристика ракетного топлива, произведение темп-ры
сгорания при постоянном давлении на газовую постоянную продук¬
тов горения. Удельный импульс пропорционален корню квадрат¬
ПРОЕКТ «ОЗМЛ» .157
ному из П. с. Уд. импульс точнее характеризует энергетич. качества
топлива.
ПРИВЕДЕННАЯ СКОРОСТЬ — отношение скорости потока к
скорости звука в критическом сечении сопла; важный параметр
газодинамики сопла. П. с. может быть выражена через Маха число.
ПРИЗЕМЛЕНИЯ СИСТЕМА — бортовая система спускаемого
аппарата КЛА, обеспечивающая требуемые условия посадки на
поверхность Земли по скорости и перегрузкам в момент приземле¬
ния. П. с. обычно включает парашютные системы, автоматику по¬
дачи команды для их открытия на заданной высоте, механизмы для
ввода парашютов и их отцепки, устройства амортизации кресел
космонавтов и др. элементы. В нек-рых случаях П. с. снабжены
также спец. РД для полного торможения спускаемого аппарата
в момент приземления (см. Мягкая посадка).
ПРИСАДКИ к топливу — небольшие количества раз л.
веществ, добавляемые к ракетному топливу для придания ему желат.
характеристик, напр. увеличения стабильности (стабилизаторы),
уменьшения коррозионного воздействия на металлы (ингибиторы),
снижения жидких компонентов, улучшения прокачиваемости,
увеличения реакц. способности компонентов (улучшения пусковых
свойств, равномерности, устойчивости и полноты сгорания), иногда,
напротив, для уменьшения реакц. способности и др.
ПРОГАР АГРЕГАТОВ ДВИГАТЕЛЯ — образование дефектов
стенок камеры, газогенератора РД, газоводов и др. (сквозных отвер¬
стий, подплавлений) под действием продуктов сгорания топлива
(рабочего тела). Развитые П. а. д. способны вывести РД из строя.
ПРОГРАММА УГЛА ТАНГАЖА — заранее заданное и строго
контролируемое системой управления изменение угла между про¬
дольной осью PH и плоскостью местного горизонта на активном
участке полета. Изменение угла происходит в пределах от 90° (на
стартовом участке полета) до значений, близких к нулю (в конце
активного участка).
ПРОГРАММНЫЙ ПОВОРОТ — изменение ориентации КЛА
на строго определенные углы. Возможен П. п., при к-ром заданы
только начальное и конечное угловые положения КЛА (иногда
также время перехода из одного положения в другое), и П. п.,
когда угловое положение в каждый момент времени должно соответ¬
ствовать заданной программе. П. п. применяется при выполнении
сложных маневров КЛА, а также при проведении нек-рых науч.
исследований (напр., для расширения полосы захвата при фото¬
графировании облачного покрова Земли).
ПРОЕКТ «ОЗМА» — программа поисков сигналов от внеземных
цивилизаций, осуществленная в мае — июле 1960 Нац. радиоастро¬
номии. обсерваторией в Грин-Банк (Зап. Виргиния, США) под руко¬
водством Ф. Дрейка. Проект назван в честь сказочной царицы
страны Оз. Поиск велся 27-метровым радиотелескопом с высокоста¬
бильным узкополосным (100 гц) супер гетеродинным приемником и
осуществлялся близ длины волны излучения атомарного водорода
21 см (1420,4 Мгц) в диапазоне частот 400 кгц. Антенна была на¬
правлена на звезды т Кита и е Эридана, у к-рых можно подозревать
наличие планетных систем. Аппаратура позволяла обнаружить
искусств, сигнал с полосой частот меньше 100 гц и мощностью
больше 1013 вт. Сигналов искусств, характера принято не было.
358 ПРОЕКТИРОВАНИЕ ОРБИТ
ИСЗ «ГГротон-1, -2, -3»: 1 — панели солнечной батареи; 2 — герметич. корпус;
3 — датчики системы индикации положения осей ИСЗ в пространстве;
4 — внешняя оболочка; 5 — антенны; 6 — химич. источники тока
ПРОЕКТИРОВАНИЕ ОРБИТ — выбор орбит КЛА с целью наи¬
более полного решения осн. задачи запуска при наиболее экономном
использовании технич. средств.
ПРОТИВОМЕТЕОРНАЯ ЗАЩИТА — средства, применяемые для
уменьшения вероятности пробоя герметичной оболочки К К метеор¬
ными частицами (см. Метеорная опасность). П. з. оказывается
необходимой при большой длительности полета (многие месяцы) и
больших размерах КК, а также при его попадании в интенсивные
метеорные потоки. Наиболее эффективное средство П. з. для КК,
предназначенных для дальних космич. полетов, — установка тон¬
ких металлич. экранов снаружи, на нек-ром расстоянии от герметич¬
ной оболочки корабля. При попадании метеорной частицы в экран
она дробится и теряет кинетич. энергию.
К П. з. относятся также: разделение кабины КК на отдельные от¬
секи, секционирование жидкостного радиатора-излучателя (напр.,
для ядерной энергетич. установки), создание систем отыскания и
;заделкп пробоин и др. На совр. КК, совершающих полеты по око¬
лоземным, окололунным орбитам продолжительностью до неск.
недель, спец. П. з. не предусматривается ввиду малой вероятности
метеорного пробоя.
ПРОТИВОПОЖАРНАЯ ЗАЩИТА СТАРТА - защита PH от
случайного возгорания пролитых компонентов топлива в газоотво¬
дящих лотках стартового сооружения космодрома путем создания
кольцевой водяной завесы, а также ликвидации пожара на поверх¬
ности стартового сооружения струями воды, подаваемыми из лафет-
«ПРОТОН» 359
пых пожарных стволов к очагам огня. П. з. с. состоит из насосцых
агрегатов, всасывающего и напорного коллекторов, бассейна с тех¬
нология. водой, гидроарматуры, кольцевого коллектора водяной
завесы, лафетных стволов и системы дистанц. управления и конт¬
роля. Кольцевой коллектор, расположенный на пусковом устрой¬
стве и окружающий PH, имеет ряд насадок для создания водя¬
ной завесы. Лафетные стволы способны подниматься и опускаться
в вертикальной плоскости и поворачиваться влево и вправо; ма¬
невр лафетных стволов осуществляется силовой гидропередачей,
управляемой дистанционно. Управление лафетными стволами,
открытием и закрытием гидравлич. вентилей с электрич. и элек¬
тромагнитным приводом — также дистанционное с пульта управ¬
ления.
«ПРОТОН» — наименование серии сов. тяжелых исследователь¬
ских ИСЗ с науч. оборудованием для изучения космич. лучей и вза¬
имодействия с веществом частиц сверхвысоких энергий.
«П.-l» запущен 16 июля 1965, «П.-2» — 2 ноября 1965, «П.-З» —
6 июля 1966. Вес каждого «П.» (рис., с. 358) с оборудованием, раз¬
мещенным на последней ступени PH, 12,2 га, вес комплекса науч. ап¬
паратуры 3,5 га. Их орбиты имели высоту перигея 190 км при высоте
апогея ок. 630 км. В состав науч. аппаратуры входил ионизацион¬
ный калориметр для изучения частиц с энергией до 1013 эв. «П.-4»
(рис., с. 360) запущен 16 ноября 1968. Оборудован новым уникальным
комплексом науч. аппаратуры, позволившим расширить диапазон
исследуемых энергий до 1015 эв (рис.). Вес «П.-4» без последней
ступени PH ок. 17 га, вес комплекса науч. аппаратуры 12,5 га.
Орбита «П.-4» имела высоту перигея 255 км при высоте апогея 495 км.
На ИСЗ серии «П.» изучались энергетич. спектр и химич. состав
частиц первичных космич. лучей, интенсивность и энергетич. спектр
Комплексы научной аппаратуры
ИСЗ «Протон -1, -2, -3» (справа) и «Протон-4»
360 «ПРОТОН»-РН
ИСЗ «Протон-1, -2, -31 — панели солнечной батареи; 2 — герметичный
корпус; 3 — датчики; 4 — исполнит, органы системы демпфирования; 5 —
антенны; 6 — контейнер с буферными химич. батареями
гамма-лучей и электронов галактич. происхождения. В результате
науч. исследований на ИСЗ «П.» получены новые данные (рис., с. 358,
359, 360).
«ПРОТОН»-PH — многоступенчатая мощная ракета с много-
двигат. установкой, в 1965—68 вывела па орбиту ИСЗ 4 научные
станции «Протон». Суммарная макс, полезная мощность двигат.
установок превысила 60 млн. л. с. (втрое больше, чем у «Восток»-РН).
«П.»-РН создана на основе последних достижений ракетно-космич.
науки и техники и отличается высокими эксплуатац. и энергетич.
характеристиками, в основном определяемыми мощными, вновь
разработанными двигателями, выполненными по самой совершенной
схеме. Значит, давление в системе двигателей и обеспечение высокой
степени полноты сгорания, а также реализация равномерного и
равновесного истечения продуктов сгорания из сопел с большой
степенью расширения позволили построить мощные малогабарит¬
ные двигатели с высокими характеристиками. Создание PH с этими
двигателями — крупный успех сов. ракетостроения. Успешные
полеты «П.»-РН ознаменовали начало нового этапа в изучении и
освоении космич. пространства, открыли новые возможности ис¬
следования околоземного и околосолнечного пространства космич.
аппаратами большого веса.
ПРОТУБЕРАНЦЫ — см. Солнце.
ПРОФИЛИРОВАНИЕ РАКЕТНОГО СОПЛА — придание внутр.
поверхности реактивного сопла РД геометрич. формы, обеспечиваю¬
щей оптимальные характеристики. Принципиально наилучшим
является экстремальный контур сопла. Часто применяются упро¬
щенные методы П. р. с. — контур выполняется по дуге пара¬
ПРЯМОТОЧНЫЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ Ш
болы, окружности и т. д. Иногда сопла делаются коническими
с иолууглом раствора ок. 15°. Однако упрощение методики П. р. с.
или технологии его изготовления обычно приводит к потерям удель¬
ного импульса, утяжелению сопла и увеличению его габаритов.
ПРЯМОЕ ВОСХОЖДЕНИЕ — координата в экваториальной си¬
стеме небесных координат: дуга экватора, отсчитываемая в сто¬
рону, противоположную суточному вращению небесной сферы, от
точки весеннего равноденствия до круга склонения светила (дву¬
гранный угол между кругом склонения, проходящим через точку
весеннего равноденствия, и кругом склонения светила); измеряется
от 0° до 360° или от 0 ч. до 24 ч.
ПРЯМОТОЧНЫЙ ВОЗДУШНО-РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
(ПВРД) — ВРД, состоящий из воздухозаборника и диффузора для
торможения встречного потока воздуха, камеры сгорания и реактив¬
ного сопла. Может применяться при достаточно больших скоростях
Прямоточный
двигатель «Тор»
(Англия): а —
схема двигателя;
б — внешний вид
полета (Маха число 2—3 и более), в неподвижном состоянии (М = 0)
тяги не развивает. Используется на управляемых снарядах, может
быть применен на сверхзвуковых самолетах, воздушно-космич.
самолетах.
362 ПСЕВДОЖИДКОЕ ТОПЛИВО
ПСЕВДОЖИДКОЕ ТОПЛИВО — твердое топливо или его ком¬
понент (окислитель, горючее), флюидизированные газом по методу
кипящего слоя. В отличие от гибридного топлива, П. т. может ис¬
пользоваться в РД по схеме ЖРД.
ПСИХОЛОГИЯ КОСМИЧЕСКАЯ — отрасль психологии, воз¬
никшая в период подготовки первых космических полетов и осно¬
вывающаяся на достижениях психологии и физиологии; тесно свя¬
зана с инженерной психологией, а также психофизиологией летного
труда. Наряду с выявлением неблагоприятных для деятельности
космонавта индивидуальных особенностей, стертых психопатологи¬
ческих черт (наир., последствий черепно-мозговой травмы), П. к.
ставит новые задачи отбора наиболее подготовленных и надежных
людей. Данные, полученные с помощью экспериментально-психо¬
логических исследований, рассматриваются в общей системе оцен¬
ки состояния нервно-психич. и соматич. здоровья и общефизич. и
спец, подготовленности космонавта. Развитие экспериментально-
психологич. приемов исследования характеризуется широким при¬
менением совр. объективных методов. Исследования, проведенные
непосредственно в космич. полете, помогают изучать деятельность
космонавта; применение собственно психологич. проб имеет лишь
подсобное значение (проба почерка, исследование процесса про¬
странственного восприятия, проба на «время»). Основные проблемы
II. к.: изучение влияния т. н. обстановочных факторов на деятель¬
ность космонавта (экология, психофизиология), в т. ч. изоляции,
монотонности и ограничения раздражителей, пространственной
напряженности, а также психологич. совместимости членов экипа¬
жа КК (групповая психология).
ПУЛЬТ КОСМОНАВТА — пульт управления бортовыми систе¬
мами КК, находящийся в кабине космонавта и выполняемый обычно
в виде одной или неск. панелей, на к-рых размещаются элементы
управления (рукоятки, кнопки, тумблеры), а также измерит, при¬
боры и индикаторы, контролирующие состояние и работу систем
КК. Измерит, приборы иногда находятся на отдельной панели —
приборной доске.
ПУЛЬТ ПУСКА. С П. п. подаются команды на произ-во заклю¬
чит. операций предстартовой подготовки. Последоват. загорание
транспарантов на П. п. позволяет контролировать ход выполнения
этих операций. По команде руководителя пуска оператор устанавли¬
вает ключ пуска в положение «пуск» и нажимает кнопку «пуск».
После нажатия этой кнопки все операции процесса пуска соверша¬
ются автоматически: закрываются пневмоклапаны дренажных
коммуникаций баков окислителя и горючего, производится наддув
баков с топливом, затем запускается двигат. установка PH, компо¬
ненты топлива поступают в РД, начинает развиваться тяга. Когда
тяга превзойдет по своей величине стартовый вес PH, последняя
отрывается от пусковой системы. После взлета нажатием кнопки
«стоп» на П. п. обесточивается проверочно-пусковая аппаратура.
П. п. монтируется на командном пункте стартового комплекса;
пуск возможен и с помощью выносного П. п.
ПУЛЬТ УПРАВЛЕНИЯ ЗАПРАВКОЙ — релейные и сигналь¬
ные блоки, собранные на приборных стойках и сведенные в отдель¬
ный пульт, с к-рого оператор, производящий заправку PH топли¬
вом и сжатыми газами, управляет заправкой и контролирует про¬
хождение соответств. команд. На одних панелях П. у. з. располо¬
ПУСК РЛККТЫ 363
жены тумблеры ручного управления гидроарматурой системы за¬
правки, кнопки пуска и аварийного сброса схемы управления, на
других, смонтированных на вертикальных стойках, — световые таб¬
ло, сигнализирующие о степени готовности системы заправки и режи¬
мах процесса заправки. На отдельной панели находится пневмо-
гидравлическая схема системы заправки. Кроме того, на панели
выведены регистрирующие приборы системы измерения и конт¬
роля заправки. Г1. у. з. входит в систему дистанц. управления за¬
правкой.
ПУСК РАКЕТЫ — взлет PH с пускового устройства космо¬
дрома; совокупность операций и процессов, происходящих в системе
«PH — стартовый комплекс» при нажатии оператором на пульте
пуска кнопки «пуск». П. р. начинается от момента нажатия кнопки
«пуск». Основные операции Г1. р.: наддув топливных баков PH,
запуск приборов системы управления, запуск РД и выход его
на режим, отрыв PH от пусковой системы и выход PH из зоны воз-
Пусковая система для ракеты (США): 1,18 — заправочные мачты; 2, 4 —
кабельные мачты; 3, 7 — подогреватели; 5, 16 — опорные устройства ра¬
кеты; 6 — клапаны; 8, 9, 10 — заправочные трубопроводы; 11 — трубо¬
провод для подачи воды; 12 — пульт управления гидросистемой: 13 — те¬
лежки с оборудованием для обслуживания двигателя; 14, 19 — пульт
управления системы обслуживания двигателей; 15 — г>лектрокабели;
17 — щиток с приборами для обнаружения утечек; 20 — хвостовая часть
ракеты; 21 — i азоотражатель
364 ПУСКОВАЯ СИСТЕМА
можного соударения ее с элемен¬
тами пусковой системы. ПриП. р.
имеет место интенсивное воздей¬
ствие реактивных струй РД на
элементы стартовой позиции и
образуется мощное акустич. поле.
ПУ СКОВАЯ СИСТЕМА — агре¬
гат, обеспечивающий прием, вер-
тнкализацию и удержание PH
в положении для пуска, подвод
к ней электрич., заправочных,
пневматич., дренажных и пр. ком¬
муникаций, а также сам пуск PH.
Нек-рые П. с. имеют устройства
и механизмы для азимутального
наведения ракеты. Осн. элементы
П. с.: опорная силовая конструк¬
ция, опорные элементы для PH,
устройства и механизмы для ее
вертикализации, ветровые и штор¬
мовые крепления, приспособле¬
ния и механизмы для пристыков¬
ки к PH и отстыковки от нее
электро- и пневморазъемов, на¬
полнит. и дренажных соединений,
газоотражатель и газоходы, сред¬
ства управления, автоматизации
и блокировки. Некоторые П. с.
имеют в качестве опорной сило¬
вой конструкции несколько от¬
кидных опор или ферм, на кото¬
рые устанавливается PH своим
Верхняя часть пусковой системы нижним ИЛИ средним опорным
с кабель-заправочной башней поясом; при взлете эти опоры (или
фермы) автоматически отбрасы¬
ваются в сторону, что исключает их соударение со стартующей PH.
Если наведение PH по азимуту производится поворотом ее кор¬
пуса, то откидные опоры (или фермы) закрепляют на поворотной
части П. с. На пусковой системе применяются разл. агрегаты
обслуживания: башни и фермы, автовышки, передвижные агрегаты
(на базе автопогрузчиков) и спец, кабины. Агрегаты обеспечивают
доступ людей к разл. ярусам и подачу приборов и оборудования.
Агрегаты обслуживания подаются к КЛА после установки его на
пусковую систему, поэтому выполняются передвижными или по¬
воротными. (Рис., с. 363, 364).
ПУСКОВОЕ СООРУЖЕНИЕ — строит, сооружение для размеще¬
ния пусковой системы, части проверочно-пускового п испытат. обо¬
рудования, элементов заправочных систем, источников электропи¬
тания и для подвода к пусковой системе кабельных, заправочных
и пневматич. коммуникаций. Строит, элементами П. с. могут быть
опорные колонны, тумбы, газоотражатели, газоходы, газоотводные
каналы, лотки и пр. П. с. бывают наземные, полузаглубленные и
шахтные. Заглубление пускового сооружения в грунт позволяет
сократить размеры и мощность гидравлической подъемной силы»
ПУСКОВОЙ СТОЛ 365
т. к. центр тяжести КЛА в этом случае поднимается на мень¬
шую высоту. Однако заглубление пусковых сооружений усложняет
отвод газовой струи РД в зоны, безопасные для КЛА и наземного
оборудования. В подобных сооружениях, кроме газоотражателя,
предусматривается система газоотражательных лотков и каналов.
Пусковые сооружения могут иметь один из неск. газоотводных ка¬
налов.
ПУСКОВОЕ ТОПЛИВО — жидкое ракетное топливо, к-рое
подается в РД при запуске для химия, зажигания осн. топлива.
Впервые применялось в ГДЛ на ОРМ-50 и ОРМ-52 в 1933.
ПУСКОВОЙ СТОЛ — переносная пусковая система, опорная
силовая конструкция к-рой выполнена в виде рамы, смонтирован¬
ной на нескольких вертикальных опорах (от 3 до 6), колоннах,
стойках или ногах (между ними располагается газоотражатель).
В опоры стола могут быть встроены подъемные механизмы, служа¬
щие для перемещения рамы, что позволяет производить прием и
вертикализацию PH. Часто подобные механизмы встраиваются
в предназначенные для PH опорные элементы, смонтированные на
раме. У нек-рых П. с. имеется поворотная часть, позволяющая
производить наведение PH по азимуту. В рабочем положении П. с.
закрепляют на фундаментной раме, заделанной в бетонный фунда¬
мент стартовой площадки.
р
РАБОЧЕЕ ТЕЛО (рабочее вещество) РД — вещество,
с к-рым происходят разл. физико-химич. преобразования внутри РД,
составляющие рабочий процесс. Р. т., являющееся источником энер¬
гии, наз. ракетным топливом. В этом случае осн. этапы превраще¬
ний Р. т. в РД: топливо (источник Р. т.) — горящая смесь — про¬
дукты сгорания — реактивная струя. В нек-рых РД энергия под¬
водится к Р. т. извне, напр. тепло в ЯРД, электрич. энергия в ЭРД.
Осн. этапы превращений Р. т. в этих РД будут соответственно:
конденсированное Р. т. — продукты нагрева Р. т. — реактивная
струя, и конденсированное Р. т. — продукты газификации или дроб¬
ления Р. т. — продукты ионизации — реактивная струя. Во всех
случаях истечение Р. т. порождает реактивную силу — тягу РД.
В качестве источника Р. т., помимо топлива, в РД могут использо¬
ваться конденсированные вещества, обычно имеющие малый моле¬
кулярный вес, напр. жидкий водород для тепловых двигателей
(ЯРД); для ЭРД применяются жидкие металлы (цезий, рубидий,
ртуть и др.) или органич. соединения (см. Коллоидный ракетный
двигатель). В гипотетич. фотонных ракетных двигателях конечным
этапом превращений Р. т. являются фотоны.
РАБОЧИЙ ЗАПАС ТОПЛИВА — количество компонентов жид¬
кого топлива ракеты или ракетной ступени, расходуемое на актив¬
ном участке полета в условиях невозмущенного движения при номи¬
нальных значениях основных параметров ракеты (веса, тяги двига¬
теля и др.).
РАБОЧИЙ ПРОЦЕСС РД — комплекс последовательных на¬
правленных физико-химич. изменений рабочего тела в РД, в резуль¬
тате к-рых развивается тяга. Совершенство Р. п. определяет вели¬
чину тяги и экономичность РД.
РАВНОДЕНСТВИЯ ВЕСЕННЕГО ТОЧКА — точка небесной
сферы, в к-рой пересекаются небесный экватор и эклиптика, а
Солнце, при его годовом видимом движении, переходит из юж. полу¬
шария в северное (ок. 21 марта).
РАВНОДЕНСТВИЯ ОСЕННЕГО ТОЧКА — точка небесной
сферы, в к-рой пересекаются небесный экватор и эклиптика, а
Солнце, при его годовом видимом движении, переходит из сев. по¬
лушария в южное (ок. 22 сент.).
РАДИАНТ — см. Метеорный поток.
РАДИАЦИОННАЯ ЗАЩИТА — средства, защищающие космо¬
навтов от воздействия космич. радиации, излучения ядерного реак¬
тора или изотопного генератора КК. Обычно Р. з. представляет
собой слой вещества, поглощающего поступающую извне радиа¬
цию, причем в случае космич. радиации Р. з. должна быть всена¬
правленной, т. е. окружать космонавта со всех сторон. В опреде¬
ленной мере роль Р. з. играет вещество оболочки самого КК и его
оборудования, размещенного вокруг космонавтов; такая защита
в среднем составляет неск. г вещества на 1 см2 поверхности. При
больших интенсивностях космич. радиации, напр. вспышках на
Солнце или полетах в радиационном поясе Земли, интенсивность Р. з.
должна быть существенно большей (десятки и сотни г вещества
ца 1 см2 поверхности). В этцх случаях целесообразно осуществлять
РАДИАЦИОННЫЙ ПОЯС ЗЕМЛИ 307
Р. з. не всего КК, а лишь ограниченных объемов, в к-рых находится
экипаж, т. е. создавать т. н. радиационные убежища. Р. з. от излу¬
чения ядерно го реактора К К обычно размещается лишь между
реактором и отсеками корабля (т. н. теневая защита).
РАДИАЦИОННАЯ ПОВЕРХНОСТЬ — часть внешней поверх¬
ности корпуса КЛА или выполненная в виде отдельного конст¬
руктивного элемента тонкостенная оболочка, предназначенная для
излучения избытка тепла, выделяемого в КЛА, с целью регу¬
лирования его теплового режима. См. Терморегулирования си¬
стема.
РАДИАЦИОННАЯ СИНОПТИКА — метод исследования сино-
птич. ситуации на основе анализа особенностей поля уходящего
излучения; наибольшую информацию с точки зрения Р. с. дает
уходящее длинноволновое излучение в окнах прозрачности атмосферы,
позволяющее характеризовать распределение облачного покрова
и т. о. судить об особенностях синоптич. ситуации. В поле этого
излучения отчетливо обнаруживаются, напр., облачные вихри
ураганов и тайфунов; используя данные его измерений, можно опре¬
делить темп-ру подстилающей поверхности и высоту облаков.
РАДИАЦИОННОЕ ОХЛАЖДЕНИЕ — охлаждение агрегатов РД
и поверхностей КЛА за счет излучения тепла с поверхности в окру¬
жающее пространство (см. Охлаждение ракетного двигателя).
Эффективность Р. о. зависит от конфигурации и ориентации излу¬
чающей поверхности, степени ее черноты (особенно в ИК области),
от параметров окружающего пространства, конфигурации и распо¬
ложения окружающих поверхностей. Р. о. высотных сопел РД
эффективно на ракетах с одним однокамерным РД.
РАДИАЦИОННЫЙ БАЛАНС ЗЕМЛИ — баланс потоков излу¬
чения, определяемый соотношением между солнечной радиацией,
поглощенной системой «земная поверхность — атмосфера», и ухо¬
дящим длинноволновым излучением. В среднем за год в целом Р. б. 3.
равен нулю. Осн. факторы изменчивости Р. б. 3. условия облач¬
ности, альбедо и температура подстилающей поверхности. Р. б. 3.
имеет широтный, суточный и годовой ход; вблизи экватора Р. б. 3.
всегда положителен, в высоких широтах — почти всегда отрица¬
телен. Среднегодовое значение Р. б. 3. в зоне 0°—10° сев. широты
равно 0,403—0,347 = 0,056 кал!см2-мин, а в полосе широт 80° —
90° сев. широты составляет 0,106—0,245 = — 0,139 кал/см2-мин
(где уменьшаемое — поглощенная солнечная радиация, а вычитае¬
мое — уходящее длинноволновое излучение).
РАДИАЦИОННЫЙ ПОЯС ЗЕМЛИ — зона радиации, захвачен¬
ной земным магнитным полем (см. Геомагнитная ловушка). Р. п. 3.
составляют заряженные частицы с энергией, намного превосходящей
энергию тепловых частиц внешней ионосферы, совершающие упо¬
рядоченное ограниченное движение в геомагнитном поле под дей¬
ствием силы Лоренца. Характер движения частиц Р. п. 3. опреде¬
ляется структурой геомагнитного поля. Пространственное распре¬
деление и угловая анизотропия излучения (распределение интенсив¬
ности по питчуглам, или углам относительно силовой линии) опре¬
деляются механизмами поставки и потерь частиц. Разделение пояса
на внутренний и внешний является условным и объясняется, в ос¬
новном, особенностями аппаратуры, применявшейся в первых кос¬
мических экспериментах. В настоящее время установлено, что
частицы Р. п. 3. — электроны и протоны — заполняют всю область,
368 РАДИАЦИОННЫЙ ПОЯС ЗЁМЛИ
где силовые линии геомагнитного поля замкнуты, от песк. сот км
над поверхностью Земли до границы магнитосферы.
Распределение протонов хорошо изучено в диапазоне по энер¬
гиям от 100 кэв и выше; на небольших расстояниях от Земли (прибл.
до 5000 км) преобладают протоны с энергией в десятки Мэе, с уве¬
личением расстояния от Земли их спектр становится все более кру¬
тым. Макс, потоки протонов наблюдаются на расстоянии — 3,5 /?3;
дрейф этих протонов (со ср. энергией ^100 кэв) приводит к образо¬
ванию кольцевого тока. Интенсивность протонов меняется как во
внутр., так и во внешней зоне пояса, эти изменения совпадают по
времени с магнитными бурями. Зарегистрировано появление про¬
тонов с энергиями в сотни кэв во внешних областях магнитосферы
во время полярных суббурь; имеются указания на существование
в Р. п. 3., помимо протонов, также дейтронов, тритонов и а-частиц.
Более подробные данные собраны о поведении электронов в Р. п. 3.;
как в области внутр., так и внешней зоны пояса наблюдаются боль¬
шие потоки электронов с энергиями в десятки и сотни кэв. Спектр
электронов также смягчается с увеличением расстояния от Земли;
интересно, что в Р. п. 3. наблюдаются также электроны с энер¬
гией 780 кэв (порог p-распада нейтронов). Особенно большие
вариации интенсивности и спектра электронов наблюдаются во внеш¬
них областях магнитосферы. Во время магнитных возмущений
происходит резкое уменьшение интенсивности высокоэнергичной
компоненты (с энергией порядка сотен кэв и более) и возрастание
интенсивности мягких электронов (порядка десятков кэв), затем поток
энергичных электронов постепенно возрастает и может превысить
первоначальное значение. Поток низкоэнергичных электронов испы¬
тывает очень быстрые и сильные вариации.
Анализ экспериментальных данных позволил выделить ряд
процессов, действующих на электроны внешней зоны пояса: быст¬
рое неадиабатич. ускорение и быстрые потери (в количестве энергии
или в числе частиц), медленные потери (по-видимому, из-за рассея¬
ния частиц), радиальную диффузию и адиабатич. ускорение.
Однако многие детали физич. процессов и происхождения частиц
Р. п. 3. изучены еще недостаточно. Помимо естеств. Р. п. 3., суще¬
ствует и искусств. Р. п. 3., образовавшийся в результате амер.
высотного термоядерного взрыва «Морская звезда» в 1962. Этот
пояс из электронов с энергией ~ 1 Мэе расположен на высоте 1000—
2000 км; интенсивность его медленно спадает со временем в резуль¬
тате рассеяния и потерь энергии электронами, но до наст, времени
он препятствует измерениям естеств. электронов в этой области про¬
странства. Ср. интенсивности протонов и электронов в Р. п. 3. при¬
ведены в табл.
Частицы Р. п. 3. представляют значит, радиац. опасность для
полетов космонавтов.
Протоны
Электроны
энергия
интенсивность
энергия
интенсивность
Внутренняя зона
пояса
Внешняя зона
пояса
^ 1 Мэе
> 30 Мэе
> 100 кэв
3 • 10е см~2 • сек-1
2 • 104 см~* • сек~1
2 • 10® см~2 • сек-1
^ 40 кэв
^ 600 К9в
^ 40 кэв
$= 1,6 Мэе
3 • 10® см~г • сек~1
5 ♦ 10® см~* • сек~1
2 • 107 см~* • сек~х
1 • 10® см~г • сек~х
РАДИОБИОЛОГИЯ КОСМИЧЕСКАЯ 309
РАДИКАЛ — атом или группа атомов, обладающие свободной
валентностью и нормально существующие только в сочетании с др.
атомами в составе молекулы. Независимо существующие, или сво¬
бодные Р., являющиеся осколками молекул и обладающие большей
анергией, чем в связанном состоянии, могут быть получены при
горении, взрыве, фотолизе, электрич. разряде и др. явлениях
и зафиксированы путем резкого охлаждения. Они изучаются как
перспективные ракетные топлива (см. Атомарное ракетное топ¬
ливо,), поскольку способны выделять в РД большую потенциальную
химич. энергию, однако способы пром. сохранения свободных Р.
еще не найдены.
РАДИОАСТРОНОМИЯ — раздел астрономии, в к-ром с помощью
радиотелескопов исследуются астрономия, объекты (небесные тела
Солнечной системы, Галактики и Метагалактики) по их собств.
радиоизлучению в диапазоне волн от неск. мм до 40 м (см. Астро¬
физика). Исследования Р. дают ряд ценных сведений, в т. я.: а) об
атмосфере Солнца, различные слои к-рой излучают наиболее эффек¬
тивно энергию на различных длинах волн (что позволяет наблюдать
ее как бы в разрезе); б) об активных образованиях на Солнце (пятна,
вспышки и др.), позволяющих прогнозировать появления корпуску¬
лярных потоков (включая космич. лучи солнечного происхождения),
возмущающих земную атмосферу и опасных для К Л А; в) яркост¬
ные темп-ры и др. характеристики поверхностных слоев и атмосфер
планет (напр., Венеры); г) о радиовсплесках в момент оптич. вспы¬
шек нек-рых звезд Галактики, к-рые несут определ. информацию
о физич. условиях в изучаемых областях; д) о Метагалактике, где
наблюдается более 104 источников радиоизлучения, б. ч. к-рых —
галактики со своими особенностями, напр. с очень высокой радио¬
светимостью; наиболее загадочны сверхзвезды (квазары), обладаю¬
щие рекордным радиоизлучением, переменностью (неожиданной для
метагалактич. объектов), находящиеся на огромном расстоянии от
Земли. Р. имеет практич. приложения; важнейшие из них: нави¬
гация (использование, особенно в пасмурную погоду, радио¬
секстантов, работающих по Солнцу, Луне и др. источникам радио¬
излучения); пассивная локация (получение тепловой
картины земной поверхности); антенная техника (измере¬
ние параметров больших антенн при наблюдении известных космич.
источников радиоизлучения). В самостоят. раздел Р. выделилась
радиолокационная астрономия, в к-рой изу¬
чаются нек-рые планеты, Луна, метеоры и т. д. методами радиоло¬
кации, особенно в периоды, недоступные оптич. наблюдениям, напр.
уточняются сведения о планетных орбитах (масштабы Солнечной
системы), физич. условия на поверхности планет, Луны и т. п.
РАДИОБИОЛОГИЯ КОСМИЧЕСКАЯ — отрасль биологии, за¬
нимающаяся изучением непосредств. и отдаленных реакций чело¬
века и др. организмов, составляющих биологич. СЖО космонавта
{биокомплекс), на действие космич. радиации; исследованием ком-
биниров. действия космич. излучения и др. экстремальных факторов
космич. полета на космонавта и биокомплекс; установлением коэфф.
относит, биологич. эффективности различных компонентов космич.
излучения; определением уровней безопасных доз космического
излучения для космонавта и биокомплекса; разработкой средств и
методов защиты космонавта и биокомплекса от вредного влияния
космич. радиации.
13 Космонавтика •
lit о
РАДИОИЗОТОПНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
РАДИОИЗОТОПНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — РД, нс
Пользующий анергию распада радиоактивных изотопов химич.
элементов, обычно искусственных, напр. полония-210, строн¬
ция-90, трансурановых — плутопия-238, кюрия-244 и др. Эта
энергия служит для нагрева рабочего тела РД, либо рабочим те¬
лом являются сами продукты распада, образующие реактивную
струю. Экспериментальные Р. р. д. развивают весьма небольшую
тягу.
РАДИОИНЕРЦИАЛЬНАЯ НАВИГАЦИЯ — навигация КЛА,
использующая средства инерциальной и радионавигации и благо¬
даря этому в значит, степени свободная от их недостатков. В част¬
ности, применение радиосредств исключает постепенное накопле¬
ние ошибок, свойственное инерциальной навигации, а применение
инерциальных средств позволяет получать информацию о движе¬
нии КЛА при маневрах, коррекции траектории и на др. участках
полета, малая длительность к-рых затрудняет применение радио¬
средств.
РАДИОКАНАЛ — передатчик, приемник и линия связи между
ними, т. е. полоса частот, отводимая для радиопередачи данного
вида (телефон, телеграф, телевидение и т. д.). С учетом нестабиль¬
ностей по частоте в радиопередатчике и радиоприемнике ширину
Р. выбирают немного большей, чем спектр частот передаваемого
сообщения.
РАДИОКОНТРОЛЬ ОРБИТЫ — определение параметров ор¬
биты КЛА с помощью наземных радиосредств (см. Радионавига¬
ция). Р. о. проводится периодически для уточнения орбиты, пара¬
метры к-рой постепенно изменяются под действием возмущений.
На основании результатов Р. о. вырабатывают данные, для ее кор¬
рекции.
РАДИОЛИНИЯ С ЗАДЕРЖАННОЙ РЕТРАНСЛЯЦИЕЙ — ли¬
ния для передачи сообщений из одного земного пункта в другие
через ИСЗ нестационарный, на к-ром установлена радиоэлектрон¬
ная аппаратура с устройством запоминания передаваемого сообще¬
ния. Во время пролета ИСЗ над первым пунктом передаваемые с
Земли сообщения принимаются, записываются и сохраняются в за¬
поминающем устройстве до пролета над др. пунктами, где по команде
с Земли происходит обратный процесс — передача с ИСЗ на Землю
записанных сообщений.
РАДИОНАВИГАЦИЯ — навигация КЛА, при к-рой его место¬
положение и скорость определяются с помощью радиосредств, вклю¬
чающих земные приемно-передающие станции и бортовые ответчики
или радиомаяки. При Р. могут измеряться угловые положения
линий визирования, соединяющих земные станции и КЛА, угловая
скорость изменения положения этих линий, расстояние до КЛА по
линиям визирования и его скорость относительно земных станций.
Результаты измерений обрабатываются на Земле.
РАДИОРЕЛЕЙНАЯ ЛИНИЯ — линия радиосвязи для одновре¬
менной передачи сотен или тысяч телефонно-телеграфных сообще¬
ний или телевиз. программы по цепочке ретрансляторов активных и
ретрансляторов пассивных на радиоволнах диапазона СВЧ. Антенны
ретрансляторов устанавливают на высоких башнях в промежуточ¬
ных пунктах линии, располагаемых па расстояниях прямой види¬
мости (50—70 км). Промежуточным пунктом или пунктами Р. л.
могут служить ИСЗ (см. схему).
РАДИОТЕЛЕСКОП 371
Схема радиорелейной
линии связи: 1 —
оконечный пункт ли¬
нии; 2 - промежу¬
точный пункт; 3 —
земная станция ра¬
диосвязи с ИСЗ; 4 —
ИСЗ с активным ре¬
транслятором
РАДИОРЕЛЕЙНЫХ ЛИНИЙ СЕТЬ — совокупность ряда РРЛ
связи с общим промежуточным пунктом. Разделение радиосигналов
в линиях может быть частотным, временным или кодовым. В пер¬
вом случае радиосигналы по линиям передаются на раз л. частотах,
во втором — поочередно, в третьем — кодовыми комбинациями.
В космич. радиосвязи выгодно применять общий ИСЗ как промежу¬
точный пункт.
РАДИОСВЯЗЬ — связь с целью передачи любого вида информа¬
ции между 2 или неск. неподвижными или движущимися пунктами
при помощи радиоволн. По роду работы Р. различают: односторон¬
нюю (один из пунктов ведет только передачу, а другой или другие —
только прием), двухстороннюю (в каждом пункте ведутся передача
и прием), симплексную (двухстороннюю Р. с поочередной передачей
и приемом на каждом пункте) и дуплексную (двухстороннюю Р.
с одноврем. передачей и приемом на каждом пункте). См. Космическая
связь.
РАДИОТЕЛЕСКОП — устройство для приема и регистрации
радиоизлучений астрономич. объектов. Наиболее распространены
Большой радиотелескоп Пулковской обсерватории АН СССР
372 РАЗВЕДЫВАТЕЛЬНЫЙ ИСЗ
10. А. Победоносцев В. В. Разумов Н. А. Рынин Л. И. Седов
Р. — параболич. рефлекторы: 76-ле в Джодрелл-Банк (Англия),
6А-м в Паркесе (Австралия), 22-м в Серпухове и Крыму и мн. др.
Для увеличения разрешающей способности применяют антенные
решетки, в к-рых ряд зеркал с помощью линий связи объединяется
в единую систему большой длины, и антенны апертурного синтеза.
Совместная обработка (синтез) наблюдений, проводимых в разл.
точках, дает результаты, эквивалентные наблюдениям с большой
антенной. Р. имеют чувствительность по потоку до 10"29 вт/м2-гц и
разрешающую способность, достигающую секунд дуги.
РАЗВЕДЫВАТЕЛЬНЫЙ ИСЗ — см. Военный ИСЗ.
РАЗГОННЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — см. Маршевый ракетный дви¬
гатель.
РАЗГРУЗКА инерционных исполнительных органов систе¬
мы ориентации — см. Гашение кинетического момента.
РАЗДЕЛЕНИЯ СИСТЕМА — обеспечивает отделение ракетной
ступени в полете после окончания ее работы. Р. с. осуществ¬
ляется механически (по узлам силовой связи) и создает опреде¬
ленные усилия разделения, обеспечивающие необходимое отно¬
сит. движение разделяющихся частей ракеты. При этом должна
быть полностью исключена возможность их соударения. В Р. с.
применяются механич. замки или пиротехнич. устройства (пиро¬
болты, пирозамки, вспомогательные пороховые двигатели, пру¬
жинные или пневматические толкатели). Разделение ступеней
может производиться до запуска РД следующей ступени или после
его запуска, в последнем случае дополнительное усилие разделе¬
ния — воздействие струи запускаемого РД на отделяемую сту¬
пень.
РАЗУМОВ, Владимир Васильевич (1890—1967) — сов. ученый
в области ракетной техники. После окончания Морского инженер¬
ного училища в Кронштадте работал в судостроительной про¬
мышленности. С 1931 — председатель Ленинградской группы изу¬
чения реактивного движения. В 1933 был назначен начальником
конструкторского бюро по постройке цельнометаллического ди¬
рижабля К. Э. Циолковского (Москва). С 1956 работал в институте
ГВФ СССР. Именем Р. назван кратер на обратной стороне Луны.
РАКЕТА — Л А, движущийся за счет реактивной силы, возни¬
кающей при отбросе части собственной массы. Р. является осн.
видом Л А, полет к-рого не требует обязат. наличия окружающей
среды (см. Космическая ракета, Составная ракета, Космические
летательные аппараты).
РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО 373
РАКЕТА НА ЖИДКОМ ТОПЛИВЕ (ж и д к о с т н а я р а-
к ота) — ракета, двигательной установкой которой является
ЖРД- Жидкие компоненты топлива (окислитель и горючее) раз¬
мещаются в отдельных баках в топливном отсеке ракеты. Суще¬
ствуют вытеснительная и насосная системы подачи компонентов
в камеру сгорания ЖРД. Р. на ж. т. — основной тип космичес¬
ких ракет.
РАКЕТА НА ТВЕРДОМ ТОПЛИВЕ (твердотопливная
ракета) — ракета с РД, работающим на твердом топливе (мно¬
гокомпонентные составы, содержащие окислитель и горючее). Топ¬
ливный заряд выполняется обычно в виде неск. цилиндрич. шашек,
размещаемых непосредственно в камере сгорания, служащей одно¬
временно осн. частью корпуса ракеты, или — для ракет с большим
(десятки секунд) временем работы РД — в виде одной шашки с
осевым каналом. Р. на т. т. отличаются простотой конструкции
(в сравнении с ракетами на жидком топливе), но уступают им по
энергетич. характеристикам двигательной установки (величине
удельного импульса). Р. на т. т. используются в качестве отдельных
ступеней космич. ракет (напр., PH «Скаут», «Диамант», «Торад-
дельта», «Титан-1 II» и др.).
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ (PH) — многоступенчатая баллистическая
ракета для выведения в космос полезного груза, напр. вертикаль¬
ных геофизич. и космич. зондов, ИСЗ, АМС, КК и др. PH — косми¬
ческая обычно 2—4-ступенчатая ракета, сообщающая полезному
грузу скорость ^ 1—2-й космической.
РАКЕТНАЯ ДВИГАТЕЛЬНАЯ УСТАНОВКА - силовая уста¬
новка Л А (самолета, ракеты, КЛА), в к-рую входят РД с системой
крепления, иногда топливные баки с автоматикой. По числу входя¬
щих двигателей Р. д. у. может быть одно- и много- (двух-, трех- и
более) двигательной.
РАКЕТНАЯ СТУПЕНЬ — часть составной ракеты, обеспечи¬
вающая ее полет на определенном этапе активного участка и состоя¬
щая в общем случае из топливного отсека с запасом топлива, ракет¬
ной двигательной установки, систем подачи топлива, органов упра¬
вления, аппаратуры управления и элементов конструкции и обору¬
дования (система разделения ступеней, хвостовой или переходной
отсек и др.).
После израсходования запаса топлива и окончания работы
РД Р. с. отделяется от последующих ступеней ракеты, продол¬
жающих дальнейший полет. Последняя ступень ракеты несет по¬
лезный груз.
РАКЕТНОГО ТОПЛИВА ПЛОТНОСТЬ — для топлива, состоя¬
щего из нескольких раздельных компонентов, расчетная величина —
отношение суммарной массы компонентов ракетного топлива к их
объему при заданном значении избытка окислительных элемен¬
тов коэффициента или избытка окислителя коэффициента, ли¬
бо соотношения компонентов ракетного топлива коэффициен¬
та. Р. т. п. — важная характеристика топлива, определяющая
габариты и вес топливных баков ракеты, существенно влияет на
эффективность ракетного топлива, особенно на нижних ступе¬
нях ракет.
РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО — вещество или совокупность веществ,
являющиеся источником энергии и рабочего тела для РД. Сущест¬
вуют: химическое ракетное топливо, используемое в ЖРД, РДТТ,
374 РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
ГРД и др.; ядерное ракетное топливо — для ЯРД, гл. обр. для сооб¬
щения энергии постороннему рабочему телу.
История развития РД — это в значительной мере поиски эффек¬
тивного пригодного для эксплуатации Р. т«, от к-рого прежде всего
зависят характеристики РД. Все существующие РД работают на
химическом Р. т., использование ядерного Р. т. только разрабаты¬
вается.
К Р. т. предъявляются многие, часто противоречивые тре¬
бования — в первую очередь, обеспечение достаточно высокого
удельного импульса (чтобы энергетически оправдать применение
Р. т ), возможно большие плотность, стабильность, безопасность,
совместимость с конструкционными материалами, наличие сырье¬
вых ресурсов.
РАКЕТНО-ПРЯМОТОЧНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — комбинирован¬
ный РД, органич. сочетание ракетного и прямоточного двигателей.
Разрабатывается для воздушно-космич. самолетов.
Ракетно-пр ямоточ-
ный двигатель: а —
схема; б — внешний
вид; 1 — ракетный
двигатель; 2 — кор¬
пус двигателя; 3 —
топливные форсунки
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (РД) — реактивный двигатель, нред-
назнач. для ракет, не использующий для работы окружающую
среду (атм. воздух). Именно РД суждено было стать двигателем
в космонавтике, т. к. в космосе нет воздуха.
В качестве РД до настоящего времени применяются только
химич. РД, т. е. работающие па к.-л. химич. топливе, использующие
гютенц. химич. энергию этого топлива. Во многих странах ведутся
исследования по созданию РД с применением ядерной, электрич.,
солнечной энергии. Нек-рые из таких двигателей весьма перспек¬
тивны. Существует множество разнообразных химич. РД, различаю¬
щихся по схеме, конструкции, топливу, тяге Эти двигатели близки
по рабочему процессу, протекающему при пост, давлении (хотя
есть и пульсирующие РД). Все они имеют по крайней мере две, объе¬
диненные в одно конструктивное целое, обязательные осн. части —
камеру сгорания, где происходит химич. реакция превращения топ¬
лива в раскаленные газы (сгорание), и реактивное сопло, в к-ром
эти газы расширяются при истечении с большой скоростью наружу.
Соответственно этому и рабочий процесс химич. РД складывается
из 2 основных стадий: сначала в камере сгорания химич. энергии
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 375
Принципиальная схема хими¬
ческого ракетного даигателя:
1 — камера сгорания; 2 — реак-
тииное сопло
Беспорядочное движение 2
молекул газа
топлива преобразуется в тепловую энергию газообразных продуй-
тов сгорания, а затем в сопле тепловая энергия газов переходит в
кинетич. энергию. Конечная цель работы РД — создание реактив¬
ной тяги с помощью струи газов, с большой скоростью вытекающих
нарушу. Тяга, создаваемая каждым кг веса газов, вытекающих из
двигателя в 1 сек, наз. уд. импульсом. Чем больше скорость исте¬
чения, тем больше уд. импульс и, следовательно, тем совершеннее
топливо и РД, т. к. он расходует меньше топлива при той же
тяге. Для этого топливо должно быть более эффективным, т. е.
более теплотворным, образовывать больше по объему газов, ра¬
бочий процесс двигателя должен быть более совершенным, т. е.
возможно большая часть химич. энергии топлива должна преобра¬
зовываться в полезную кинетич. энергию реактивной струи.
Наиболее старый из всех РД — РДТТ известен неск. сотен
лет. Такие пороховые ракеты применяются с давних пор как фей¬
ерверочные, сигнальные, боевые. Вначале в качестве топлива исполь¬
зовался черный порох, затем с 20-х гг. 20 в. — бездымный порох,
а в последние десятилетия — топлива более сложного состава.
РДТТ состоит из 2 осн. частей: корпуса, или камеры сгорания,
в к-рой размещен весь запас топлива, и реактивного сопла — осо¬
бым образом профилированного выходного устройства, через к-рое
раскаленные газообразные продукты сгорания топлива вытекают
с большой скоростью наружу. В наст, время РДТТ используются
гл. обр. в воен. технике (ракетной артиллерии). Ракетные снаряды
успешно применялись и в годы Великой Отечеств, войны на реак¬
тивных установках — «Катюшах». Ракетные снаряды с РДТТ, не
управляемые и управляемые в полете, служат для самых разл.
целей: в качестве противотанковых и зенитных, в виде индивидуаль¬
ного оружия и в форме автомобильных и танковых установок, для
действий на поле боя и для дальней стрельбы, на самолетах и мор¬
ских кораблях. На вооружении появились ракетные снаряды
весьма больших размеров и большой дальности полета с РДТТ,
напр. баллистич. твердотопливные ракеты, к-рыми вооружены,
в частности, атомные подводные лодки, и межконтинентальные
баллистич. ракеты.
Достоинства РДТТ — пост, боеготовность при длит, хранении,
надежность и простота эксплуатации; их недостатки связаны гл.
обр. с нек-рыми свойствами твердых топлив — меньшей эффектив¬
ностью по сравнению с лучшими жидкими ракетными топливами,
а также большей стоимостью новейших, наиболее совершенных
твердых топлив. Серьезным недостатком РДТТ является и то, что
его работой трудно управлять — выключение двигателя с повтор¬
ным включением представляет очень сложную задачу, изменение
величины тяги двигателя, если оно необходимо, тоже крайне затруд¬
нительно.
376 Макетный двигатель
Первый советский ЖРД ОРМ-1
тягой 20 >,г (ГД.7], комгтрукцня
В. П. Глушко, 1930 — 31)
В космонавтике РДТТ
иногда используются, наир.,
для 1-х ступеней космич. PH,
для к-рых требуются двига¬
тели большой тяги. Совр.
РДТТ способны развивать тягу
в сотни т (а разрабатываются
двигатели тягой в тысячи т).
Непрерывное улучшение твер¬
дых топлив, разработка мето¬
дов управления величиной и
направлением тяги двигателя,
совершенствование его конст¬
рукции в целях облегчения и
повышения доли топлива в об¬
щем весе двигателя — все это
делает использование РДТТ
перспективным. Но для косми¬
ческих полетов, когда решающей оказывается эффективность то¬
плива, РДТТ уступают РД на жидкрм топливе, называемым
жидкостными ракетными двигателями (ЖРД).
К. Э. Циолковский увидел в давно известной пороховой раке¬
те прообраз КР будущего. Но для этого она должна была быть ради¬
кально усовершенствована и, прежде всего, твердое топливо заме¬
нено жидким, т. е. таким, к-рое может храниться в баках и пода¬
ваться в нужных количествах в камеру сгорания двигателя. Так
появилась идея ЖРД. От теоретич. изобретения ЖРД до созда¬
ния реального двигателя прошло немало времени. ЖРД обладают
весьма высокими показателями по тепловым нагрузкам — количе¬
ству тепла, выделяющегося ежесекундно в камере сгорания, тепло¬
вым потокам от газов в стенки, теми-ре газов, скорости их движения.
Для полета в космос достаточна малая длительность работы дви¬
гателя — за немногие минуты на активном участке полета ракета
успевает разогнаться до космич. скорости. Но, чтобы обеспечить
надежную работу двигателя даже в течение этого времени, требу¬
ются широкие теоретич. и эксперимент, исследования, большое
искусство конструктора.
Первый сов. ЖРД, получивший название ОРМ-1, был создан
В. П. Глушко в 1930—31 в ленинградской Газодинамич. лабора¬
тории (ГДЛ). Он развивал тягу только 20 кг, а тяга современных
ЖРД больше в тысячи раз. В течение 1931—33 были разработаны
двигатели от ОРМ-2 до ОРМ-52, развивавшие тягу до 300 кг, рабо¬
тавшие на топливах, состоящих из четырехокиси азота, жидкого
кислорода и азотной кислоты в качестве окислителей и толуола,
бензола или керосина — в качестве горючих. ЖРД ОР-2, разра¬
ботанный Ф. А. Цандером, проходил огневое испытание в 1933 на
топливе, состоящем из жидкого кислорода и бензина.
Подавляющее большинство существующих ЖРД работает на
топливе, состоящем из 2 разл. жидкостей. В таких двигателях
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 377
с раздельн°й подачей две жидкости, хранящиеся в разных баках,
встречаются только после подачи их в камеру сгорания. В химич.
реакции окисления должны участвовать два вещества — окисляю¬
щее (окислитель) и окисляемое (горючее). Компоненты топлива не
обязательно хранить раздельно, можно их заранее смешать (так
именно поступают в случае твердых топлив) или подобрать одну
жидкость, молекулы к-рой содержат оба компонента, необходимых
для сгорания. Но более надежны и совершенны РД раздельной по¬
дачи. От метода подачи топлива из баков в камеру сгорания зависит
конструкция двигателя. Распространены 2 метода — вытеснитель¬
ный, когда топливо вытесняется из бака с помощью сжатого газа,
и насосный, при к-ром для подачи используются спец, топливные
насосы, приводимые во вращение газовой турбиной. В совр. ЖРД
мощность турбины достигает десятков тыс. л. с. Насосы подают в
этом случае тонны топлива в секунду под высоким давлением. Для
привода в действие турбины используются газы, образующиеся в
спец, газогенераторе, или иные.
Впрыск топлива в камеру сгорания ЖРД — один из важнейших
рабочих процессов двигателя, определяющих его совершенство.
Чтобы топливо в двигателе сгорало полностью, каждая молекула
горючего должна встретиться с молекулой окислителя, иначе эти
молекулы не вступят в химич. реакцию и их потенц. энергия оста¬
нется невыделенной. Организовать такое идеальное смешение горю¬
чего и окислителя практически невозможно, совершенство смеше¬
ния зависит в основном от конструкции головки двигателя, т. е.
устройства и расположения элементов смесеобразования, через
которые производится впрыск компонентов топлива в камеру сго¬
рания.
В ЖРД топливо используется и для охлаждения двигателя.
Такое охлаждение необходимо, т. к. темп-pa газов в двигателе обычно
ЖРД ОР-2 (ГИРД, конструкция Ф. А. Цандера) на испытательном
стенде (1933)
378 РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
превышает 3000°, а иногда и 4000°. Один из компонентов топлива
перед его подачей в камеру сгорания течет по спец, каналам охла¬
ждения в стенках двигателя и омывает, т. о., снаружи стенки,
соприкасающиеся с раскаленными газами. Однако в наиболее теп¬
лонапряженных двигателях такое регенеративное охлаждение ока¬
зывается недостаточным, и приходится нек-рую часть топлива вво¬
дить в двигатель через щели или большое число отверстий в его стен¬
ках так, чтобы образовался тонкий защитный слой топлива, пленка,
изолирующая стенки от непосредств. воздействия газов и их излу¬
чения (пленочный метод охлаждения). Применяют обогащение при¬
стеночного слоя компонентом топлива. Топливо, на к-ром рабо¬
тает ЖРД, должно быть пригодным для использования в системе
охлаждения. В РДТТ, а в ряде случаев и в ЖРД, охлаждение топ¬
ливом может быть заменено защитой керамич. покрытием или
абляционным охлаждением, что весьма упрощает конструкцию
двигателя.
После того как топливо введено в камеру сгорания, его нужно
воспламенить. При запуске РД для этого служат спец, воспламенит,
устройства (напр., электрич., пиротехнич. или химические), нужда
в к-рых отпадает, если топливо является самовоспламеняющимся,
т. е. при контакте его компонентов происходит самовозгорание.
После того как сгорание в РД уже началось, оно поддерживается
автоматически — воспламенителем служит пламя, постоянно суще¬
ствующее в камере сгорания. Организация сгорания топлива в ЖРД
требует проведения трудоемких и сложных теоретич. и экспери¬
ментальных исследований, большого инженерного мастерства; за
ничтожные доли секунды топливо в камере должно полностью сго¬
реть, иначе работа двигателя будет неэкономичной. В горящих
газах внутри двигателя возникают колебания, бороться с к-рыми
часто бывает трудно. Вытекающие из РД газы должны расширяться
в сопле, чтобы их скорость возросла и стала максимально возмож¬
ной — от этого зависят и тяга двигателя, и расход топлива; для
достижения этого при миним. потерях, весе и габаритах сопло
должно тщательно профилироваться. Расчет сопла сложен, т. к.
химич. реакции в газах вовсе не заканчиваются в камере сгорания,
они продолжаются и в сопле; от совершенства сопла во многом зави¬
сит и совершенство всего РД. Дополнит, трудности возникают,
когда нужно изменять направление силы тяги, т. е. управлять
вектором тяги для управления полетом ракеты. Существуют разные
методы изменения направления газового потока, вытекающего из
двигателя. К. Э. Циолковский предлагал устанавливать на выходе
из сопла спец, жаростойкие (графитовые) рули; можно весь РД
установить на шарнирном устройстве — карданном подвесе,
или сделать подвижным не весь РД, а только само сопло; впрыск
внутрь сопла какой-нибудь жидкости или газа заставляет те¬
кущий в сопле газовый поток отклоняться в нужном направ¬
лении.
Совр. мощный ЖРД снабжен рядом сложных систем автоматич.
регулирования (напр., электропневмопирогидравлической и др.),
включающих разл. регуляторы, клапаны, дроссели, датчики, реле,
переключатели и т: п. Сюда относятся системы запуска и останова,
регулирования тяги и соотношения расходуемых компонентов топ¬
лива, наддува топливных баков, управления вектором тяги и др.
Дефект в работе этих систем может вывести РД из строя;
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 379
в двигателе сгорает огромное количество топлива, более взрыво
опасного, чем мн. обычные взрывчатые вещества.
Развитие ЖРД идет ио неск. направлениям. Непрерывно повы¬
шается тяга двигателей, что диктуется необходимостью увеличения
стартового веса всей ракетной системы; так, напр., в США создан
ЖРД тягой 690 т и разрабатываются проблемы создания еще более
мощных РД. Наряду со сверхмощными создаются и микроракетпые
двигатели с тягой всего в неск. кг и много меньше для систем ориен¬
тации и стабилизации космич. аппаратов. Усиленно разрабатыва¬
ются ЖРД на высокоэффективных топливах — жидком кислороде
и жидком водороде, жидком фторе и жидком водороде, а также дви¬
гатели на долгохранимых топливах с тем, чтобы их можно было
использовать после длит, нахождения в космич. полете. Для уве¬
личения экономичности ЖРД совершенствуются его рабочий про¬
цесс, схема, повышаются давление в камере сгорания и степень
расширения газов в сопле. Улучшается конструкция оси. элементов
двигателя — смесительной головки, сопла, системы подачи топ¬
лива, охлаждения, регулирования и др. Повышается надеж¬
ность ЖРД, увеличивается длительность их работы, создаются
новые конструкц. материалы. Разрабатываются ЖРД вспомогат.
назначения — тормозные (ретроракеты), рулевые (управления
полетом), ориентации. Большое внимание уделяется упрощению
конструкции ЖРД. Испытывается ряд своеобразных «гибридных»
двигателей, в которых обычно используется твердое горючее,
заполняющее камеру сгорания, и жидкий окислитель, подавае¬
мый в камеру из бака в нужном количестве; по своим свой
ствам они занимают промежуточное положение между ЖРД и
РДТТ.
Пытаются использовать в ЖРД и такое рабочее тело, как воздух.
Космический полет начинается и заканчивается па Земле, его
начальный и завершающий этапы протекают в земной атмосфере.
Использование кислорода из воздуха вместо запасаемого в баках
окислителя уменьшает потребный запас топлива на борту, поэтому
ВРД способен работать гораздо дольше ЖРД при том же запасе
топлива. ВРД стал оси. типом двигателя авиации, и все чаще появ¬
ляются проекты его использования и на космич. PH, в особенности
крылатых способных совершать взлет и посадку, как обычные само¬
леты, и потому пригодных для многократного использования, что
крайне важно для снижения стоимости космич. пусков. Разрабаты¬
ваются и разные проекты комбинированных РД, в к-рых органи¬
чески сочетаются ВРД и ЖРД, напр. турборакетного или ракетно¬
прямоточного.
Возможно использование воздуха в ЖРД с помощью т. н.
эжекторов, к-рые подсасывают окружающий воздух в вытека¬
ющую из Р. д. газовую струю. Этот воздух либо просто увеличи¬
вает массу реактивной струи, либо кислород из воздуха служит
также для дожигания продуктов сгорания ЖРД, причем в обоих
случаях тяга двигателя возрастает, а расход топлива на 1 кг тяги
уменьшается.
Для увеличения уд. импульса, а следовательно, и полезного
гРУза, выводимого в космос, перспективно использование ядерной
энергии. Пока ЯРД еще не созданы, но ведутся работы по их со¬
зданию. Первые конструкции ЯРД будут основаны, вероятно, на
применении облегченных урановых и плутониевых ядерных реак-
380 РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
Диапазон тяг совр.
ЖРД весьма широк:
а — двигатель F-1
тягой 690 т; космич.
ракеты «Сатурн-5»;
б — микроракетный
двигатель (для мас¬
штаба дана сигарета)
(США)
торов с т. н. твердофазной активной зоной. Тепло, выделяемое в
таких реакторах, используется для нагрева рабочего тела —
водорода, вытекающего с большой скоростью из двигателя наружу
и создающего реактивную тягу. Уд. импульс может быть при этом
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 381
Первый в мире электриче¬
ский (электротермии.) РД,
созданный В. П. Глушко
в ГДЛ (1929-33)
увеличен вдвое по сравнению с лучшими химическими РД.
Не исключено, что увеличение еще в 2—3 раза может быть полу¬
чено с помощью более совершенных типов ЯРД, напр. с т. н. га¬
зовым реактором. Еще больше принципиальные возможности термо¬
ядерных РД, однако до их создания науке предстоит решить за¬
дачу использования термоядерной энергии в стационарных энер-
гетич. установках.
Значительное, в десятки и сотни раз, увеличение уд. импульса
может быть достигнуто с помощью ЭРД. В ЭРД в кинетич. энергию
реактивной струи рабочего тела переходит не химич. энергия, а
подводимая к нему электрич. энергия, в к-рую, в свою очередь,
переходит энергия к.-н. иного вида — ядерная, солнечная, химич.
Поэтому всякий ЭРД состоит из 2 осн. частей — силовой установки,
генерирующей электрич. ток, и двигателя, в к-ром с помощью тока
происходит разгон рабочего тела до очень больших скоростей исте¬
чения. В зависимости от устройства двигателя все ЭРД делятся на
3 осн. группы: в электротермия. РД электрич. ток просто разогре¬
вает рабочее тело до очень высокой темп-ры, отчего и скорость исте¬
чения оказывается большой; в электромагнитных (или плазменных)
РД, помимо разогрева, происходит разгон образовавшегося сильно
нагретого и потому электропроводного газа, т. н. плазмы, с помо¬
щью электромагнитного поля; в электростатич. (или ионных) РД
разогрев рабочего тела может быть весьма малым или даже вовсе
отсутствует, в них вначале происходит ионизация рабочего тела
к.-н. способом, а затем уже поток ионов разгоняется в электростатич.
поле. Из-за необходимости в электрогенерирующей установке мощ¬
ность ЭРД оказывается ограниченной, вследствие чего их тяга,
как правило, очень невелика, пока она равна обычно граммам и
будет доведена, вероятно, до кг. Поэтому ЭРД могут применяться
только в космосе после того, как кораблю уже сообщена первая кос-
мич. скорость. Взлет КЛА должен производиться с помощью мощ¬
ных РД с тягой, большей веса ракеты, — РДТТ, ЖРД, ЯРД. Но
зато потом, когда включается ЭРД, он даже при его малой тяге
способен сообщить КЛА очень большую скорость, если будет ра¬
ботать долгое время: в этой непрерывной работе, часто в течение
многих месяцев подряд, заключается еще одно принципиальное
отличие ЭРД от кратковременно работающих химич. РД. Затрата
топлива, несмотря на такой замедленный разгон КЛА, оказывается
з82 РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА
значительно меньшей, что объясняется гораздо большим уд. импуль¬
сом ЭРД; соответственно большим может быть и полезный груз.
С помощью ЭРД будут совершаться, вероятно, дальние и сложные
космич. полеты, грузовые перевозки и т. п., пока же их начали
уже использовать в системах ориентации KJIA. Впервые экспери¬
ментальный ЭРД (электротермия, типа) был разработан В. П. Глуш¬
ко в ГДЛ в 1929—33. В последние годы ЭРД использовались в ко¬
смич. полетах на ракетах СССР и США.
Гипотетич. фотонный, или квантовый, РД представляет собой
теоретически предельно возможный РД. Это объясняется тем,
что скорость истечения рабочего тела из фотонного РД является
вообще максимально возможной в природе — это скорость света,
поскольку из фотонного РД вытекают не молекулы и атомы,
а фотоны, кванты света. Фотонный РД был бы наиболее подхо¬
дящим для особо сложных и дальних космич. полетов, какими
являются межзвездные перелеты, но пока наука еще не знает
реальных путей создания таких двигателей, способных развивать
достаточную тягу.
РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ТВЕРДОГО ТОПЛИВА (РДТТ) —
см. Твердотопливный ракетный двигатель.
РАКЕТОДРОМ — см. Космодром.
РАНЦЕВАЯ СИСТЕМА ЖИЗНЕОБЕСПЕЧЕНИЯ - СЖО, вы
полненная в виде наспинного ранца, используемая при выходе кос¬
монавтов из КК в космич. пространство, на поверхность Луны и др.
небесных тел. Полностью автономная Р. с. ж. обеспечивает жизне¬
деятельность космонавта в скафандре в условиях воздействия глубо¬
кого вакуума, солнечной и космич. радиации, резких температур¬
ных перепадов. В блоках системы регенерации (кондиционирования
воздуха) Р. с. ж. осуществляется очистка воздуха от углекислого
газа, водяных паров и вредных примесей, восполнение израсходо¬
ванного для дыхания кислорода и поддержание необходимого тем¬
пературного режима. Регенерация воздуха может производиться
с использованием кислорода, находящегося в газообразном или
жидком состоянии в баллонах или контейнерах; очистка от угле¬
кислого газа и влаги — с помощью химич. (гидроокиси щелочных
металлов, силикагель и др.) или кислородсодержащих веществ.
В перспективных Р. с. ж. регенерация воздуха может быть основана
на физико-химич. системах, обеспечивающих очистку от углекис¬
лого газа и влаги с помощью регенерируемых устройств и получе¬
ние кислорода из выделяемых человеком углекислого газа и воды.
Применение таких Р. с. ж. в значит, степени увеличит возможное
время пребывания космонавта в скафандре, а также надежность
Р. с. ж. Для циркуляции воздуха в скафандре служат вентиляторы
с электроприводом или инжекторы. Нормальный температурный
режим в подскафандровом пространстве поддерживается системой
терморегулирования. Теплообмен скафандра с окружающим про¬
странством — лучистый, поэтому важны оптич. характеристики
поверхности скафандра. Тепло из скафандра может отводиться при
помощи радиационных и испарит, теплообменников, испарением
воды в панелях или рубашках, хладагентов, циркулирующих по
трубкам системы охлаждения.
РАСПИЛИВАНИЕ ЖИДКИХ КОМПОНЕНТОВ ТОПЛИВА -
распад струи жидкости, впрыскиваемой из форсунки РД, на капли
РД-(1-3) 383
и дробление полученных капель на более мелкие. Эти процессы
вызываются воздействием на струю и капли внешних сил (аэродина¬
мических и возникающих при взаимном соударении), а также внутр.
сил, в основном обусловленных турбулентностью течения жидкости
в форсунке. Распиливание жидких компонентов топлива является
одним из факторов, определяющих протекание рабочего процесса
в ЖРД.
РАССЕЯНИЕ РАДИОВОЛН — наблюдаемое в неоднородной
среде нерегулярно изменяющееся со временем распространение
радиоволн в направлениях, отличных от направления проходящей
(рассеиваемой) радиоволны. Р. р. в тропосфере заметно на см- и
djn-волнах, в ионосфере — на КВ и более длинных. Явление тропо¬
сферного Р. р. используется в РРЛ наземной связи на дж-волнах,
а ионосферного — на м-волнах.
РАСХОД ТОПЛИВА — количество топлива, затрачиваемого
РД за 1 сек (секундный Р. т.) или за весь полет (суммарный Р. т.).
Секундный Р. т. мощных РД большой тяги измеряется т/сек\ сум¬
марный Р. т. достигает сотен и тысяч т при полете космиче¬
ских PH.
РАСХОДОНАПРЯЖЕННОСТЬ — величина секундного расхода
топлива, приходящегося на единицу площади поперечного сечения
камеры сгорания РД.
РАСЧЕТ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ — теоретич. определение
параметров рабочего процесса РД по основным его стадиям, осн.
характеристик агрегатов и РД в целом, расчет регулирования РД
по тяге и соотношению компонентов топлива и т. п. Р. р. д. пред¬
шествует выбор топлива, исходя из назначения РД, и выбор схемы
РД. Затем следует расчетное определение оптимальных значений
давления в камере и степени расширения газов в сопле с учетом
весовых эквивалентов, уд. импульса и габаритов РД. Для выбран¬
ных характеристик производится полный расчет РД. Различают
термодинамич. расчет процессов в камере сгорания и газогенераторах
(определение термодинамич. параметров продуктов сгорания и
теоретич. уд. импульса), газодинамич. расчет камеры двигателя
(определение действит. уд. импульса и осн. параметров камеры
сгорания и сопла), расчет профиля сопла, охлаждения камеры дви¬
гателя и газогенератора (теплопередачи и гидравлический), форсу¬
нок и системы смесеобразования, потерь давления в топливных
трактах и магистралях, гидравлич. расчет насосов, термодинамич.
расчет турбины, расчет системы подачи в насосы (напр., пусковых
систем, бустерных насосов с приводами, агрегатов наддува баков
окислителя и горючего), перепадов давлений на регулирующих
органах и др. расчеты агрегатов автоматики, расчет влияния внеш¬
них и внутр. факторов на осн. параметры двигателя, настройки ЖРД
для работы на номинальном режиме, расчет запуска, импульса
последействия, амплитудно-частотных характеристик двигателя,
устойчивости работы, динамический расчет регулирующих ор¬
ганов, расчет на прочность отдельных агрегатов двигателя и т. п.
Ввиду сложности и большого объема Р. р. д. осуществляется с
помощью аналоговых и цифровых ЭВМ наиболее совершенных
систем.
РД-(1—3) — семейство всиомогат. самолетных ЖРД с насосной
подачей азотнокислотно-керосинового топлива, химич. зажиганием,
неогранич. числом повторных, полностью автоматизированных
384 РД-(107—108)
пусков, с регулируемой и макс, тягой у земли 300—900 кг. РД-1
и РД-1ХЗ, помимо стендовых доводочных и официальных испыта¬
ний, прошли ок. 400 наземных и летных испытаний на самолетах
конструкции В. М. Петлякова — Пе-2, С. А. Лавочкина — Ла-7Р и
120Р, А. С. Яковлева — ЯК-3, П. О. Сухого — Су-6 и Су-7
(1943—46). Основные летчики-испытатели: А. Г. Васильченко,
А. С. Польчиков, В. Л. Расторгуев, А. В. Давыдов. РД-1ХЗ и
РД-2 прошли государственные испытания, РД-3 — стендовые.
Разработаны В. П. Глушко в ГДЛ—ОКБ (рис., с. 397).
Богатый опыт, накопленный при разработке этого семейства
ЖРД и их самолетных установок, послужил фундаментом, на к-ром
в ГДЛ—ОКБ были созданы двигатели для всех ракет, совершавших
полеты в космос в СССР до конца 1970.
РД-(107—108). РД-107— ЖРД 1-й ступени PH «Восток».
В пустоте тяга (регулируемая) 102 га, уд. импульс 314 сек, давление
газов в камере сгорания 60 ата, степень расширения газов 150,
окислитель — жидкий кислород, горючее — керосин. Двигатель
четырехкамерный, с 2 рулевыми качающимися камерами (снижают
уд. импульс двигателя в целом на 1 сек), одним ТНА с 2 осн. на¬
сосами (окислителя и горючего) и с 2 вспомогательными, приводи¬
мыми через мультипликатор (перекиси водорода для газогенератора
и жидкого азота для системы наддува топливных баков), газогене¬
ратором, комплектом автоматики и регуляторов с приводами, тепло-
обмейником для газификации азота выхлопными газами турбины,
пирозажигат. автоматич. устройством, силовой рамой для сборки
двигателя и крепления к ракете. Отличается высоким уд. импульсом
и надежностью. На PH устанавливаются 4 РД-107. РД-108 — ЖРД
2-й ступени PH «Восток», тяга в пустоте (регулируемая) 96 га,
уд. импульс 315 сек, давление газов в камере сгорания 52 ата,
степень расширения газов 150, топливо то же. В отличие от
РД-107, имеет 4 рулевые камеры, иные агрегаты автоматики
и раму; запускается на земле одновременно с двигателями 1-й
ступени. На PH устанавливается один РД-108. Эти двигатели
разработаны в 1954—57 ГДЛ—ОКБ. С их помощью выведены на
орбиты первые сов. ИСЗ, первые КК с космонавтами. В течение 13
лет используются в разл. модификациях на ряде PH, предназна¬
ченных для вывода объектов на околоземные орбиты, к Луне, Ве¬
нере и Марсу.
РД-119 — ЖРД 2-й ступени PH «Космос». В пустоте тяга (ре¬
гулируемая) 11 га, уд. импульс 352 сек, давление газов в камере сго¬
рания 80 ата, степень расширения газов 1350, окислитель — жид¬
кий кислород, горючее — несимметричный диметилгидразин. Дви¬
гатель состоит из камеры с пирозажигательным автоматич. устрой¬
ством, ТНА, однокомпонентного газогенератора, в к-ром разлага¬
ется несимметричный диметилгидразин, пиростартера, комплекта
автоматики и регуляторов с приводами, системы неподвижных ру¬
левых сопел с газораспределителями, силовой рамы для крепления
двигателя к ракете. В конструкции широко использован титан.
Отличит, особенность РД-119 — уд. импульс, наивысший для
ЖРД кислородного класса, работающих на высококипящих горю¬
чих. Разработан в 1958—62 ГДЛ—ОКБ.
РД-214 — ЖРД 1-й ступени PH «Космос». В пустоте тяга (ре¬
гулируемая) 74 га, уд. импульс 264 сек, давление газов в камере
сгорания 45 ата, степень расширения газов в сопле 64, окислитель
РЕАКТИВНОЙ СТРУИ ВОЗДЕЙСТВИЕ 385
па основе азотной кислоты, в качестве горючего — продукты пере¬
работки керосина.
Двигатель обладает наибольшими тягой и уд. импульсом среди
известных двигателей этого класса, работающих на азотнокислотном
окислителе и углеводородном горючем. РД-214 четырехкамерный,
с общим ТНА, включающим турбину, центробежные насосы окис¬
лителя и горючего (по одному), а также насос перекиси водорода
для питания газогенератора. Продукты каталитич. разложения
перекиси водорода в газогенераторе служат для привода турбины.
Отработанный в турбине парогаз выбрасывается через сопло за борт
ракеты, что создает дополнит, тягу. Охлаждение камер регенера¬
тивное, горючим, а также внутренней завесой, образуемой перифе¬
рийными форсунками головки камеры сгорания. Зажигание химич.,
пусковым горючим, самовоспламеняющимся с основным окисли¬
телем; пусковое горючее заливается в основную магистраль перед
насосом горючего. Запуск производится без промежуточной ступени.
Тяга в полете регулируется изменением расхода перекиси водорода
в газогенераторе. Выключение двигателя — через конечную ступень.
Управление вектором тяги — с помощью газовых рулей. Двигатель
РД-214 установлен и летает с 1957 на прототипе ракеты «Космос»
и относится к ранним разработкам ГДЛ—ОКБ (1952—57).
РЕАКТИВНАЯ СИЛА — сила реакции (отдачи) струи газов
(или др. рабочего тела), вытекающей из двигателя. Р. с. — равно¬
действующая всех сил давления газов на внутренние поверхности
камеры РД.
РЕАКТИВНАЯ СТРУЯ — струя рабочего тела (газов и др.),
вытекающая из РД и создающая реактивную силу. Формирование
Р. с. — завершающий этап рабочего процесса РД.
РЕАКТИВНАЯ ТУРБИНА — турбина, в к-рой преобразование
потенциальной энергии рабочего тела в кинетическую происходит
как в сопловом аппарате, так и на рабочих лопатках ротора турбины.
Р. т. турбонасосного агрегата РД выполняется обычно низкопере-
падной высокооборотной.
РЕАКТИВНОЕ СОПЛО — см. Сопло.
РЕАКТИВНОЙ СТРУИ ВОЗДЕЙСТВИЕ — силовое, тепловое,
эрозионное, химич. и пр. воздействие реактивной струи РД на
наземное оборудование при пуске и в нач. период полета PH над
стартовой площадкой космодрома. Сверхзвуковая высокотемпера¬
турная реактивная струя одиночного РД или блока РД оказывает
значит, силовое и тепловое воздействие на пусковую систему, напр.
Реактивная струя ра¬
ботающего ЖРД
386 РЕАКТИВНЫЕ МАХОВЫЕ МАССЫ
силовое воздействие на грань газоотражателя определяется распре¬
делением давления струи по площади грани, его макс, величина
достигает многих am. Наибольшее усилие от Р. с. в. на перпенди¬
кулярную ее оси преграду больших размеров не превышает силы
тяги этого РД. Тепловое воздействие реактивной струи характе¬
ризуется наибольшими значениями темп-ры и температурными
полями в стенках газоотражателя и др. элементов пусковой системы.
Оно может привести к оплавлению металла стенок, прогару их,
уносу материала и т. д.
РЕАКТИВНЫЕ МАХОВЫЕ МАССЫ — инерционные исполнит,
органы систем ориентации, выполненные в виде маховиков (гиро¬
скопов) с регулируемой скоростью вращения. При изменении ско¬
рости вращения (разгоне или торможении)
маховиков развиваются моменты реакции
(отдачи), к-рые используются как управ¬
ляющие моменты, воздействующие на К Л А.
В большинстве случаев применяют три
Р. м. м., создающие управляющие моменты
относительно каждой из трех осей КЛА
(рис.).
РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (д в и-
гатель прямой реакции) —
двигатель, создающий силу тяги в резуль¬
тате истечения из него реактивной струи.
Кинетич. энергия струи образуется в ре¬
зультате превращения разл. видов энергии
(тепловой, химия., ядерной, электрич., сол¬
нечной и др.). Р. д. — сочетание собственно
двигателя и движителя. Понятие «Р. д.»
объединяет все виды двигателей прямой реакции (ракетный двига¬
тель, воздушно-реактивный двигатель, комбинированные ракетные
двигатели и^т. п.).
В реактивных двигателях происходит не только преобразование
подводимой к двигателю энергии (химич., солнечной, ядерной,
электрич.) в механич. полезно используемую энергию, именно —
в кинетич. (скоростную) энергию движения рабочего тела двигателя,
но и непосредственно без помощи какого-нибудь промежуточного
спец, устройства (движителя) создается движущая сила тяги в виде
реакции (отдачи) струи вытекающего из двигателя рабочего тела
(обычно, газообразных продуктов сгорания топлива). Т. о., реак¬
тивный двигатель представляет собой как бы сочетание собственно
двигателя и движителя.
В зависимости от того, использует двигатель для работы окру¬
жающую его среду или нет, реактивные двигатели делятся на 2 осн.
класса. Первые, использующие окружающий воздух, наз. воздушно-
реактивными (ВРД), вторые — ракетными. Существуют и реактив¬
ные двигатели, представляющие собой как бы сочетание обоих оси.
типов.
РЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ ОРИЕНТАЦИИ - распростра¬
ненный вид исполнит, органа систем ориентации КЛА. В качестве
Р. д. о. применяют микроракетные двигатели — ЖРД, РДТТ, РД,
работающие на сжатом газе (пневматические РД), и др. Р. д. о.
устанавливают на КЛА так, что линии действия их тяг проходят
не через центр масс КЛА, а на нек-рых расстояниях от него; бла¬
РЕГЕНЕРАЦИЯ ВОДЫ 387
годаря наличию этих т. н. плеч тяг при работе Р. д. о. возникают
моменты, изменяющие угловое положение КЛА. Количество Р. д. о.,
необходимое для трехосной ориентации КЛА, колеблется от 6 до
12; в последнем случае управляющий момент относительно каждой
оси аппарата создается одноврем. включением двух Р. д. о. Расход
рабочего тела Р. д. о. за единицу времени (час, сутки) — важный
показатель системы ориентации; им определяется, при данном за¬
пасе рабочего тела, время работы системы, а следовательно,—
время эффективного использования всего КЛА. Расход рабочего
тела при работе Р. д. о. зависит, помимо удельного импульса, также
от режима работы (см. Импульсный режим) и величины плеч тяг,
поэтому Р. д. о. размещают в местах, наиболее удаленных от центра
масс КЛА.
РЕАКТИВНЫЙ ЛЕТАТЕЛЬНЫЙ АППАРАТ (РЛА) - общее
наименование обширного класса аппаратов, полет к-рых основан
на принципе прямой реакции. Частными случаями РЛА являются
КЛА, ВКС, МБР и др.
РЕАКТИВНЫЙ НАУЧНО-ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКИЙ ИНСТИ¬
ТУТ (РНИИ) — научно-исследовательская и опытно-конструктор¬
ская организация. Создан в Москве в сентябре 1933 на базе Газоди¬
намической лаборатории (ГДЛ) и Группы изучения реактивного
движения (ГИРД). Начальником РНИИ был назначен начальник
ГДЛ И. Т. Клейменов, заместителем — начальник ГИРД С. П. Ко¬
ролев, а с янв. 1934 — зам. начальника ГДЛ Г. Э. Лангемак. Коллек¬
тив ин-та поддерживал тесную связь с К. Э. Циолковским. Тематика
РНИИ охватывала все осн. проблемы ракетной техники. В стенах
РНИИ сложился творческий коллектив, к-рый создал ряд экспе¬
риментальных баллистич. и крылатых ракет и двигателей к ним.
В 1934—38 были совершены полеты многих ракет. В 1939 проведены
летные испытания крылатой ракеты 212 с двигателем ОРМ-65,
в 1937—38 — наземные испытания ракетопланера РП-318 с ОРМ-65.
В 1940 летчик В. П. Федоров впервые совершил полет на РП-318
с двигателем, являющимся модификацией ОРМ-65. В 1942 летчик
Г. Я. Бахчиванджи совершил полет на ракетном самолете Ви-1
с ЖРД Д-1-А-1100. Учитывая основополагающий вклад РНИИ
в развитие отечеств, ракетостроения, кратерной цепочке на обратной
стороне Луны длиной 540 км присвоено наименование этой органи¬
зации.
РЕАКТОР ЯДЕРНОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ — ядерный
реактор, в к-ром выделяющееся тепло служит для нагрева рабочего
тела РД.
РЕГЕНЕРАТИВНОЕ ОХЛАЖДЕНИЕ — см. Охлаждение ракет¬
ного двигателя.
РЕГЕНЕРАЦИЯ ВОДЫ — получение питьевой воды из влаго¬
содержащих отходов жизнедеятельности человека и биокомплекса.
Источниками воды являются моча. сан.-бытовые воды, конденсат
атм. влаги, собираемый в кабине, транспирациоиная влага, выде¬
ляемая растениями при наличии оранжереи космической или фото-
синтетич. реактора. Способы Р. в. могут быть разделены на 2 группы:
Р. в. с малым потреблением энергии — сорбция, фильтрация, коа¬
гуляция, полупроницаемые мембраны, электродиализ, и энергоем¬
кие методы Р. в. — дистилляция, каталитич. окисление, лиофили-
зация и др. Способы 1-й группы применяются при Р. в. из жидкостей
с меньшим количеством примесей (конденсат атм. влаги, транспирац.
388 РЕГЕНЕРАЦИЯ ВОЗДУХА
вода). Моча обрабатывается при высоких темп-pax в сочетании
с вакуумом, что требует большого расхода энергии. Для длит, кос-
мич. полетов перспективны методы вымораживания и лиофилизации
(молекулярная сушка) с использованием космич. вакуума, тепла
Солнца и холода на теневой стороне КК.
РЕГЕНЕРАЦИЯ ВОЗДУХА биологическая — непре¬
рывное восстановление оптимальной атмосферы в герметич. кабине
КК в результате жизнедеятельности способных к фото- или хемо¬
синтезу автотрофных организмов (водорослей, высших растений,
хемосинтезирующих бактерий) с целью обеспечения экипажа и орга¬
низмов биокомплекса кислородом, получаемым из выделяемого ими
углекислого газа и паров воды. Достоинством Р. в. является орга-
нич. связь между всеми участниками биокомплекса и автотрофными
организмами, в частности биомасса автотрофных организмов может
быть использована для питания др. участников биокомплекса, а от¬
ходы жизнедеятельности перерабатываются в автотрофном звене
СЖО.
РЕГЕНЕРАЦИЯ ПИТАТЕЛЬНОГО РАСТВОРА - восстановле¬
ние питат. ценности среды при выращивании автотрофов в СЖО
КК. Осуществляется физико-химич. методами — дистилляцией,
сорбцией, экстракцией, окислением и др. с целью удаления и ней¬
трализации накапливающихся продуктов обмена веществ и избы¬
точных количеств нек-рых соединений (напр., хлористого натрия).
Р. п. р. создает возможность длительно выращивать растения с пост,
объемом питат. раствора.
РЕГЛАМЕНТ РАДИОСВЯЗИ — документ, разработанный Ме¬
ждународным союзом электросвязи и определяющий выделение
полос частот и порядок их использования для различных видов
радиосвязи. Выделение полос частот для всех видов космич. радио¬
связи было произведено на Чрезвычайной административной кон¬
ференции радиосвязи в 1963 (Женева). Оно вступило в силу с 1965
после ратификации его правительствами стран — участниц Между¬
народного союза электросвязи. Кроме распределения полос частот,
Р. р. содержит рекомендации по совместному использованию по¬
лос частот различными службами, нормы помех, терминологию
и пр.
РЕГУЛИРОВАНИЕ ДАВЛЕНИЯ в кабине КК — автома-
тич. поддержание в заданных пределах общего давления газовой
среды в герметич. кабине; одна из важных функций системы кондици¬
онирования воздуха КК. На КК «Меркурий», «Джемини» и «Аполлон»
Р. д. осуществляется изменением подачи в кабину газообразного
кислорода с помощью кислородного прибора, а на К К «Восток» —
путем управления процессом регенерации кислорода. Для предотвра¬
щения чрезмерного повышения давления в кабине, а также для вы¬
равнивания перепада давлений в кабине и окружающей среде при
спуске КК предусматривается регулятор давления.
РЕГУЛИРОВАНИЕ ЖИДКОСТНОГО РАКЕТНОГО ДВИГА¬
ТЕЛЯ — автоматич. полдержание или программированное измене¬
ние параметров рабочего процесса ЖРД для обеспечения заданных
величин тяги и соотношения компонентов ракетного топлива коэф¬
фициента, устойчивой работы ЖРД, а также управления переход¬
ными режимами (запуском, выключением и т. п.). Р. ж. р. д. осу¬
ществляется внутридвигат. или внешней (ракетной) системой, либо
той и другой вместе. Тяга (дросселирование, форсирование) обычно
«РЕЙНДЖЕР» 389
регулируется изменением секундного расхода топлива при неизмен¬
ной площади миним. сечения сопла (при тюрем, давлении газа в ка¬
мере сгорания). Коэфф. соотношения компонентов топлива на номи¬
нальном режиме работы ЖРД постоянно поддерживается таким,
при к-ром получается наибольшее значение удельного импульса.
В противном случае, кроме уменьшения уд. импульса из-за прежде-
врем. расхода одного из компонентов, образуются неиспользованные
остатки второго компонента топлива и уменьшается время горения,
что приводит к снижению скорости ракеты в конце активного уча¬
стка. Р. ж. р. д. может выполняться в огранич. пределах. Для
Р. ж. р. д. в широких пределах должны применяться спец, меры,
исключающие перегрев двигателя или возникновение неустойчиво¬
сти процесса сгорания.
РЕГУЛИРОВАНИЕ РДТТ — изменение рабочего процесса РДТТ
для обеспечения заданной величины тяги. Тяга программируется
изменением поверхности горения топливного заряда путем предва¬
рит. придания заряду определ. геометрия, формы. Обеспечение
2 ступеней тяги, необходимых в нек-рых случаях, выполняется
либо геометрия, формой заряда, либо применением составного
топливного заряда. Принципиально возможно регулировать РДТТ
изменением площади миним. сечения сопла или воздействием фак¬
торов, влияющих на скорость горения заряда.
РЕГУЛЯТОР КАЖУЩЕЙСЯ СКОРОСТИ — комплекс устройств,
измеряющих кажущуюся скорость КЛА и контролирующих в каж¬
дый момент ее соответствие заданной (расчетной) величине. При
отклонении величины кажущейся скорости от расчетной Р. к. с.
увеличивает или уменьшает тягу РД. Р. к. с. применяется в систе¬
мах управления мощными и длительно работающими РД, в част¬
ности на PH и др. КЛА, совершающих энергичные маневры.
РЕГУЛЯТОР РЕГЕНЕРАЦИИ — автоматич. прибор, используе¬
мый в системах регенерации воздуха для управления скоростью
регенерации кислорода и таким образом регулирования давления
в герметич.'кабине КК. На КК «Восток», «Восход» и «Союз» для ре¬
генерации воздуха использовались надперекиси щелочных металлов,
дополнит, осушители и поглотители углекислого газа; концентра¬
ция углекислого газа в кабине поддерживалась путем выбора
определ. скорости вентиляции воздуха кабины через поглотители
углекислого газа, а влажность — осушкой воздуха в основном и до¬
полнит. поглотителях влаги. При такой системе регенерации повы¬
шение или понижение общего давления воздуха в кабине вызы¬
вается, соответственно, повышением или понижением парциального
давления кислорода.
РЕЖИМ ПРЕДВАРИТЕЛЬНОГО УСПОКОЕНИЯ КЛА - см.
Гашение угловой скорости.
РЕЖИМ РАБОТЫ РД — характеристика работы РД, определяе¬
мая величиной и скоростью изменения тяги, расходом компонентов
топлива и др. параметрами. Различают переходные режимы (запус¬
ка, выключения, изменения тяги и коэфф. соотношения компонен¬
тов топлива в процессе регулирования) и рабочие режимы РД.
«РЕЙНДЖЕР» — наименование серии амер. автоматич. КЛА,
предназнач. для полетов к Луне, а также программа их разработки
и полетов. КЛА «Р.» рассчитаны на передачу на Землю телевизион¬
ных изображений лунной поверхности, получаемых на участке
сближения с Луной; мягкая посадка на Луну не предусмотрена,
390 РЕКОМБИНАЦИЯ
КЛА «Рейнджер»: 1 —
солнечные батареи;
2 — контейнер с бор¬
товой аппаратурой и
телевизионными ка¬
мерами; 3 — остро¬
направленная антен¬
на; 4 — малонаправ¬
ленная антенна
при падении на нее аппарат разбивается. Вес КЛА до 365 кг, на
борту установлены 6 телевизионных камер с разл. объективами.
Первые 6 пусков КЛА «Р.» были неудачными. «Р.-7», запущенный
28 июля 1964, достиг поверхности Луны в районе Моря Облаков.
На участке подлета (расстояние до Луны от 1800 км до 300 м) на
Землю было передано большое количество телевизионных изобра¬
жений, дающих представление о рельефе лунной поверхности. На
последних из этих изображений различимы детали рельефа разме¬
ром 0,5—1 м. «Р.-8» (запущенный 17 февр. 1965) и «Р.-9» (запущен¬
ный 21 марта 1965) передали аналогичные изображения др. райо¬
нов лунной поверхности (в Море Спокойствия и в Кратере Аль¬
фонс).
РЕКОМБИНАЦИЯ — воссоединение молекул из их частей,
образовавшихся при диссоциации, а также из свободных радикалов.
РЕКУРРЕНТНЫЕ МАГНИТНЫЕ ВОЗМУЩЕНИЯ - возмуще¬
ния магнитного поля Земли, обнаруживающие тенденцию к 27-днев¬
ной повторяемости (период вращения Солнца), что служит одним из
доказательств корпускулярной теории геомагнитных бурь.
РЕСИВЕРНАЯ — сооружение с комплектом оборудования для
приемки, хранения и выдачи сжатых газов на космодроме. В Р. рас¬
полагаются секционированные баллонные батареи для хранения
сжатого воздуха и азота или гелия; баллонные батареи внутри
Одно из изображений лунной поверх¬
ности, переданное с КЛА «Рейнджер-9»
перед падением на Луну. Стрелкой
указано место падения
секции объединены общим коллектором. Входные и выходные ма¬
гистрали секций выведены на пневмощиты, на к-рых расположены
управляемая запорная арматура, фильтры, газовые редукторы и
РЛА 39!
контрольные приборы. В спец, помещениях находятся панели ви¬
зуального контроля системы управления операциями приема и
выдачи сжатых газов. Р. имеют системы дистанц. управления про¬
цессом заполнения сжатыми газами, хранения и выдачи их по¬
требителям. Давление, при к-ром хранится газ в Р., — от 200 до
400 апгм.
РЕСУРС РД — полная продолжительность работы РД на ракете
(рабочий Р.). Фактич. Р. ЖРД больше рабочего на величину дли¬
тельности контрольных технологии, стендовых испытаний, обычно
предшествующих поставкам двигателей, и на величину запаса,
необходимого для обеспечения надежной работы в течение рабочего
Р. Наибольший Р. имеют РД верхних ступеней ракет. Р. РДТТ
достигает десятков и сотен сек., ЖРД — минут и часов, ЭРД —
тысяч и десятков тыс. часов.
РЕТРАНСЛЯТОР АКТИВНЫЙ — радиотехнич. приемно-пере¬
дающее устройство, устанавливаемое на подвижном или неподвиж¬
ном промежуточном пункте линии радиосвязи, для приема, усиле¬
ния и дальнейшей передачи сообщений от одного промежуточного
или оконечного пункта к другому. Р. а. на связном ИСЗ содержит
радиоприемник, разделит, устройство (для съема команд и ввода
телеметрия, сигналов), радиопередатчик и источники питания. Для
одноврем. приема и передачи сообщений на разных, но близких
радиоволнах возможны общая антенна и электрич. фильтры для
устранения взаимных помех. Бортовая аппаратура Р. а. выпол¬
няется на ПП приборах, в радиопередатчиках применяются спец.
СВЧ приборы (лампа бегущей волны и др.) мощностью излучения
до десятков вт.
РЕТРАНСЛЯТОР ПАССИВНЫЙ — электропроводящие среда
или механич. конструкция определ. формы, способные рассеивать
или направленно отражать энергию радиосигналов и используемые
как промежуточный пункт линии радиосвязи. К Р. п. относятся:
связной ИСЗ пассивный, ионизированных частиц облако, пояс иголок,
поверхность Луны и др.
РЛА — экспериментальные реактивные летательные аппараты,
разрабатывавшиеся В. П. Глушко в ГД Л в 1930—33.
РЛА-1 — неуправляемая ракета для вертикального взлета
на высоту до 2—4 км\ предназначалась для летных испытаний ЖРД
тягой ок. 250 кг, проверки старта без направляющего станка с пус¬
кового стола. Длина ракеты 1880 мм, диаметр корпуса 195 мм.
Подача топлива с помощью сжатого воздуха из аккумулятора давле¬
ния без редуктора давления; бак горючего (керосина) помещался
концентрично внутри бака окислителя (азотной кислоты). Корпус
ракеты стальной, головка и хвостовое оперение деревянные, изго¬
товлялась механич. мастерскими Монетного двора (Ленинград)
и др. Разработана, изготовлена и прошла предварит, стендовые
испытания с ОРМ-52 в 1933.
РЛА-2 — в отличие от РЛА-1 имел дюралюминиевую головку,
несущую пилотский парашют с метеоприборами, раскрытие к-рого
предусматривалось вышибным автоматом; в средней части корпуса
ракеты введен арматурный отсек с редуктором давления воздуха;
хвостовое оперение дюралюминиевое. В 1933 на стенде была отрабо¬
тана укладка парашюта в головку, испытаны автомат для выбрасы¬
вания парашюта и арматурный отсек с редуктором давления. В связи
с этим РЛА-1 была перебрана по схеме РЛА-2 и в таком виде прошла
.492 РЛЛ
PJIA-1
PJIA-2
стендовые испытания в конце 1933. Пуск производился выдергива¬
нием ме-ханич. чеки, освобождавшей пружину, к рая открывала воз¬
душный клапан, отделяющий аккумулятор давления от топливных
баков. Летные испытания РЛА-1 и РЛА-2 не проводились.
РЛА-3 — управляемая ракета, отличалась от РЛА-2 наличием в
корпусе приборного отсека с 2 гироскопич. приборами с воздушным
РЛА Ш
дутьем (применяемыми на морских
торпедах), управлявшими с помо¬
щью пнеиматU4. сервоприводов и
механич. тяг 2 парами воздушных
рулей, размещенных в хвостовом
оперении. Для рулей был выбран
аэродинамич. профиль Мунка, от¬
личавшийся наименьшим смеще¬
нием центра давления при пере¬
кладке рулей. Изготовление
РЛА-3 в 1933 завершено не было.
РЛА-100 — ракета с расчетной
высотой вертикального подъема
до 100 км; стартовый вес ракеты
400 кг, вес азотнокислотного топ¬
лива 250 кг, вес двигателя 20 кг,
вес полезного груза 20 кг, тяга
двигателя 3000 кг, время работы
20 сек. Ракета состояла из 2 кор¬
пусов с общей головкой. Для
стабилизации полета предусмат¬
ривалась установка двигателя
выше центра тяжести ракеты на
карданном подвесе (при стабили¬
зации двигателя непосредственно
гироскопом). Для питания дви¬
гателя топливом карданные коль¬
ца выполнялись полыми, с уплот¬
нениями в цапфах. В головной
части ракеты размещались метео-
рологич. приборы с парашютом и
автоматом для выбрасывания их
в атмосферу; в нижней части кор¬
пуса — аккумуляторы давления
со сжатым воздухом для подачи
компонентов топлива в двигатель;
верхние баки предназначались
для окислителя, средние — для
горючего; материал баков и акку¬
муляторов давления — высоко¬
прочная сталь. Нижние части
корпусов несли дюралюминиевое
оперение, обеспечивавшее распо¬
ложение центра давления воздуха
ниже центра тяжести ракеты. Для
определения траектории полета
было предусмотрено использова¬
ние разработанного для этой цели
киносъемочного аппарата с секун¬
домером, установленного в одном
из хвостовых обтекателей. Старт — из станка. Перед стартом
двигатель устанавливался в нужном положении и фиксировался
запускающимся гироскопом. Проект РЛА-100 был разработан в
1930—32. Для стендовой отработки стабилизации двигателя гиро¬
РЛА-100
394 РП-318
скопом и газовой струей на карданном подвесе в начале 1933
был изготовлен станок с карданной установкой двигателя. Баки
находились в произ-ве. В связи с созданием в конце 1933 в РНИИ
подразделения по разработке собственно ракет все работы по РЛА-1,
РЛА-2, РЛА-3 и РЛА-100 были переданы в эту организацию, однако
дальнейшей реализации не получили.
РП-318 — первый сов. ракетопланер, пилотируемый Л А с ЖРД,
созданный в 1936—40 РНИИ по проекту С. П. Королева. РП-318 —
моноплан со среднерасположенным крылом большого удлинения;
топливные баки размещались в фюзеляже, за кабиной пилота, дви¬
гатель — в хвостовой части, под оперением. Стартовый вес 657 кг,
вес топлива (азотная кислота и керосин) 75 кг; длина 7,9 мУ размах
крыльев 17 м\ расчетная скорость полета до 270 км/час. Наземная
отработка проводилась в 1936—38 с двигателем ОРМ-65 кон¬
струкции В. П. Глушко, а дальнейшая и полеты — с двигателем
РДА-1-150 конструкции Л. С. Душкина (модификация ОРМ-65
с пониженными характеристиками: диапазон тяг 140—70 кг вместо
175—50 кг, уд. импульс 186 сек. при тяге 140 кг, вместо 210 сек. при
150 кг). Первый полет РП-318 с работающим ЖРД осуществлен
летчиком В. П. Федоровым 28 февр. 1940. Полеты РП-318 дали цен¬
ные материалы для последующего развития реактивной авиации.
РУА (Roy), Морис (р. 1899) — франц. ученый, член (с 1949)
и секретарь (с 1966) Парижской АН. Окончил Политехнич. школу
в Париже. С 1922 работал в воен. орг-циях. В 1926—46 — проф.
Школы мостов и дорог, в 1930—40 — проф. Высшей нац. школы
по аэронавтике. В 1947 — проф. Политехнич. школы. В 1949—62 —
директор Нац. бюро по изучению и исследованию аэронавтики.
Известен своими работами в области механики и термодинамики.
Президент Комитета по космич. исследованиям (КОСПАР).
РУКАВА — гибкие трубопроводы, используемые для подачи
воздуха или воды. Р. воздушные изготовляются из прорезиненной
ткани с кольцами жесткости для сохранения формы. Применяются,
как правило, для подвода теплого воздуха к местам обогрева: дви-
гат. отсеку, приборному отсеку, головной части. Р. водяные делятся
на напорные и всасывающие; всасывающие Р. изготовляются из
2 слоев резины или прорезиненной ткани (с последующей вулкани¬
зацией), между к-рыми располагается проволочная спираль для
противодействия внешнему давлению; напорные Р. делают из льня¬
ной, оческовой или хлопчатобумажной ткани. Р. объединяются
в рукавные линии с помощью быстроразъемных соединений.
РУЛЕВОЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (верньерный) —
РД малой тяги, служащий для управления полетом ракеты по задан¬
ной программе. Устанавливается 2 или более Р. р. д. Боковой мо¬
мент создается поворотом либо рассогласованием их тяг (созданием
разнотяговости) при неподвижной установке.
РУЛЕВЫЕ МАШИНЫ — силовые приводы (электромеханич.
или иного типа) в системе угловой стабилизации К Л А, управляю¬
щие положением рулевых РД, газовых рулей или положением глав¬
ного РД с карданным подвесом.
РУЧНОЕ УПРАВЛЕНИЕ — управление КК, при к-ром часть
функций выполняется автоматич. устройствами, а часть — летчи-
ком-космонавтом. По быстродействию, чувствительности и точности
автоматич. устройства значительно превосходят человека, но
уступают ему, напр., в способности разносторонне контролиро¬
РМНИП 395
вать работу бортовых систем, сопоставлять и анализировать посту¬
пающую информацию, вырабатывать наилучший порядок действий
в случаях, пе предусмотренных основной программой. Благодаря
этому Р. у. надежнее чисто автоматического. При решении нек-рых
специфич. задач возможности человека оказываются шире, чем
у автоматов. Напр., после небольшой тренировки человек способен
быстро выбрать любую звезду, нужную для решения навигац.
задачи или для ориентации по ней КК; автоматич. устройства,
решающие эту задачу (особенно при выборе слабых звезд), до наст,
времени достаточно сложны. Вместе с тем управление КК требует
одноврем. контроля большого числа разнородных величин (напр.,
управление угловым положением К К — контроля трех угловых
координат и трех составляющих его угловой скорости) и не может
быть полностью возложено на человека; часть функций управления
должна выполняться автоматич. устройствами.
РЫНИН, Николай Алексеевич (1877—1942) — сов. ученый
в области авиации и начертат. геометрии, автор ряда работ по реак¬
тивной технике, межпланетным сообщениям и освоению стратосферы.
В 1901 окончил Петербургский ин-т инженеров путей сообщения,
где в 1920 организовал факультет воздушных сообщений. С 1921 —
профессор там же. Р. экспериментально изучал проблему влияния
инерционных перегрузок на живой организм. В 1918 было опубли¬
ковано его заключение на проект реактивного летательного аппа¬
рата Н. И. Кибальчича. Р. — автор монографии «Теория авиации»
(1917), курса «Проектирование воздушных сообщений» (1937) и др.
В 1928—32 он издал труд «Межпланетные сообщения». Это была пер¬
вая энциклопедия по истории и теории реактивного движения и
космич. полетов. Труд состоит из 9 выпусков: т. 1, вып. 1 — Мечты,
легенды и первые фантазии; т. 1, вып. 2 — Космические корабли
в фантазиях романистов; т. 1, вып. 3 — Лучистая энергия в фанта¬
зиях романистов и проектах ученых; т. 2, выи. 4 — Ракеты и двига¬
тели прямой реакции; т. 2, вып. 5 — Теория реактивного движения;
т. 2, вып. 6 — Суперавиация и суперартиллерия; т. 3, вып. 7 — Рус¬
ский изобретатель и ученый К. Э. Циолковский. Его биография,
работы и ракеты; т. 3, вып. 8 — Теория космического полета; т. 3,
вып. 9 — Астронавигация. Летопись и библиография. Р. — орга¬
низатор и председатель межпланетных сообщений секции, создан¬
ной в 1928 при Ленинградском ин-те инженеров путей сообщения.
С 1931 сотрудничал в ЛенГИРД. Именем Р. назван кратер на обрат¬
ной стороне Луны. (Портрет, с. 372).
с
САМОВОСПЛАМЕНЯЮЩЕЕСЯ ТОПЛИВО — двух компонент¬
ное жидкое ракетное топливо, воспламеняющееся при обычной
температуре в случае контакта обоих компонентов — окислителя
и горючего. Применение С. т. упрощает конструкцию ЖРД и повы¬
шает его надежность, т. к. отпадает нужда в системе зажигания, об¬
легчается запуск, улучшается устойчивость сгорания, но повы¬
шаются требования к герметичности при эксплуатации.
САМОЛЕТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — РД, устанавли¬
ваемый на самолете. В качестве стартовых применяются РДТТ; для
форсирования стартов, маневров в полете и в качестве основных —
ЖРД с многократным запуском и регулируемой тягой. Первые
С. р. д. в СССР — Д-1-А-1100 и семейство двигателей РД-(1—3)
(рис., с. 397).
САПРОФИТЫ — живые организмы, поглощающие необходимые
для питания органич. вещества из разлагающихся остатков расте¬
ний и животных непосредственно через клеточные стенки; такой
способ питания наз. сапрофитным. Дрожжи, плесневые грибы и
большинство бактерий — типичные С. Они включаются в состав
биокомплекса КК для минерализации отходов жизнедеятельности
живых организмов (бактерии), а также для частичного воспроиз¬
водства пищи (дрожжи, иек-рые виды грибов).
САТУРН — вторая по размерам (после Юпитера) планета Сол¬
нечной системы, шестая по порядку от Солнца Ср. расстояние от
Солнца 9,539 а. е. д. (1427 млп. км) эксцентриситет орбиты 0,0556,
наклон к эклиптике 2° 29',4. Время обращения но орбите 29,458 года.
Средняя скорость по орбите 9,6 км!сек. Альбедо 0.76, цвет интенсивно
желтый. Поверхность С. не видна, определены физич. характеристи¬
ки фигуры, образуемой непрозрачными слоями атмосферы: средний
диаметр 116820 км (9.17 земных), сжатие 1 : 10, масса 5,7 X 1029 г
(95,1 земных), средняя плотность 0,68 г/сж3, ускорение силы тяже¬
сти на экваторе за вычетом центробежного (1,76 м/сек2) 9,06 м/сек2
(0,93 земного), вторая космич. (параболич.) скорость 33 км/сек.
Глубина атмосферы, радиус и характер твердой поверхности С.
неизвестны. Период обращения вокруг оси тропич. зоны атмосферы
10 час. 14 мин., полярных зон — на 26 мин. медленнее, наклон
экватора к плоскости орбиты 26° 44'. Планета имеет уникальную
систему колец, лежащих в экваториальной плоскости: внешнее
кольцо А (с радиусами 139—120 тыс. км), отделенное от внутр.
кольца В (с радиусами 117—89 тыс. км) т. н. щелью Кассини, кре¬
повое кольцо С (с радиусами 89—72 тыс. км). Кольца состоят из мете¬
орных тел размерами порядка 1 м, толщина колец оценивается между
5 и 0,3 км. Видимый диск С. пересечен двумя полосами, ограничи¬
вающими тропич. зону. Темп-pa наружного слоя С. в подсолнечной
точке 95° К. Состав атмосферы близок составу атмосферы Юпитера,
но аммиак выморожен сильнее. С. имеет 10 спутников; крупней¬
ший — Титан (диам. 5 тыс. км, атмосфера из метана, вторая космич.
скорость 2,8 км/сек).
«САТУРН» — наименование серии мощных амер. PH, предназ¬
наченных для отработки и запусков К К «Аполлон», обитаемых орбц-
««
о о
Сн и
65 65
Ъ Н
О о
Wco
П I
Рн 1
Ом Н
со о се
«ьб
2£&
g о «в
^<М я>
°*g
х*§
R. о
Он 1 2
1 * я
r.|S
Ǥ2
К ев о
о«в
■18
§11
ogg
|§я
!м§
£*5
Ҥg
«5°.
fls
s§§
ОЙ»
X . X
оз
Й
11«
я s°
5 к£
Sg®
«з 5
Я*
«g
&Е
я *
Я* о
S
§2
о *
So
&
*Сатурн-5*
СБОРКА РАКЕТ 399
тальных станции, тяжелых ИСЗ и др. «С.-l» п «С.-1Б»— двухступен¬
чатые PH. Стартовый вес от 520 до 580 т, общая длина с К К «Апол¬
лон» 58—68 м. 1-я ступень имеет 8 ЖРД с тягой по 85—90 т на
топливе жидкий кислород и керосин. В варианте «С.-1» 2-я ступень
имеет 6 ЖРД с тягой по 6,8 т, а в варианте «С.-1Б» — 1 ЖРД
с тягой 90,7 т на топливе жидкий кислород и жидкий водород.
2-я ступень «С.-1Б» используется в качестве 3-й ступени PH «С.-5».
Вес полезного груза, выводимого на низкую орбиту ИСЗ, — до 9 т
(«С.-l») и до 15 т («С.-1Б»). Применялись для запусков ИСЗ «Пегас»
и макетов К К «Аполлон», «С.-5» — трехступенчатая PH, стартовый
вес 2750—3000 т, общая длина с КК «Аполлон» — 110 м. 1-я сту¬
пень имеет 5 ЖРД с тягой по 690 т на топливе жидкий кислород и ке¬
росин, 2-я — 5 ЖРД с тягой по 90,7 т, а 3-я — такой же ЖРД на топ¬
ливе жидкий кислород и жидкий водород. Вес полезного груза, выво¬
димого на низкую орбиту ИСЗ, ок. 130 т. Оси. задача «С.-5»— запуск
КК «Аполлон» к Луне. Первый полет совершен 9 ноября 1967 — КК
«Аполлон-4» (без экипажа) и 3-я ступень PH, общим весом ~ 127 т,
были выведены на орбиту с высотой перигея 184 км, высотой апогея
190 км; после повторного включения 3-й ступени, основной блок КК
«Аполлон» был переведен на орбиту с высотой апогея 17,7 тыс. км
и продолжал полет по самостоят. программе. 22 янв. 1968 PH «С.-1Б»
вывела на орбиту ИСЗ лунную кабину К К «Аполлон» для ее испы¬
тания в полете (запуск «Аполлон-5»). 4апр. 1968 PH «С.-5» вывела
на орбиту ИСЗ К К «Аполлон-6» без экипажа; программа пуска
выполнена частично. 11 окт. 1968 с помощью PH «С.-1Б» выведен
на орбиту ИСЗ КК «Аполлон-7» с 3 космонавтами на борту. 21 дек.
1968 PH «С.-5» был запущен КК «Аполлон-8» с 3 космонавтами, со¬
вершивший полет к Луне с выходом на селеноцентрич. орбиту и по¬
следующим возвращением на Землю. 3 марта 1969 PH «С.-5» вывела
на орбиту ИСЗ К К «Аполлон-9» с тремя космонавтами для отработки
систем лунного отсека. Начальная орбита: высота перигея 190 км,
высота апогея 191 км. Общий вес системы (корабль, третья ступень
PH с остатками топлива и переходник между PH и кораблем),
выведенный на орбиту ИСЗ, составил 135 т. 18 мая 1969 PH «С.-5»
вывела К К «Аполлон-10» с 3 космонавтами на орбиту полета к Луне;
после облета Луны с выходом на селеноцентрич. орбиту К К вернулся
на Землю. 16 июля 1969 PH «С.-5» вывела КК «Аполлон-11» с 3 кос¬
монавтами на орбиту полета к Луне; К К успешно выполнил задачу
высадки космонавтов на Луну и возвращения их на Землю. 14 ноября
1969 PH «С.-5» вывела КК «Аполлон-12» с 3 космонавтами на орбиту
полета к Луне; К К также успешно выполнил полет на Луну с воз¬
вращением на Землю. 11—12 апреля 1970 PH «С.-5» вывела КК
«Аполлон-13» с 3 космонавтами на орбиту полета к Луне.
СБЛИЖЕНИЕ — ряд последоват. маневров, выводящих один
КЛА в непосредств. близость от другого. Задачи С. различны (см.
Инспекция, Швартовка, Сборка на орбите), основные виды С.:
перехват и мягкое сближение. (Рис., с. 400.)
СБОРКА НА ОРБИТЕ — мягкое сближение и соединение (мон¬
таж) КЛА или их частей, выполняемое автоматически или с уча¬
стием экипажей. Целью С. на о. может быть постройка крупных
искусств, спутников или дальних межпланетных кораблей из от¬
дельных блоков, последовательно выводимых на околоземную ор¬
биту. Предложена К. Э. Циолковским.
СБОРКА РАКЕТ — см. Космодром.
400 СБРОС СХЕМЫ
Сближение КК «Джемини-6» и «Джемини-7» на орбите
СБРОС СХЕМЫ — приведение элементов к.-л. схемы в исходное
положение. С. с. в системах стартового комплекса и PH имеет место
при несрабатывании одного из элементов, влияющего на качеств,
выполнение операции в целом.
СВЕТОВОЙ ГОД — см. Астрономическая единица длины.
СВОБОДНЫЙ ГИРОСКОП — астатич. гироскоп с 3 степеня¬
ми свободы относительно основания, не имеющий системы коррек¬
ции, периодически восстанавливающей или непрерывно поддер¬
живающей определенное угловое положение его оси. Из-за ухода
С. г. первоначально приданное ему угловое положение постепенно
нарушается, поэтому С. г. применяется в качестве позиционного
датчика только в тех случаях, когда время его использования срав¬
нительно невелико (напр., в системах, осуществляющих угловую
стабилизацию КЛА при кратковрем. работе РД).
СВОБОДНЫЙ ПОЛЕТ КЛА — движение КЛА вне атмосферы
при выключенных РД, совершающееся только под действием сил
притяжения Солнца и планет. С. п. аппарата подчиняется законам
небесной механики и может быть рассчитан и спрогнозирован с вы¬
сокой точностью.
СВЯЗНОЙ ИСЗ — космич. станция связи; обеспечивает ре¬
трансляцию радиосигналов между земными станциями, расположен¬
ными далеко за пределом прямой видимости. По типу ретранслятора
различают С. ИСЗ пассивные и С. ИСЗ с ретранслятором актив¬
ным; по типу орбиты — ИСЗ нестационарные («Телстар», «Реле»,.
«Эхо» и др.), ИСЗ с эллиптич. синхронной орбитой («Молния»)
и ИСЗ стационарные («Эрли Бёрд» и др.). На рисунке (стр. 401)
приведена конструкция ИСЗ с активным ретранслятором «Синком-2».
См. также Система радиосвязи через ИСЗ «Молния-1». С 1966 для
регулярной коммерческой связи ншюльзовались ИСЗ «Молния-1»
и «Эрли Бёрд», а в дальнейшем и др. С. ИСЗ.
СВЯЗНОЙ ИСЗ ПАССИВНЫЙ — ИСЗ, применяемый как ре¬
транслятор пассивный в космич. линиях связи. С. ИСЗ п. для ненап¬
равленного рассеяния энергии радиоволн — пластмассовый шар
с алюминиевым покрытием диаметром до 40 м. Направленное отра-
СГОРАНИЯ ТЕМПЕРАТУРА
/.01
Конструкция ИСЗ с активным
ретранслятором «Сннком-2»: 1 —
телеметрия, и командная штыре¬
вая антенна; 2 — реактивное
сопло системы ориентации; :> —
никель-кадмиевая аккумулятор¬
ная батарея; 4 — радиоприем¬
ник; 5 — баллон для перекиси
водорода (топливо в системе
управления положением); 6 —
коаксиальная связная щелевая
антенна; 7 — радиопередатчик
с лампой бегущей волны; 8 —
командный радиоприемник; 9 —
баллон для азота системы управ¬
ления положением; 10 — солнеч¬
ный ориентатор
жение можно получить изменением формы: шар с шахматной, пло-
скоспнральнон и др. структурами, бочкообразная, блюдцеобраз¬
ная форма и др.
СВЯЗЫВАНИЕ АЗОТА — перевод молекулярного азота в соли
аммония и азотную кислоту. При минерализации отходов жизне¬
деятельности человека и биокомплекса нек-рыми физико-химич.
методами происходит образование в значит, количествах молеку¬
лярного азота, что вызывает нарушение баланса азота в СЖО,
основанных на круговороте веществ. Поэтому при создании СЖО
необходимо осуществлять возврат азота. Соли аммония могут быть
непосредственно использованы для приготовления питательных
растворов для высших и низших растений, азотная кислота служит
для растворения твердой фазы минерализации при приготовлении
питат. растворов.
СВЯЗЫВАНИЕ СЕРЫ — перевод разл. соединений серы в сер¬
ную кислоту. При минерализации отходов жизнедеятельности чело¬
века и биокомплекса образуются разл. окислы серы, что вызывает
нарушение баланса серы в СЖО, основанных на круговороте веществ.
Серная кислота может быть использована для растворения твердой
фазы минерализации при приготовлении питат. растворов для выс¬
ших и низших растений.
СГОРАНИЯ ТЕМПЕРАТУРА — ср. темп-pa торможения про¬
дуктов сгорания в конце камеры сгорания. Пристеночный слой газа
с целью облегчения охлаждения камеры сгорания ЖРД, ЯРД и
нек-рых ЭРД обычно имеет пониженную темп-ру, но в части потока,
находящейся вне пристеночного слоя — ядре потока, при доста¬
точно хорошем перемешивании, темп-pa торможения близка к по¬
стоянной и является С. т. Теоретич. С. т. определяется термодина-
мич. расчетом РД. Фактич. С. т. близка к теоретич. и составляет
для кислородо-керосиновых и кислородо-диметилгидразиновых топ¬
лив 3500—3600°К, для азотнокислотно-керосиновых и азотнокпс-
лотно-диметилгидразиновых топлив 3100°—3200°К, для азот-
тетроксид-дпметплгидразиновых и кислородо-водородных 3400°—
3500°К, а для фторо-водородньтх 4700°—4800°К; в РДТТ для го¬
могенных топлив 2200°—3000°К, для гетерогенных 1700°—2900°К.
С.т. зависит от избытка окислительных элементов коэффициента
14 Космонавтика
402 СЕВАСТЬЯНОВ
топлива, достигал максимума при значении ото го козфф. он. 1.
С ростом давлении в камере сгорании вследствие уменьшении сте¬
пени диссоциации С. т. повышается медленно (изменение давления
на 50 am меняет С. т. на 20°—50°). Уд. импульс РД пропорционален
корню квадратному из величины С. т. (при том же молекулярном
весе продуктов сгорания).
СЕВАСТЬЯНОВ, Виталий Иванович (р. 8. 7. 1935, Красно-
уральск Свердловской обл.) — летчик-космонавт СССР, Герой Сов.
Союза (1970). В 1959 окончил Московский авиац. ин-т (МАИ) и
начал работать в конструкторском бюро. В 1965 окончил аспиран¬
туру МАИ и защитил диссертацию на ученую степень кандидата
технич. наук. Чл. КПСС с 1963. В отряде космонавтов с 1967.
1—19 июня 1970 совершил 424-часовой полет по орбите ИСЗ в ка¬
честве бортинженера корабля «Союз-9» совместно с А. Г. Николае¬
вым. Выполнил программу научно-технич. и медико-биологич.
исследований во время полета максимальной на 1970 длительности.
СЕДОВ, Леонид Иванович (р. 1907) — сов. ученый в области
механики, академик (с 1953). После окончания в 1931 Моек, ун-та
работал в Центр, аэрогидродинамич. ин-те, с 1947 — в Центр, ин-те
авиамоторостроения. С 1937 — проф. Моек, ун-та. В 1954—62 —
председатель постоя иной междуведомственной комиссии по коор¬
динации и контролю научно-теоретич. работ в области организации
и осуществления межпланетных сообщений при Астрономическом
совете АН СССР. С 1959 — президент, а с 1963 — вице-президент
Междунар. астронавтической федерации. Член Международной
астронавтической академии (с 1960). В 1960 Немецкое общество
межпланетных сообщении присудило С. медаль Оберта (Портрет,
с. 372).
СЕКСТАНТ космический — оптич. прибор, с помощью
к-рого космонавт определяет угловчр расстояния между небесными
опорными ориентирами или высоту их над местным горизонтом
(после посадки на поверхности планеты) при решении навигац.
задачи. В отличие от морского, космический С. имеет приспособ¬
ления, позволяющие проводить измерения из кабины К К или
работать с ним, находясь в космич. скафандре.
СЕКУНДА — единица измерения времени. Применяемая на
практике 1 ср. солнечная сек. равна 1 : 31556925,9747 доле тропич.
Бортинженер косми¬
ческого корабля
«Союз-9» В. И. Сева¬
стьянов.
«СЕРВЕЙЕР» 403
года для момента 1900, января 0, в 12 час. Звездная С. равна 1 : 864С0
доле звездных суток. См. Время.
СЕЛЕНОЛОГИЯ раздел планетологии, изучающий литосферу
Луны (рельеф, веществ, состав и историю развития лунной лито¬
сферы). Гл. цель современной С. — выяснение истории развития
поверхности и литосферы Луны, происхождения кольцевых форм
ее рельефа, природы грунтов, оценка их механической прочности
и т. д.
СЕНСОРНАЯ ДЕПРИВАЦИЯ (сенсорное ограниче¬
ние, сенсорный голод) — уменьшение потока афферент¬
ных (чувствующих) импульсов в центральную нервную систему.
С. д. в поступлении звуковых, зрительных и др. ощущений приво¬
дит к различным функциональным расстройствам в организме и,
прежде всего, к снижению общего физиологии, тонуса. В космич.
полете, как правило, имеет место снижение уровня внешней аффе-
рентации (слуховых, зрительных, обонятельных ощущении) вслед¬
ствие изоляции, а также однообразия и монотонности обстановки,
резкое снижение потока внутренней, т. е. проприоцептивной (от
опорно-двигательного аппарата — мышц, связок), афферентации
в связи с невесомостью, ускорениями, вибрацией и ограничением
подвижности. Влияние С. д. на состояние человека изучается в ин¬
тересах испытания, отбора и тренировки космонавтов в сурдока¬
мерах, позволяющих имитировать нек-рые условия космического
полета.
«СЕРВЕЙЕР» — наименование серии амер. АЛ С. Вес «С.» после
посадки на Луну примерно 280 кг. Снабжен системой управления
и РД для коррекции траектории и торможения перед посадкой на
лунную поверхность. Прилунение АЛС производится на три аморти¬
зирующие опоры; на борту имеются телевизионная камера для
обзора лунной поверхности и приборы для науч. исследований.
Энергопитание бортовой аппаратуры — с помощью солнечных бата¬
рей. Первый запуск «С.» —30 мая 1966. АЛС прилунилась в районе
Океана Бурь (координаты 43,4° з. д., 2,4° ю. ш.). С ее борта на Землю
были переданы телевизионные изображения лунной поверхности,
аналогичные полученным ранее с сов. АЛС «Луна-9». Запуски «С.-2»
и «С.-4» были неудачными. 17 апр. 1967 была запущена АЛС «С.-З»,
совершившая посадку в воет, части Океана Бурь (координаты 23,17°
з. д., 3,33° ю. пт.). Наряду с телевизионной системой «С.-З» имел
спец, механич. устройство с ковшом, к-рым были прорыты борозды
глубиной до 20 см для изучения лунного грунта. 8 септ. 1967 запу¬
щена АЛС «С.-5», совершившая мягкую посадку в зап. части Моря
Спокойствия (координаты 23,23° в. д., 1,48° с. ш.); наряду с переда¬
чей телевизионных изображений, с помощью альфа-анализатора
и магнита определены химич. состав лунного грунта и обнаружены
частицы железа; проведены кратковрем. включения управляющих
двигателей после посадки для выяснения их влияния на поверх¬
ностный слой Луны. «С.-6» запущен 7 ноября 1967; совершил посад¬
ку в Центральном Заливе (координаты 1,48° з. д., 0,47° с. ш.); про¬
ведены передача изображений и определение химич. состава грунта;
путем кратковременного включения управляющих двигателей (на
2,5 сек) аппарат перемещен на — 4 м от первонач. места посадки, пос¬
ле чего продолжена передача телевизионных изображений. «С.-7»,
запущенный 7 янв. 1968, совершил посадку в материковом районе
вблизи кратера Тихо (координаты 11,43° з. д., 41,01° ю. га.); про-
14*
404 СЕРДЕЧНО-СОСУДИСТАЯ СИСТЕМА
Амср. АЛ С «Сервей-
ер»: 1 — солнечная
батарея; 2 — малона¬
правленные антенны;
3 — контейнеры с
электронным обору¬
дованием; 4 — антен¬
на посадочного ра¬
диолокатора; 5 — бак
с топливом; 6 — дви¬
гатель мягкой посад¬
ки; 7 — посадочная
опора с демпфером;
8 — сопло системы
ориентации; 9 — ба¬
тарея; 10 — баллон
с гелием; 11 — теле¬
визионная камера.
(Основной двига¬
тель для торможения
при посадке на рис.
отсутствует.)
ведены передача изображений лунной поверхности, анализ химия,
состава грунта и его механич. свойств.
СЕРДЕЧНО-СОСУДИСТАЯ СИСТЕМА в условиях воз¬
действия факторов космического полета.
В предстартовом периоде возникают рефлекторные изменения, обус¬
ловленные возбуждением симпатия, отдела вегетативной нервной
системы. Ритм сердца учащается, сокращения усиливаются, повы¬
шается артериальное давление. На активном участке полета дейст¬
вие перегрузки вызывает механич. смещение сердца (что можно
определить по изменению электрич. оси сердца), происходит ряд
изменений в малом круге кровообращения. Кровь депонируется
в легочных сосудах, что ведет к замедлению скорости кровотока и
уменьшению объемного содержания «ислорода в крови. Нарушается
течение ряда рефлекторных реакций, напр. рефлексов с рецепторных
зон легочной и сонной артерий. В условиях невесомости реакции
системы кровообращения носят фазовый характер. Замедленная
нормализация пульса характерна для переходной фазы. Здесь также
наблюдаются и др. изменения, обусловленные предшествующим
влиянием перегрузок на активном участке. Через 2—4 часа насту¬
пает фаза неполного приспособления к условиям невесомости, в те¬
чение к-рой могут наблюдаться разнообразные реакции со стороны
(j.-c. с., вестибулярного аппарата и т. и. Зги реакции определяются
неустойчивостью регуляторных механизмов, их перестройкой на
новый уровень функционирования. Через 12—1G часов начинается
СИГНАЛИЗАТОР НАЛИЧИЯ ЖИДКОСТИ 405
фаза постепенной стабилизации сердечно-сосудистых реакции (фаза
относительно устойчивого приспособления). Многосуточные полеты
дают устойчивое приспособление С.-с. с. к условиям невесомости.
Однако независимо от продолжительности полета, перед спуском
отмечается реакция на «возвращение» с выраженным эмоцион.
возбуждением. При спуске перегрузки действуют на космонавта
после длит, невесомости и их переносимость снижена. Послеполет¬
ные исследования показывают сосудистую неустойчивость, сниже¬
ние тонуса сосудов и артериального давления. У космонавтов в усло¬
виях невесомости выявлена т. н. космич. аритмия. Повышенная
вариативность пульса обусловлена усилением тонуса парасимпатич.
системы. Это, в свою очередь, связано с изменением нервной регу¬
ляции на основе перестройки функционирования всего огранизма.
Основным здесь является «разгрузочный» рефлекс в связи со сниже¬
нием требований, предъявляемых к С.-с. с. в условиях невесомости
(уменьшение энергозатрат на поддержание мышечного тонуса,
отсутствие гравитац. фактора кровообращения). С.-с. с. —- очень
точный и чувствит. индикатор различных функциональных измене¬
ний при воздействии факторов космич. полета.
СЕРН АН (Сегпап), Юджин (р. 193^, г. Чикаго) — летчик-
космонавт США, офицер ВМФ. После окончания в 1956 ун-та
Пердью в г. Лафайетт, шт. Индиана, служил на военно-морской
авиационной базе в Мирамаре (Калифорния). Затем окончил военно-
морскую школу США в Монтерее (Калифорния). С 1963 — в груп¬
пе космонавтов Нац. управления по аэронавтике и исследованию
космического пространства (США). Совместно с Т. Стаффордом
3 июня 1966 совершил полет в космос на К К «Джемини-9» в каче¬
стве 2-го пилота. За 72 часа 21 мин. «Джемини-9» сделал 45 оборотов
вокруг Земли, пролетев 1,8 млн. км. Во время полета С. осуществил
выход в космос, где пробыл 2 часа 5 мин.
Совместно с Т. Стаффордом и Дж. Янгом 18—26 мая 1969 со¬
вершил в качестве члена экипажа К К «Аполлон-10» облет Луны
с выходом 21 мая на орбиту ИС Л. В отделившейся от К К лунной
кабине совместно с Т. Стаффордом в течение 8 час. отрабатывал
системы маневрирования в окололунном пространстве, приблизив¬
шись на расстояние 15 «л от поверхности Луны. После стыковки с
КК вернулся в нем на Землю. Всего на селеноцентрич. орбите про¬
был 61 час 40 мин.
СИГНАЛИЗАТОР ДАВЛЕНИЯ (реле давления) — дат¬
чик, срабатывающий при заданной величине давления. Входит
в автоматику двигательной установки ракеты, РД, наземного обо¬
рудования космодрома (в систему дистанц. управления операциями
заправки и систему блокировки операций заправки). С. д. — мем¬
бранный преобразователь давления с двухпозиц. контактными эле¬
ментами, замыкающими электрич. цепь по коду «да — нет»; бывает
и мн. др. конструкций.
СИГНАЛИЗАТОР НАЛИЧИЯ ЖИДКОСТИ - датчик, сраба¬
тывающий при погружении его в жидкость и используемый, напр.,
как сигнализатор газовых пузырей в топливных магистралях дви¬
гательных установок; при заполнении топливных магистралей
системы заправки перед операцией заправки топливных баков PH
я в др. случаях. С. и. ж. —нормально разомкнутый контакт, к-рый
замыкается электропроводным топливом. Для неэлектропроводных
жидкостей используется емкостный метод, основанный на разнице
406 СИДЕРИЧЕСКИЙ ПЕРИОД ОБРАЩЕНИЯ
диэлектрич. постоянных паровой и жидкой фазы. С. н. ж. — эле¬
мент системы дистанц. управления заправкой, контроля заправки
и блокировки заправочных операций.
СИДЕРИЧЕСКИЙ ПЕРИОД ОБРАЩЕНИЯ планеты — про¬
межуток времени, в течение к-рого планета Солнечной системы
совершает полный оборот вокруг Солнца.
СИЛОВОЙ НАБОР — конструктивные элементы, подкрепляю¬
щие оболочку ракеты, нагружаемую сжимающими, растягиваю¬
щими или изгибными усилиями. Оболочка несущего корпуса ра¬
кеты подкрепляется продольным С. н. (стрингеры) и поперечным
С. н. (шпангоуты). С. н. выполняется из тонкостенных профилей.
СИЛОВЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ системы управления — см.
Исполнительные органы.
СИНОДИЧЕСКИЙ ПЕРИОД ОБРАЩЕНИЯ планеты —
промежуток времени, по истечении к-рого планета, двигаясь вокруг
Солнца, для земного наблюдателя возвращается в прежнее поло¬
жение относительно Солнца. С. п. о. Луны наз. синодическим
месяцем.
СИНТЕЗ БИОЛОГИЧЕСКИЙ — получение сложных органич.
соединений из более простых путем обмена веществ в живом растит,
или животном организме. В растит, организмах С. б. осуществ¬
ляется в процессе фотосинтеза, в животном организме — за счет
энергии, образовавшейся в процессе диссимиляции органич. веществ
внутри организма. С. б. зависит от внешней среды и тесно связан
с распадом веществ, одновременно идущим в организме. Имеет
важное значение для создания СЖО КК.
СИРАНО ДЕ БЕРЖЕРАК (Cyrano de Bergerac), Савиньен
(1619—55) — франц. поэт. Сын адвоката-дворянина. Учился в
иезуитском коллеже, два года служил солдатом в королевской
гвардии. В 1649 закончил соч. «Иной свет, или Государства и импе¬
рии Луны» (L'autre monde ou les etats et empires de la Lune». Состоит
из 2 частей. 1-я часть опубл. в 1657 под наз. «Histoire comigue
contenant les etats et empires de la Lune», 2-я часть опубл. в 1662
под назв. «Les etats et les empires du Soleil»), в к-ром описал 8 спо¬
собов полета на Луну и 4 — па Солнце, в т. ч. с помощью последо¬
вательно воспламеняемых пороховых ракет. Именем С. де Б. назван
кратер на обратной стороне Луны.
СИСТЕМА АВТОМАТИЧЕСКОЙ ОБРАБОТКИ (САО) -мед и
цинской информации на борту К Л А — служит
для предварит, обработки данных наблюдений о состоянии членов
экипажа КЛА с целью последующей передачи земным станциям.
САО позволяет уменьшить потребную пропускную способность
телеметрич. каналов, что особенно важно при длит, полетах, путем
«сжатия» информации и соответствующего кодирования сообщений.
САО дает возможность осуществить автоматич. оперативную оценку
состояния членов экипажа с сигнализацией опасных ситуаций без
участия наземного врачебного персонала, автоматически управлять
работой СЖО КЛА, включать средства аварийного спасения и др.
При наличии на КЛА врача САО может помогать ему, выполняя
роль диагностич. машины. Одна из центральных проблем при
построении САО — разработка диагностич. алгоритмов, т. е. точ¬
ных предписаний о последовательности действий, необходимых
для решения диагностич. задачи.
СИСТЕМА ЖИЗНЕОБЕСПЕЧЕНИЯ - см. Жизнеобеспечение.
СИСТЕМА РАДИОСВЯЗИ 407
СИСТЕМА ЖИЗНЕОБЕСПЕЧЕНИЯ КК «АПОЛЛОН» - рас¬
считана на 14-суточный полет 3 космонавтов в командном модуле
(орбитальном К К) и 48-часовое пребывание 2 космонавтов в лунном
модуле (посадочном КК; рис., с. 408) с полезным объемом ~ 5,4 м3.
Атмосфера кабины — мед. кислород с давлением 0,35 ата, источ¬
ником к-рого служит газификатор, хранящий жидкий кислород
при сверхкритич. давлении. Углекислый газ поглощается патронами
с гидроокисью лития. Сублимированные пищевые продукты, расфа¬
сованные в спец, упаковке, помещаются в контейнере КК. Продукты
жизнедеятельности членов экипажа складируются в контейнеры с
консервантами. Терморегулирование в командном модуле произво¬
дится охлаждением кислорода с помощью промежуточного хладаген¬
та в радиационном теплообменнике, при пиковых тепловыделе¬
ниях — в гликолевом испарителе; терморегулирование в лунном
модуле осуществляется охлаждением кислорода в водяном и гли¬
колевом испарителях. Сконденсированная в теплообменнике ска¬
фандра влага в командном модуле откачивается насосом с пневхмо-
приводом в емкость для хранения, а в лунном модуле удаляется
с помощью 2 центробежных влагоот делите лей. СЖО лунного моду¬
ля состоит из 54 агрегатов общим весом 103 кг. Потребляемая мощ¬
ность 251 вт (рис., с. 408).
СИСТЕМА ЖИЗНЕОБЕСПЕЧЕНИЯ КК «ВОСТОК» . Регенера¬
ция и кондиционирование воздуха в СЖО корабля «Восток» обеспе¬
чивались блоком, состоящим из регенерац. установки, холодильно¬
сушильного агрегата, поглотителей влаги, контролирующей и ре¬
гулирующей аппаратуры (рис., с.409). Источником кислорода служи¬
ла надперекись щелочного металла, способная выделять кислород и
поглощать углекислый газ при продуве его влажным кабинным
воздухом. На выходе из регенерац. установки находился фильтр
для поглощения вредных примесей из воздуха. Осушка воздуха осу¬
ществлялась поглощением части влаги регенеративным веществом,
осаждением влаги из воздуха на охлаждаемых поверхностях тепло¬
обменника холодильно-сушильного агрегата и поглощением влаги
химич. поглотителями на основе импрегнированных тканей. Тре¬
буемые температурный и влажностный режимы в кабине поддер¬
живались с помощью холодильно-сушильного агрегата, состоящего
из теплообменника, вентилятора, регулятора темп-ры и др. Тепло
от холодильно-сушильного агрегата отводилось хладагентом, по¬
даваемым из системы терморегулирования. Запасы пищи и воды
хранились в заложенных в контейнеры алюминиевых тубах и па¬
кетах из полимерных пленок, в к-рых размещался весь рацион
космонавтов. Удаление твердых и жидких отходов жизнедеятель¬
ности космонавтов обеспечивалось работой АСУ. В герметич. кабине
КК давление 755—775 мм рт. ст., содержание кислорода 21—25 объ-
емн. %, углекислого газа 0,35—0,5 объемн.%, относит, влажность
воздуха 51—57%, темп-pa воздуха +13°—+26° (рис., с. 409).
СИСТЕМА РАДИОСВЯЗИ космонавтов — комплекс ра-
дпотехнич. средств на борту К К для обеспечения связи летчиков-
космонавтов с Землей и между собой при групповых полетах.
Радиотелеграфная и радиотелефонная связь при полетах по низ¬
ким орбитам над Землей может проводиться на КВ и УКВ; при поле¬
тах над ионосферой — только на УКВ и СВЧ. Речь летчиков-космо-
навтов может быть записана на магнитную ленту и затем передана на
Землю с большой скоростью. Может быть спец, радиоприемник,
СИСТЕМА РАДИОСВЯЗИ 409
с ручным приводом; 9 — жидкостно-воздушный теплообменник с устрой¬
ством для сбора конденсата влаги; 10 — вентилятор с электроприводом;
11, 12, 13,14, 15 — автоматич. регуляторы темп-ры (задатчик, чувствит.
элемент, усилитель и исполнит, механизм, регулирующий орган — шторка);
16, 20, 21 — измерители влажности; 17, 23 — измерители давления; 18,
22 — измерители темп-ры; 19 — пульт; 24, 25, 26 — автоматич. газоана¬
лизаторы на кислород и углекислый газ
позволяющий принимать радиовещат. программы. Передача телевиз.
изображений летчнков-космонавтов с борта КК на Землю может
осуществляться на УКВ или СВЧ (см. Космовидение). Радиотехннч.
аппаратура С. р. обычно выполняется на ПП приборах. При даль¬
них космич. полетах для связи К К с Землей должен быть исполь¬
зован диапазон СВЧ с направленным излучением с борта КЛА.
Возможна также оптическая связь.
Принципиальная схема СЖО лунного модуля КК «Аполлон»: 1 — емкости
с водой; 2 — штуцер заправки водой автономной СЖО скафандра; 3 — подача
кислорода в кабину; 4 — отбор кислорода из кабины; 5, 18 — кислородно¬
гликолевый теплообменник; 6 — регулятор темп-ры; 7 — вентиляторы скафан¬
дров; 8 — гидроокись лития и поглотители вредных примесей; 9 — гликоль-
глнколевый теплообменник; 10 — радиоэлектронное оборудование; 11 — регу¬
лятор темп-ры в кабине; 12 — кабинный теплообменник с вентиляторами;
13 — клапан аварийного наддува кабины; 14 — охлаждающие пластины; 15 —
блок гликолевых насосов; 16 — штуцер заправки кислородом автономной СЖО
скафандра; 17 — влагоотделнтелн; 19 — сублиматор льда; 20 — гликолевый
аккумулятор; 21 — водяной испаритель; 22 — кислород низкого давления;
23 — гликолевый испаритель; 24 — кислород высокого давления; 25 — фрео*
новый испаритель
410 СИСТЕМА РАДИОСВЯЗИ ЧЕРЕЗ ИСЗ «МОЛНИЯ-1
СИСТЕМА РАДИОСВЯЗИ ЧЕРЕЗ ИСЗ «МОЛНИЯ-1» - пер¬
вая сов. система радиосвязи и обмена телевиз. программами через
ретранслятор активный на ИСЗ «Молния-1». ИСЗ выведен на
сильно вытянутую (мосле коррекции апогей 39 957 км и перигей
548 ял*) над Сев. полушарием эллиптич. орбиту с наклонением 65,1°
и периодом обращения 12 час. (см. схему). Земные станции системы
радиосвязи через ИСЗ соединены кабельными линиями или РРЛ
с междугородными телефонными станциями, телеграфами и телевиз.
центрами. Раз в сутки в течение 9 час. через ИСЗ возможен обмен
Схема радиосвязи через
ИСЗ «Молния-1»: 1 —
зона радиовидимости (ог¬
раничена пунктиром);
2 — земные станции ца-
дпосвязц
черно-белыми или цветными телевиз. программами, двусторонняя
многоканальная телефонно-телеграфная и фототелеграфная связь
между любым пунктом СССР и многими странами Европы и Азии.
В частности, ежедневно осуществляется двусторонняя связь между
Москвой и Владивостоком. Радиопередатчик ретранслятора мощно¬
стью 40 вт излучает сигналы через нанравл. параболнч. антенну,
ширина диаграммы направленности к-рой охватывает всю видимую
с ИСЗ поверхность Земли. Всего до 4 окт. 1970 запущено 15 ИСЗ
«Молния-1».
СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ - КЛА — автоматич. или полуавто-
матич. (т. е. предполагается участие космонавта) комплекс уст¬
ройств, поддерживающих движение КЛА близким к требуемому,
т. е. заданному заранее или выбираемому в каждый момент самой
СКАФАНДР 411
С. у. так, чтобы обеспечить вы¬
полнение конечной задачи (дости¬
жение определенной планеты,
встречу с другим КЛА и т. д.).
Различают С. у. движением центра
масс КЛА и С. у. его угловым
движением; последние условно
делятся на системы угловой ста¬
билизации и системы ориентации.
Основные составные части боль¬
шинства С. у. — чувствительные
элементы, преобразующие устрой¬
ства и исполнительные органы.
См. Управление движением.
«СКАУТ» — серия американ¬
ских PH, используемых с 1960
для выведения малых ИСЗ. «С.» —
4-ступенчатая PH с РДТТ на всех
ступенях. Стартовый весок. 17 т,
общая ,длина 22 .и, тяга РД 1-й
ступени 52 т. Вес полезного
груза, выводимого на низкую ор¬
биту ИСЗ, от 70 до 140 кг (для
разл. модификаций). С помощью
PH «С.» запущен ряд малых ИСЗ:
«Эксплорер», «Секор», «Сан-
Марко», франц. ИСЗ «ФР-1» и др.
СКАФАНДР — индивидуаль¬
ное снаряжение (герметич. кос¬
тюм) летчика или космонавта,
обеспечивающее условия жизне¬
деятельности и работоспособности
в разреженной атмосфере или
космич. пространстве, в частности,
поддерживающее в заданных пре¬
делах автономный режим атмо¬
сферы (давление, темп-ру, влаж¬
ность и газовый состав). С. бывают
двух типов: высотно-спасательные
и космические. В ыеотно-
спасательный С. предна¬
значен для обеспечения жизне¬
деятельности летчиков и космо¬
навтов при разгерметизации ка-
^ бины самолета или КК, при ката¬
пультировании на больших высотах и скоростях полета, привод*
нении, а также для защиты от воздействия высоких или низких
температур. Состоит из мягкого герметич. костюма и герметич.
шлема жесткой конструкции; может иметь объемные герметич.
сапоги и перчатки. В зависимости от способа вентиляции и обес¬
печения кислородом различают вентиляционные и регенерацион¬
ные С. В вентиляционный С. воздух поступает из источника сжатого
воздуха (напрГ, компрессора двигателя), предварительно" проходя
через узлы регулирования расхода и темп-ры, и выходит в кабину
Американская ракета-носитель
«Скаут»
412 СКАЧОК УПЛОТНКНИЯ
или атмосферу. В регенерационном С. воздух циркулирует но
замкнутому контуру: из С. газовая смесь поступает в патроны
с поглотителями углекислого газа и влаги, затем для охлаждения
или подогрева — в узел регулирования темп-ры, и возвращается
в С. При спуске на парашюте снабжение летчика кислородом осу¬
ществляется от парашютного кислородного прибора, автоматически
включающегося в момент катапультирования.
Космический С. предназначен для обеспечения жизне¬
деятельности и работоспособности космонавта в течение длит, вре¬
мени при выходе его из кабины КЛА в открытое космич. простран¬
ство или на поверхность планеты. При конструировании космич.
С. должны быть решены 3 осн. проблемы: отвод тепла, обеспечение
норм, газовой среды для дыхания и достаточная подвижность в об¬
ласти суставов. Космич. С. могут быть мягкой и жесткой конструк¬
ции; в отличие от высотно-спасат. С., они должны иметь внешнюю
оболочку с оптимальными коэфф. излучения и поглощения тепла,
защищающую космонавта от резких тепловых перепадов и ионизи¬
рующей радиации. Двойная герметич. оболочка создает надежную
герметизацию, иллюминатор гермошлема должен открывать доста¬
точный обзор и иметь систему защиты глаз от прямых солнечных
лучей. Для вентиляции и снабжения космонавта кислородом ис¬
пользуется автономная ранцевая система регенерации и кондицио¬
нирования газовой среды, либо же бортовая кислородно-дыхат.
аппаратура, соединенная с космич. С. шлангами. При мягкой кон¬
струкции космич. С. давление чистого кислорода регулируется
в пределах 0,35—0,21 кг/см2, при жесткой — можно поддержи¬
вать наземное давление и вентилировать С. обычным воздухом.
В структуру оболочек можно включить нек-рые компоненты СЖО
для очистки газовой среды от токсич. веществ, удаления избы¬
точного количества углекислого газа и влаги, дополнит, охлажде¬
ния и др. Космический С. должен быть обеспечен средствами пере¬
движения и ориентации, а также биотелеметрической системой для
объективной регистрации основных физиологических показателей и
осуществления медицинского контроля за состоянием космонавта.
СКАЧОК УПЛОТНЕНИЯ — скачкообразное уменьшение ско¬
рости движения и повышение плотности, давления и темп-ры в
сверхзвуковом потоке газа. Образуется при торможении сверх¬
звукового потока и может возникнуть при обтекании Л А, при
движении газов в сверхзвуковом сопле, в реактивной струе, на
входе в воздухозаборник ВРД и т. д. Процессы в С. у. необратимы
(связаны с потерей давления торможения). Появление С. у. в соплах
РД вследствие перерасширення (см. Степень расширения сопла)
уменьшает потери тяги и уд. импульса, обусловленные перерас-
итирением, т. к. после С. у. на внутр. контур сопла действует более
высокое давление, чем при течении в сопле без С. у.
СКИПИДАР C10Hie — ракетное горючее. Бесцветная или желто¬
ватая пахучая высококипящая жидкость, плотность 0,85—0,87 г/см3,
г°пл менее — 55°, t°KWn 155—180°; смесь терпенов. На воздухе окис¬
ляется и осмоляется, при отсутствии контакта с атмосферой стаби¬
лен, коррозионно малоактивен. С. неск. эффективнее керосина.
Как горючее для ЖРД предложен К. Э. Циолковским в 1914;
с 1933 использовался в ГД Л как компонент горючего, самовоспла¬
меняющегося с азотной кислотой и азотнокислотным окислителем.
Применяется во Франции (в паре с азотной кислотой).
СМЕСИТЕЛЬНАЯ ГОЛОВКА Ш
СКЛОНЕНИЕ — координата в экваториал!.ной системе небес¬
ных координат; дуга большего круга, проходящего через полюс
мира и звезду, от экватора до звезды. Различают положительное
(северное) и отрицательное (южное) С., измеряемые от 0° до dz 90°.
СКЛОНЕНИЯ КРУГ — большой круг небесной сферы, прохо¬
дящий через полюсы мира и небесное светило. На С. к. отсчитыва¬
ется склонение небесных светил.
СКОТТ (Scolt), Дейвид (р. 1932, г. Сан-Антонио, тнт. Техас) —
летчик-космонавт США, полковник ВВС. Окончил воен. академию
США и Массачусетский технологический ин-т по специальности
авиация и астронавтика. Окончил также эксперимент, школу лет-
чиков-испытателей ВВС и аэрокосмич. исследоват. школу летчиков
ВВС. С 1963 — в группе космонавтов Нац. управления по аэро¬
навтике и исследованию космич. пространства (США). 16 марта 1966
совершил совместно с Н. Армстронгом полет в космос на КК «Дже-
мини-8» в качестве 2-го пилота. Полет продолжался 10 час. 32 мин.
(6,5 витков орбиты). Впервые была осуществлена стыковка на ор¬
бите с ракетой-целью «Аджена». Через 20 мин. после стыковки
возникли непредвиденные колебания ракеты и корабля. Вследствие
этого «Джемини-8» был отделен от ракеты и совершил преждеврем.
посадку. 3—13 марта 1969 совместно с Д. Макдивиттом и Р. Швей-
картом совершил полет в космос в качестве члена экипажа КК
«Аполлон-9». КК сделал 151 оборот вокруг Земли, пройдя путь 6,6
млн. км. Экипаж выполнил сложную программу по отработке си¬
стем лунного отсека КК и разл. исследования.
СЛИВ ТОПЛИВА — слив компонентов топлива из баков PH
в случае несостоявшегося пуска. С. т. может происходить самоте¬
ком, под напором гидростатич. столба жидкости или, если запра¬
вочные емкости расположены на одном уровне с PH, под небольшим
избыточным давлением, создаваемым в ее топливных баках. В этом
случае сжатый газ подается с пневмощита слива через дренажно-
предохранит. клапаны в баки PH. Возможен также С. т. с исполь¬
зованием струйного насоса. При С. т. самотеком или с использова¬
нием струйного насоса обязательно открытие дренажно-предохра-
нит. клапанов баков PH во избежание появления в них вакуума
и смятия их внешним давлением.
СМЕСЕОБРАЗОВАНИЕ — впрыск, распыливание и смешение
компонентов топлива в камере сгорания или газогенераторе ЖРД,
создающие устойчивое и достаточно полное сгорание топлива.
С. осуществляется смесительной головкой, обеспечивающей доста¬
точно однородную смесь компонентов топлива с заданным распре¬
делением концентрации и расходонапряженности в камере, при
потребном качестве распыливания. С. — сложный процесс, т. к.
ряд факторов, способствующих высокой полноте сгорания топлива,
благоприятствует возникновению высокочастотной неустойчивости
процесса горения. Поэтому обеспечение высокого значения уд.
импульса двигателя и устойчивой работы РД — важная и трудная
проблема при создании двигателя, обычно определяющая объем
затрат и срок завершения разработки.
СМЕСИТЕЛЬНАЯ ГОЛОВКА — устройство для смесеобразо¬
вания. В зависимости от конструкции смесит, элементов различают
неск. типов С. г. ЖРД: форсуночные головки, струйные головки, ще¬
левые головки, форкамерные и др. Конструкция С. г. в первую оче¬
редь определяет совершенство двигателя — полноту сгорания топ-
Ш СОБСТВЕННОГО ИЗЛУЧЕНИЯ КОЭФФИЦИЕНТ
лива, устойчивость процесса горения (отсутствие развитых коле¬
баний давления), однородность и стабильность т:олн темп-ры газов и
Сов. геофизическая
ракета В-2-А
т. д., что важно и для обеспечения охлаждения
теплонзпряженных элементов камеры сгорания
и газогенератора. С. г. — осн. часть камеры сго¬
рания ЖРД, ее разработка обычно поглощает
осн. долю затрат времени и средств на созда¬
ние надежной конструкции камеры сгорания
и газогенератора с заданными характеристи¬
ками.
СОБСТВЕННОГО ИЗЛУЧЕНИЯ КОЭФФИ¬
ЦИЕНТ (относительная излуча¬
тельная способность) — отношение
излучат, способности данной поверхности к из¬
лучат. способности абсолютно черного тела при
той же темп-ре. Спец, обработкой и нанесением
соответствующих покрытий внешней поверх¬
ности КЛА придаются необходимые для обес¬
печения теплового режима значения С. и. к.
СОВЕТСКИЕ АМС - с 1959 по 4 окт. 1970
в СССР осуществлен запуск 32 АМС разл.
типов. К их числу относятся: «Луна-1» (первая
в мире искусств, планета), «Луна-2» (первый
КЛА, совершивший полет на Луну), «Луна-3»
(осуществившая впервые в мире фотографиро¬
вание обратной стороны Луны), «Марс», «Ве¬
нера» (полеты к планетам), «Луна-9» (впервые
в мире осуществившая мягкую посадку на
Луну), «Луна-10» (первый в мире ИСЛ), «Зонд»
и др. Полеты С. АМС дали обширный науч.
материал о физич. условиях в космич. про¬
странстве, на Луне и Венере, позволили отра¬
ботать многие вопросы дальних космич. полетов
(радиосвязь, управление, ориентация и нави¬
гация при полете к др. небесным телам, по¬
садка на их поверхность, обеспечение теплового
режима на различных расстояниях от Солнца
и др.). Полученные данные, помимо их само-
стоят. науч. значения, необходимы для осу¬
ществления в дальнейшем полетов человека на
др. небесные тела.
СОВЕТСКИЕ ГЕОФИЗИЧЕСКИЕ РАКЕ¬
ТЫ — высотные исследовательские ракеты, си¬
стематически запускаемые в СССР с 1949
с целью геофизич. и др. исследований. С. г. р.
типа В-2-А предназначены для исследования
верхних слоев атмосферы, фотографирования
спектра Солнца, медико-биологич. исследова¬
ний при подъеме животных (собак) и др. на¬
учных экспериментов. Вес головного прибор¬
ного отсека 1340 кг, геофизич. контейнеров —
860 кг; длина 20 м\ наибольший диаметр кор¬
пуса 1,66 м. Макс, высота подъема 212 км
при весе полезного груза 2200 кг.
СОВЕТСКИЕ КОРАБЛИ-СПУТНИКИ 415
Ракеты типа В-5-В предназначены для астрофизических, гео¬
физических, медико-биологических, ионосферных и других научных
исследований. Использовались для отработки
средств спуска подопытных животных с боль¬
ших высот. Вес полезного груза 1300 кг;
длина 23 м; наибольший диаметр кор¬
пуса 1,66 м. Максимальная высота подъема
512 км. Запуски С. г. р. позволили полу¬
чить важные данные о строении верхней
атмосферы и ионосферы, составе космических
лучей, исследовать поведение живых орга¬
низмов в условиях ракетного полета, осу¬
ществить фотографирование солнечной короны
и ряд др. научных экспериментов.
СОВЕТСКИЕ ИСЗ. Первый в мире сов. ИСЗ
выведен на орбиту 4 окт. 1957; к 4 окт. 1970
осуществлен запуск 462 ИСЗ (см. Первые
советские ИСЗ, Советские корабли-спутники,
«Восток», «Восход», «Космос», «Электрон»,
«Молния-1», «Полет», «П ротон», «Союз»,
«Зонд», «Метеор», «Интеркосмос», «Марс»,
«Венера», «Луна»). Вес С. ИСЗ достигает 17 т
(«Протон»), высота орбиты 70 тыс. км («Элек¬
трон») и более. Полеты С. ИСЗ позволили
получить много новых данных о космич. про¬
странстве и Земле, осуществить полет человека
в космос, отработать конструкцию и бортовое
оборудование ИСЗ разл. назначения. Ряд ИСЗ
систематически используется для решения
нрактич. нар.-хоз. задач: для дальней связи,
телевизионных передач, метеорологии и мн. др.
СОВЕТСКИЕ КОРАБЛИ-СПУТНИКИ —
космич. корабли, пилотируемые ИСЗ. С целью
подготовки полета человека в космич. про¬
странство было запущено в 1960—61 5 С. к.-с.
без экипажа. При этом были проверены и
отработаны конструкция корабля и бортовые
системы, обеспечивающие безопасный полет,
жизнедеятельность космонавта и его возвра¬
щение на Землю. Вес этих КС составлял от
4540 до 4700 кг, высота полета — от 180 км до
370 км. 1-й КС был запущен 15 мая 1960; 2-й,
с собаками Белкой и Стрелкой на борту, вы¬
веден на орбиту 19 авг. 1960 и после суточ¬
ного полета совершил успешный спуск на
Землю. Катапультируемый контейнер с жи¬
вотными был отделен от корабля и опустился
на парашютах. 3-й КС запущен 1 дек. 1960;
при спуске, в связи с отклонением траектории
от расчетной, он прекратил свое существова¬
ние при входе в плотные слои атмосферы.
4-й КС запущен 9 марта 1961; в его кабине
находились манекен космонавта и собака
Чернушка; успешно совершил посадку. 5-й КС
Сон. геофизическая
ракета В-5-В
416 СОВЕТСКИЕ МЕТЕОРОЛОГИЧЕСКИЕ ИСЗ
запущен 25 марта 1961, в его кабине находились манекен космо¬
навта и собака Звездочка; успешно совершил посадку в заданном
районе.
На 16 пилотируемых С. к.-с. «Восток» (6 КК), «Восход» (2 КК),
«Союз» (8 КК) в 1961 — 70 совершили полет 22 космонавта.
СОВЕТСКИЕ МЕТЕОРОЛОГИЧЕСКИЕ ИСЗ — предназначены
для регулярного сбора метеорологич. информации, необходимой
для оперативной работы службы погоды и науч. исследований;
относятся к серии ИСЗ «Космос», «Метеор» и входят в метеорологич.
систему «Метеор». Отработка отдельных устройств для С. м. ИСЗ
проведена в 1963—64 на ИСЗ типа «Космос-23». В 1966 был создан н
испытан ИСЗ «Космос-122» с комплексом приборов для метеорологич.
наблюдений. С запуском ИСЗ «Космос-144» и «Космос-156» (28 февр.
и 27 апр. 1967) начала функционировать система «Метеор»; в даль¬
нейшем в ее состав вошли ИСЗ «Космос-184», «Космос-206» и др.
Орбиты их близки к круговым, высотой ок. 600—700 км, наклонение
81°. В полете ИСЗ непрерывно ориентированы в орбитальной системе
координат (продольная ось направлена по вертикали); энергопитание
бортовой аппаратуры от солнечных батарей, расположенных на
2 панелях, плоскости к-рых системой слежения ориентируются
перпендикулярно направлению солнечных лучей. Метеорологич.
аппаратура включает: 2 телевизионные камеры для наблюдения на
дневной стороне Земли (полоса захвата на местности — 1000 км,
разрешающая способность 1,25 км); ИК-апиаратуру телевизионного
типа (полоса захвата на местности — 1100 км, разрешение ^ 15 км,
работает в «окне прозрачности» атмосферы 8—12 р, чувствительность
к температурным перепадам до 2—3°); 4 прибора актинометрия,
аппаратуры — сканирующие и широкосекторные, для измерения
потоков радиации от Земли (полоса захвата на местности до 2500 км,
измерение в диапазонах 0,3—3 р, 3—30 р, 8—12 р). За один оборот
по орбите аппаратура дает данные об облачности с территории,
составляющей ^ 8% , о радиационных потоках с ~~ 20% поверх¬
ности земного шара. Полученная информация запоминается в борто¬
вых запоминающих устройствах и передается на Землю в очередном
сеансе радиосвязи. С. м. ИСЗ систематически используются для
оперативной работы службы погоды в интересах народного хозяйства
и для международного обмэна.
СОВЕТСКИЕ МЕТЕОРОЛОГИЧЕСКИЕ РАКЕТЫ - разновид¬
ность геофизич. ракет, высотные исследовательские ракеты, систе¬
матически запускаемые СССР с 1949 с целью метеорологич. исследо¬
ваний: измерения темп-ры, плотности, давления атмосферы, скорости
и направления ветра но высотам. С. м. р. типа МР-1 имеют высоту
подъема 100 км; в головной части установлены тепловой и мембран¬
ные манометры, термометры сопротивления, болометры, радиотеле¬
метрия. система, аккумуляторные батареи и др. оборудование; на
заданной высоте головная часть отделяется от корпуса, после чего
они спускаются на парашютах. С. м. р. типа М-100 — двухступен¬
чатые, с РДТТ на обеих ступенях; стартовый вес 475 кг, высота
подъема 100 км при весе науч. аппаратуры 15 кг. Малые метеоро¬
логич. ракеты ММР-06 — одноступенчатые, с РДГТ; имеют стар¬
товый вес 135 кг, высоту подъема 60 км при весе науч. аппаратуры
5 кг. Пуски С. м. р. проводятся как на территории СССР, так
и в др. районах (в Арктике, Антарктике, в океанах — с гидро¬
графия. судов).
СОЛНЕЧНАЯ БАТАРЕЯ И7
СОГЛАШЕНИЯ О СОВМЕСТНЫХ ЗАПУСКАХ ИСЗ И КОСМИ¬
ЧЕСКИХ ИССЛЕДОВАНИЯХ — существуют между США п рядом
стран, а также п рамках европейских организаций но космнч. иссле¬
дованиям (ESHO. ELDO и др.) и соглашении между ESRO и США.
Заключение большинства соглашении (да исключением соглашений
между СССР и США) связано с экономия. и технич. затруднениями
отдельных стран при разработке и осуществлении самостоят. космнч.
программы. Однако ряд соглашении о междунар. сотрудничестве
продиктован постановкой таких задач, решение к-рых гораздо
аффективнее при совместных усилиях ряда стран; таково, напр.,
сотрудничество по созданию мировой геодезич. сети между Между¬
нар. геодезич. ассоциацией, КОСПАР, Междунар. геодезич. и гео-
физич. союзом и др. учреждениями, соглашение о совместных рабо¬
тах по освоению космнч. пространства, заключенное между СССР
и Францией в 1966.
Примером междунар. науч. сотрудничества является соглаше¬
ние соцналистич. стран о совместных запусках ИСЗ, о совместных
наблюдениях ИСЗ, проводимых по единой программе и при помощи
однородной аппаратуры, а также наблюдения ИСЗ с геофизиче¬
скими целями по европейской программе ИНТЕРОБС.
В 1964 между странами Европы, Азии, Америки и Австралией
были подписаны соглашения об упорядочении глобальной коммерч.
системы связи при помощи ИСЗ. Наиболее широкой формой между¬
нар. сотрудничества по освоению и исследованию космоса является
участие в работе Международной астронавтической федерации,
КОСПАР и др. междунар. союзов и орг-ций, в составе к-рых, как
правило, есть разл. комиссии и комитеты. По мнению Сов. прави¬
тельства, а также правительств ряда др. стран, освоение и исследо¬
вание космического пространства должны происходить в соответ¬
ствии с определенными правовыми принципами, вырабатываемыми
разными странами совместно и являющимися законодательной
основой международного сотрудничества (см. Космическое право).
СОЛНЕЧНАЯ АКТИВНОСТЬ — совокупность нестационарных
явлений на Солнце: пятна, факелы, флоккулы, хромосферные вспыш¬
ки, протуберанцы, возмущенные области в короне, спорадич. радио¬
излучения, временное увеличение излучения в УФ и рентгеновской
областях спектра, возрастание корпускулярного излучения и др.
Практически все эти явления возникают в центрах активности,
зависящих от магнитных нолей. Среднее годовое число и интенсив¬
ность всех явлений С. а. меняются со средним периодом 11,1 года.
Имеют место и более длинные периоды С. а. — 80 лет и более.
Иногда в понятие С. а. включают влияние процессов, происходящих
на Солнце, на состояние земной ионосферы, прохождение коротких
радиоволн, а также такие явления, как свечение ночного неба,
магнитные бури, полярные сияния и т. п.
СОЛНЕЧНАЯ БАТАРЕЯ — источник электрич. тока, состоящий
из полупроводниковых фотоэлектрических генераторов, преобра¬
зующих лучистую энергию Солнца в электроэнергию (рис.). С. б.
широко применяются в системах энергопитания К Л А. Выпол¬
няются в виде одной или неск. панелей, на к-рых укреплено большое
число солнечных элементов (фотоэлектрич. генераторов) площадью
до неск. см2 каждый. Элементы С. б. коммутируются так, чтобы
обеспечить необходимое напряжение тока. Кпд. совр. С. б. дости¬
гает 8—10%, что соответствует вырабатываемой мощности ок,
418 СОЛНЕЧНАЯ ПОСТОЯННАЯ
Направление солнечных лучей
I I I м I I
Схема элемента солнечной батареи:
1 — поверхностный слой — крем¬
ний п-типа; 2 — монокристаллич.
кремний р-типа; 3 и 4 — электроды
100 вт на 1 м2 площади С. б. Мощность С. б. достигает неск.
сот вт. Продолжительность их работы — год и более (ограничи¬
вается метеорной эрозией и воздействием радиации, гл. обр. при
полете в радиационном поясе Земли и в результате вспышек на
Солнце).
СОЛНЕЧНАЯ ПОСТОЯННАЯ — энергия солнечного излучения
вне атмосферы, приходящаяся в 1 мин. на 1 см2 поверхности, пер¬
пендикулярной солнечным лучам. Значение С. п. зависит от расстоя¬
ния от Солнца; на расстоянии, равном радиусу орбиты Земли,
С. п. равна 1,936 zb 0,041 кал/см2*мин.
СОЛНЕЧНАЯ СИСТЕМА — система небесных тел, состоящая
из Солнца, 9 больших планет и их спутников, из св. 1700 известных
малых планет и сотен известных комет, а также бесчисл. множества
метеорных тел (см. Метеоры, Метеорный поток). Солнце занимает
центр, положение в С. с., его масса в 745 раз превосходит общую
массу всех других тел, входящих в эту систему. Притяжение Солнца
определяет движение всех обращающихся вокруг него тел и удер¬
живает их на орбитах; для спутников гл. сила — сила притяжения
планет. Большие планеты — Меркурий, Венера, Земля, Марс
(группа внутр. планет), Юпитер, Сатурн, Уран, Нептун (группа
планет-гигантов) и Плутон — обращаются вокруг Солнца в напра¬
влении его осевого вращения по почти круговым (точнее эллиптиче¬
ским) орбитам, мало наклоненным друг к другу и лежащим вблизи
солнечного экватора. Большинство планет вращается вокруг своей
оси в прямом направлении: Венера — очень медленно в обратном
направлении, Уран — как бы лежа на боку. Большинство спутни¬
ков планет движется в том же направлении, в к-ром происходит
осевое вращение планеты. Спутники, расположенные далеко от
планеты, обладают обратными движениями. Нек-рые группы спут¬
ников образуют уменьшенное подобие планетной системы (спутники
Урана, гл. спутники Юпитера). Малые планеты (астероиды) распо¬
лагаются на стыке двух групп планет —между Марсом и Юпитером.
Солнце — звезда, выделяющая в недрах ядерную энергию и со¬
храняющая поэтому высокую темп-ру, несмотря на мощное излу¬
чение с поверхности. Все др. тела С. с. холодные: температура их
поверхности невелика и зависит от нагрева ее солнечными лучами.
СОЛНЕЧНАЯ ЭНЕРГЕТИЧЕСКАЯ УСТАНОВКА — источник
электрич. энергии, состоящий из преобразователя тепловой энергии
в электрич. ток (напр., термоэлектрического генератора) и пара-
болич. зеркала — концентратора, фокусирующего поток солнечного
излучения на одну из поверхностей преобразователя для ее нагрева,
СОЛНЕЧНЫЙ ВЕТЕР 419
Для С. э. у. необходима постоянная ориентация оси параболнч.
зеркала на Солнце с высокой точностью.
СОЛНЕЧНЫЕ ВСПЫШКИ (хромосферные вспыш¬
ки) — внезапное и иногда резкое усиление яркости отдельного
участка солнечной атмосферы. Обычно наблюдается в лучах водо¬
родной линии Лаймана (HJ, но иногда наиболее яркие из С. в.
видны в общем свете на фоне солнечной фотосферы. Продолжитель¬
ность С. в. различна: в среднем вспышка длится неск. десятков мин.,
а наиболее сильные — до часа; а площадь, охватываемая С. в.,
нередко достигает млрд. км2. Полная энергия, излучаемая наиболее
интенсивными вспышками, доходит до 1031 -г- 1032 эрг. С. в. сопро¬
вождаются резким усилением КВ излучения Солнца и выбросом
корпускул различных энергий. Нек-рые (т. н. протонные) вспышки
сопровождаются особенно сильными потоками энергичных частиц
(космич. лучей солнечного происхождения). Для полетов пилотируе¬
мых КЛА эти явления особенно опасны, т. к. энергичные корпус¬
кулы порождают в оболочке КЛА тормозное излучение в дозах,
к-рые могут оказаться смертельными для космонавтов. Методы про¬
гнозов С. в. в наст, время разрабатываются.
СОЛНЕЧНЫЕ ПЯТНА — см. Солнце.
СОЛНЕЧНЫЙ ВЕТЕР — постоянное радиальное истечение пла¬
змы от Солнца. Существование С. в. установлено на основе иссле¬
дований разнообразных явлений: аномальная ионизация и направ¬
ленное от Солнца ускорение в хвостах комет нек-рых типов, нагрев
верхней атмосферы и ионосферы Земли, не связанный с УФ излу¬
чением Солнца, почти ежедневное появление полярных сияний и
постоянная возмущенность геомагнитного поля в высоких широтах
и т. д. Исследования с помощью космич. ракет-зондов и спутников
с очень вытянутыми орбитами позволили получить непосредств.
доказательства о наличии постоянного потока плазмы от Солнца.
Направленная скорость движения плазмы составляет неск. сот
км/сек, концентрация плазмы достигает неск. десятков частиц
на 1 см3, энергия теплового (хаотического) движения ионов, про¬
тонов и альфа-частиц мала по сравнению с энергией направленного
движения и соответствует темп-ре ~ 105 °К. Плотность энергии
плазмы всегда превосходит локальную плотность энергии магнит¬
ного поля, что с учетом высокой электропроводности межпланетной
плазмы означает, что солнечное магнитное поле по существу «вмо¬
рожено» в плазму, т. е. силовые линии поля перемещаются вместе
с плазмой.
Теория истечения плазмы от Солнца возникла при попытках
объяснить осн. физич. процессы в период геомагнитных бурь.
В исследованиях Штермера, Чепмена, Ферраро, Альвена и др.
получила развитие гипотеза о появляющихся время от времени
локальных корпускулярных потоках. Результаты исследований
солнечной короны и ее связи с корпускулярной радиацией позволили
выработать новый подход к этому вопросу. По-видимому, образо¬
вание С. в. связано с энергией, поступающей в корону в виде волн.
Нагрев Короны не уравновешивается ее излучением, поскольку
плотность короны с высотой падает. В результате темп-pa короны
увеличивается, приводя к испусканию газа от Солнца с уносом
избыточной энергии (диссипация короны). По существу, С. в. в совр.
представлении — это непрерывно расширяющаяся солнечная корона
(давление нагретого газа вызывает стационарное гидродинамич.
420 СОЛНЕЧНЫЙ ДАТЧИК
истечение). До иек-рого расстояния течение предполагается изотер¬
мическим, т. е. допускается, что действуют источники тепла и тепло¬
проводности, переносящие энергию из внутр. короны. За этим
пределом течение происходит адиабатически, т. е. без потери и от¬
дачи тепла. Непрерывное ускорение газа вызывает переход дозвуко¬
вой скорости в сверхзвуковую. При темп-ре короны в 1,2 млн. °К
расчетное значение радиальной скорости истечения близко к наблю¬
даемому в С. в. (300—500 км/сек). Большинство ученых считает
правильным предположенный Паркером гпдродинамич. механизм
ускорения солнечной плазмы, хотя выдвинутая им простейшая
модель истечения считается маловероятной. До сих пор нет, напр.,
моделей истечения, учитывающих влияние магнитных полей в сол¬
нечной плазме (предполагается, что магнитное поле не препятствует
диссипации и деформируется потоком плазмы). Следует отметить,
что спокойный С. в., по Паркеру, представляет собой однородное
течение плазмы, тогда как, согласно др. работам, это течение состоит
из отд. корпускулярных потоков или струй.
В первом приближении можно считать, что именно С. в. регу¬
лирует динамич. процессы в межпланетном пространстве, вытяги¬
вая силовые линии магнитного поля Солнца. Разл. части потока
плазмы, покинувшие определенный участок поверхности Солнца
в разные моменты времени, оказываются расположенными в данный
момент времени на спирали, степень закрученности к-рой опреде¬
ляется радиальной скоростью истечения. Поскольку силовые линии
солнечного поля движутся гместе с плазмой, то они также должны
иметь форму той же спирали (если они остаются связанными с
Солнцем). В рамках таких представлений С. в. «дует» непрерывно,
а ответственные за бури потоки связаны с большими повторяющи¬
мися или одиночными флуктуациями силы ветра.
СОЛНЕЧНЫЙ ДАТЧИК — прибор, обычно оптико-электрон¬
ного типа, определяющий углы отклонения одной из осей КЛА от
направления на Солнце. Применяется при решении задач навигации
астрономическим методом, а также служит позиционным датчиком
в нек-рых системах ориентации. Схемы С. д. различаются в зави¬
симости от требуемой точности и величины сферы обзора (поля
зрения).
СОЛНЕЧНЫЙ ПАРУС — установленная на КЛА растянутая
тонкая непрозрачная пленка (напр., металлизированная полимер¬
ная) с большой поверхностью, способная сообщить ему под дей¬
ствием давления солнечного излучения значит, скорость за доста¬
точно большое время. Может найти практич. применение в кос¬
монавтике. С. п. изучался Я. И. Перельманом в 1915, затем Ф. А.
Цандером с 1924.
СОЛНЕЧНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ - РД, использую¬
щий для нагрева рабочего тела (напр., водорода) солнечную энер¬
гию. Возможные типы С. р. д. — термич., фотоэлектрич. Нахо¬
дится в стадии эксперимент, разработки. Перспективно применение
С. р. д. в космич. пространстве (рис., с. 421).
СОЛНЦЕ — ближайшая к Земле звезда класса G2 (желтый кар¬
лик), движущаяся относительно близких звезд со скоростью
19,4 км/сек в направлении к созвездию Геркулеса. Диаметр С. 1,392
млн. км. С. вращается вокруг своей оси в том же направлении,что
и Земля (в плоскости, наклоненной на 7°15' к плоскости орбиты
Земли), с разной скоростью на разных гелиография, широтах.
Солнце vn
Космический летатель¬
ный аппарат «Гелиодайн»
(США) с солнечными ра¬
кетными двигателями
(макет)
Синодич. период вращения С. (относительно Земли) на широте
Ф = 16° составляет 27,25 суток. Линейная скорость вращения на
экваторе 2 км/сек. В С. сосредоточено 99, 866% массы всей Солнечной
системы. Ср. расстояние от Земли 1,4960 -1013 см. Непосредственно
наблюдаются только внешние слои С. — его атмосфера, составляю¬
щая 1СГ10 часть общей массы. Вблизи центра С., по-видимому,
находится конвективное ядро. Темп-pa в центре С. 15-10® °К,
плотность ~~ 100 г/см*. Ср. количество энергии, вырабатываемое
внутри С. за 1 сек., равное 1,88 эрг/г, определяется термоядерными
реакциями, при к-рых водород превращается в гелий: протон-
протонным и углеродным циклами; первый наиболее вероятен.
Перенос энергии из внутр. слоев наружу в основном осуществляется
поглощением электромагнитного излучения; происходит переизлу-
чение от слоя к слою с постепенным увеличением длины волны по
мере понижения темп-ры при удалении от центра С. Эффективная
темп-pa С., определяющая его светимость, 5785 °К. Ср. плотность
С. ~ 1,4 г/см*.
Атмосфера С. состоит из фотосферы, хромосферы и короны.
Почти все наблюдаемое излучение С. ^сходит из нижней части
атмосферы — фотосферы (100—300 км). Температура на границе
фотосферы ок. 4500 °К. Под фотосферой находится конвективная
зона. Существование конвекции в ней подтверждает неравномерная
яркость фотосферы в виде отдельных ярких зерен — гранул, протя¬
женностью 350—100 км; время жизни их 5—10 мин. Наблюдаются
и более крупные скопления гранул длиной ~ 30 000 км. Гранулы
примерно на 300° горячее межгранульного пространства. В фото¬
сфере наблюдаются солнечные пятна (более холодные области,
несущие значит, магнитные поля ~~ 1000 — 3000 э) и факелы (более
горячие области вблизи края С.). Выше фотосферы расположена
состоящая из отдельных волокон хромосфера (высота неск. тыс.
км). Темп-pa в ней растет с высотой и достигает 20 000 °К. В хромо¬
сфере наблюдаются флоккулы (продолжение факелов), протуберанцы
(яркие облака газа, выступающие над краем диска С.) и волокна
(протуберанцы на диске, видимые как темные образования). Кроме
того, в хромосфере происходят наиболее мощные процессы типа
взрывов — хромосферные вспышки. Над хромосферой на неск.
радиусов С. простирается солнечная корона. Она имеет лучистую
структуру, общая форма ее (как и число пятен, факелов, флоккулов,
протуберанцев и др. образований) меняется с фазой цикла солнечной
активности. Кинетич. темп-pa короны ок. 10в°К; поверхностная
422 СОЛНЦЕСТОЯНИЕ
яркость в 10е раз меньше яркости центра диска С. Коропу без спец,
приборов можно наблюдать только во время полных солнечных
затмений.
Полное излучение С. 3,86 • 1033 эрг!сек. Количество излучения,
падающего на площадку, помещенную под прямым углом к солнеч¬
ным лучам вне земной атмосферы на ср. расстоянии от Земли до
С., равно 1,374*10® эрг/см2сек.
Излучение С. состоит из электромагнитной радиации и кор¬
пускул. Корпускулярная радиация — в основном протоны и а-
частицы со скоростями 500—1500 км/сек и плотностью у Земли
порядка 10 ион/см3; при повышении активности плотность возра¬
стает. При хромосферных вспышках образуются частицы (гл. обр.
протоны) больших энергий, до 2 • 1010 эв, представляющие опасность
при полетах космонавтов. Осн. часть электромагнитного излучения
С. лежит в видимой области спектра и испускается в основном фото¬
сферой. КВ излучение и радиоизлучение представляют собой излу¬
чение короны.
СОЛНЦЕСТОЯНИЕ зимнее, летнее — две диаметрально
противоположные точки, в к-рых склонение Солнца достигает ма¬
ксимума по абс. величине. Вблизи этих точек склонение Солнца
меняется очень медленно, оно как бы останавливается на неск.
дней на одной полуденной высоте. Зимнее С. ок. 22 дек., летнее —
ок. 22 июня.
СООТНОШЕНИЯ КОМПОНЕНТОВ РАКЕТНОГО ТОПЛИВА
КОЭФФИЦИЕНТ — отношение весового или объемного секундного
расхода окислителя в камере сгорания ЖРД к соответств. секунд¬
ному расходу горючего. Обычно по весу и по объему он больше 1.
СОПЛА КОЭФФИЦИЕНТ — отношение действит. коэфф. тяги
РД (тягового комплекса) к теоретическому (см. Термодинамический
расчет ракетного двигателя), вычисленному для тех же значений из¬
бытка окислительных элементов коэффициента, геометрич. степени
расширения сопла и давления в камере сгорания (давления торможе¬
ния в критическом сечении сопла). С. к. равен также отношению
удельного импульса коэффициента к полноты давления коэффициенту.
С. к. характеризует потери на трение в до- и сверхзвуковой частях
сопла, потери в сопле на неравномерность истечения, многофазность
течения и т. д. Обычно С. к. равен 0,94—0,98.
СОПЛО ракетного двигателя (реактивное
сопло) — одна из осн. частей камеры РД, в к-рой тепловая
энергия сжатого рабочего тела преобразуется в кинетич. энергию,
т. е. происходит разгон газового потока до величины скорости
истечения. Входная часть С. — дозвуковая (сужающаяся), соеди¬
няется в критич. (миним.) сечении с расширяющейся частью —
сверхзвуковой. Для обеспечения наилучших характеристик С.
(наибольшего уд. импульса, уменьшения охлаждаемой поверхности,
габарита, веса и т. д.) следует применять экстремальный контур
сопла. Высокие темп-pa и давление рабочего тела, содержание
(иногда) в нем конденсированной фазы и агрессивных компонентов,
большая степень расширения газов в сопле делают охлаждение С.
сложной проблемой. С. обычно представляет одно целое с камерой
сгорания (рис., с. 423).
СОРБЕНТЫ — вещества, обладающие способностью поглощать
из различных сред газообразные, парообразные и растворенные веще¬
ства ; широко применяются в космич. СЖО.
СОСТАВНАЯ РАКЕТА 423
Реактивное сопло РДТТ:
а — общий вид; б — раз¬
рез; 1 — вольфрамовая
внутр.оболочка; 2 — про¬
межуточная прослойка
теплостойкого материа¬
ла; 3 — графитовый по¬
глотитель тепла; 4 —
керамич. изоляция; 5 —
пластмассовая изоляция;
6 — силовые элементы;
7 — наружная оболочка
из стекловолокна
СОРБЦИЯ — физико-химич. процесс поглощения телом (сорбен¬
том) газов, паров или растворенных веществ из окружающей среды.
Термин «С.» охватывает ряд процессов — адсорбцию, абсорбцию,
капиллярную конденсацию и хемосорбцию, — в большинстве слу¬
чаев взаимосвязанных. Процессы С. применяются в СЖО КК —
в звеньях очистки атмосферы кабины, регенерации кислорода, ути¬
лизации отходов жизнедеятельности и др.
СОСТАВНАЯ РАКЕТА (многоступенчатая раке¬
та) — состоит из неск. отдельных ракетных ступеней, действую¬
щих последовательно одна за другой. При работе очередной ступени
последующие ступени являются для нее полезным грузом. После
использования топлива работающей ступени и выключения ее РД
происходит отделение ступени (или ее части, напр. топливных баков
или двигат. установки), вес оставшейся части ракеты уменьшается,
и ей может быть сообщена большая скорость по сравнению с одно¬
ступенчатой ракетой того же нач. веса при одинаковом запасе топ¬
лива и весе полезного груза.
Конструктивные схемы С. р.: с последоват. расположением
ступеней (с поперечным делением) и т. н. пакетные схемы (с про¬
дольным делением); у первых — двигат. установки отдельных сту¬
424 СОСТАВНАЯ РАКЕТА
пеней работают последовательно, одна за другой, у вторых — РД
последующей ступени могут работать одновременно с РД предыду¬
щей ступени. С. р. на химич. топливе способны развивать 1-ю, 2-ю
и большую космич. скорости, используются для запуска КО (см.
рис.).
Описание С. р. с поперечным делением ступеней и пакетной схе¬
мой дано польским ученым Казимиром Сименовичем в его труде
«Artis magnae artilleriае» (1650). Аналогичные идеи изложены в
1529—1569 в рукописи К. Хааза (К. Haas) и опубликованы в книге
B. Бирингуччио (V. Biringuccio) «Пиротехника» (1540) и трудах
И. Шмидлапа (J. Sclimidlap) в 1561. Описание и элементы теории
C. р. с поперечным делением ступеней даны в работах Р. Годдарда
(1914,1919), Г. Оберта (1923). В труде «Космические ракетные поезда»
Принципиальная схема составной ракеты (трех-
ступенчатой): а — схема с последоват. располо¬
жением ступеней; б — пакетная схема; 1 — топ¬
ливные отсеки; 2 -- РД; 3 — полезный груз; 4 —
головной обтекатель; 5 — отсек аппаратуры
управления; 6 — силовые узлы связи ступеней
«СОЮЗ» Л2Г>
(1929) К. Циолковский разнил теорию С. р. и внес новые пред¬
ложения (перелив компонентов топлива из одной ступени ракеты
в Другую при продольном делении одновременно работающих ступе¬
ней и др.).
«СОЮЗ» — наименование серии многоместных сов. КК, пред-
назнач. для длительных полетов, маневрирования, сближения
и стыковки на орбите спутника Земли, а также программа их разра¬
ботки и полетов. Программа «Союз» предусматривает широкие науч.
и технич. исследования в околоземном космич. пространстве и в
дальнейшем создание обитаемых орбитальных станций. КК «С.»,
весом 6,45—6,65 т, состоит из орбитального отсека для проведения
науч. исследований и отдыха космонавтов; спускаемого аппарата —
кабины космонавтов; приборно-агрегатного отсека с осн. оборудова¬
нием и корректирующей двигательной установкой, имеющей 2 двига¬
теля с тягой по 400 кг. Орбитальный отсек и спускаемый аппарат
сообщаются герметическим люком; общий их объем ок. 9 м3. Спускае¬
мый аппарат имеет теплозащитное покрытие, форма его обеспечивает
управляемый спуск с использованием аэродинамич. качества; в нем
размещены кресла космонавтов, пульт управления КК, системы
управления спуском, радиосвязи, жизнеобеспечения, парашютные
идр. Аппарат снабжен неск. малыми РД для управления спуском
и РДТТ мягкой посадки. Управление на участке спуска производит¬
ся путем регулирования величины и направления подъемной силы,
что снижает перегрузки до 3—4 единиц и существенно повышает
точность приземления; скорость приземления при мягкой посадке
не более 2—3 м/сек. Система ориентации и управления движением
обеспечивает ориентацию КК в пространстве, управление и стаби¬
лизацию при работе РД, сближение с др. КЛА и маневрирование
вблизи него; она может работать автоматически и в режиме ручного
управления. КК оснащен системой автоматич. стыковки, ранее
проверенной при парных полетах ИСЗ «Космос». Энергопитание
бортовой аппаратуры — от солнечных батарей, расположенных на 2
раскрывающихся панелях. Комплекс радиотехнич. средств осущест¬
вляет определение параметров орбиты, прием команд с Земли,
двухстороннюю радиосвязь с Землей, передачу телевизионных изо¬
бражений нормального стандарта (на борту 4 камеры) и телеметрии,
информации. Оборудование К К обеспечивает возможность полностью
автономного его полета и пилотирования; характеристики двигатель¬
ной установки позволяют совершать маневры до высоты 1300 км.
«Союз- 1» выведен на орбиту ИСЗ 23 апр. 1967 с целью испы¬
таний корабля и отработки систем и элементов его конструкции
в условиях космич. полета. Пилотировался летчиком-космонавтом
В. М. Комаровым, совершившим ранее полет на К К «Восход».
Высота перигея орбиты 201 км, апогея 224 км. В течение испытат.
полета, продолжавшегося более суток, В. М. Комаровым была
выполнена программа отработки спстем нового корабля. 24 апр.
«С.-l» при спуске благополучно прошел участок торможения в плот¬
ных слоях атмосферы и погасил 1-ю космич. скорость. Однако при
открытии осн. купола парашюта на высоте ок. 7 км, в результате
ненормальности в работе парашютной системы, корабль снижался
с большой скоростью, что привело к аварийной посадке и гибели
В. М. Комарова.
«Союз- 2», «Союз- 3». «С.-2» выведен на орбиту 25 окт.
1968. Высота перигея орбиты 185 км, апогея 224 км, наклонение
426 «СОЮЗ»
Космический корабль «Союз» (ма^ет): 1—кабина космонавта (спускаемый
аппарат); 2 — приборно-агрегатпый отсек; 3 — панели солнечных батарей;
4 — место отдыха; 5 — люк для выхода в космос; 6 — орбитальный отсек;
7 — рабочее место космонавта
51,7°. При прохождении его над космодромом 26 окт. в И час. 34 мин.
по моек, времени произведен запуск К К «С.-З», пилотируемого
космонавтом Г. Т. Береговым (начальные значения параметров
орбиты: высота перигея 205 км, апогея 225 км). После выведения
«С.-З» осуществил радиопоиск «С.-2» и автоматич. сближение с ним
до расстояния 200 м; последующее сближение и маневрирование
«С.-З» вблизи «С.-2» проводил космонавт с использованием системы
ручного управления; затем корабли разошлись на расстояние
565 км и вновь сблизились. По окончании совместных экспериментов
КК «С.-2» совершил посадку в заданном районе; при этом осущест¬
влялись управляемый спуск с использованием аэродинамич. качества
и приземление с применением системы мягкой посадки. К К «С.-З»
продолжал полет; космонавтом проверялись разл. режимы ориента¬
ции; проводился регулярный телевизионный репортаж с орбиты;
выполнен большой объем науч. и технич. исследований, включая
наблюдения звездного неба, Земли и светил, фотографирование об¬
лачного и снежного покровов, дневного и сумеречного горизонтов
Земли, обнаружение тайфунов и циклонов, медико-биологич. иссле¬
дования. На 36-м витке проведена коррекция орбиты (после коррек¬
ции высота перигея 199 км, апогея 244 км). 30 окт. 1968 КК «С.-З»
совершил управляемый спуск с использованием аэродинамич.
качества и в 10 час. 28 мин. по моек, времени совершил мягкую
посадку в заданном районе территории СССР.
«Союз- 4», «Союз- 5». «С.-4» выведен на орбиту 14 янв.
1969; пилотировался В. А. Шаталовым. Высота перигея орбиты
173 км, апогея 225 км, наклонение 51,7° (после коррекции орбиты
на 4-м витке высота перигея 207 км, апогея 237 км). 15 янв. 1969 на
орбиту выведен КК «С.-5» с экипажем: командир корабля Б. В. Во-
лынов, бортинженер А. С. Елисеев, инженер-исследователь Е. В. Хру-
«СОЮЗ» 427
Схема орбитальной станции космических кораблей «Союз-4» и «Союз-5»:
1 — панели солнечных батарей; 2 — приборно-агрегатные отсеки; 3 —
орбитальные отсеки; 4 — люки для выхода в космос; 5 — антенны системы
управления сближением на орбите; 6 — стыковочный узел; 7 — иллюми¬
наторы
нов. Параметры орбиты: высота перигея 200 км, апогея 230 км,
наклонение 51°40'. 16 янв. (в 11 час. 20 мин. по моек, времени) были
произведены автоматич. сближение КК «С.-4» и «С.-5» и их ручная
стыковка; на орбите была собрана и начала функционировать пер¬
вая в мире экспериментальная космич. станция. После стыковки
А. С. Елисеев и Е. В. Xрунов в скафандрах с автономными систе¬
мами жизнеобеспечения совершили выход в космич. пространство
(продолжительностью 37 мин.) и переход в КК «С.-4». Затем были про¬
ведены эксперименты по ориентации орбитальной станции и управ¬
лению ею, проверка взаимодействия бортовых систем. Высота полета
эксперимент, станции в апогее 250 км, общий вес станции 12 924 кг.
«С.-4» и «С.-5» находились в состыкованном состоянии 4 ч. 34 мин.,
после чего корабли были расстыкованы и продолжили раздельный
полет. В полете проводились ручная ориентация КК и коррекции
их орбит, осуществлялись научно-технич. и медико-биологич.
исследования, наблюдения за геолого-географ. объектами земной
поверхности и небесными светилами, телевизионный репортаж с борта
КК, кино- и фотосъемки, навигац. измерения и др. После выполнения
программы полета 17 янв. 1969 КК «С.-4» с 3 космонавтами совершил
управляемый спуск в атмосфере с использованием аэродинамич.
качества, вышел в расчетный район и в 9 час. 53 мин. по москов¬
скому времени приземлился на территории СССР в 40 км к северо-
западу от Караганды. «Союз-5» с Б. В. Вольтовым произвел по¬
садку 18 янв. 1969, приземлился в 200 км к юго-западу от Ку-
станая.
428 «СОЮЗ»
«Союз- 6», «С о ю з - 7», «Союз- 8». «С.-6» выведен на
орбиту И окт. 11)69 с экипажем: командир корабля Г. С. Шонин,
бортинженер В. Н. Кубасов. Высота перигея орбиты 186 км,
апогея 223 км, наклонение орбиты 51,7°, период обращения
88,36 мин. После коррекции орбиты высота перигея 194 км, апогея
230 км, наклонение орбиты 51,7°, период обращения 88,6 мин.
Экипажем корабля была выполнена широкая программа по маневри¬
рованию на орбите, научно-технич. исследованию систем корабля,
изучению околоземного космич. пространства, атмосферы и геоло¬
го-географических объектов Земли, были проведены медико¬
биологические исследования и испытания различных способов свар¬
ки разных металлов в условиях глубокого вакуума и невесомо¬
сти. Производились сварка тонколистовой нержавеющей стали и
титана; резка нержавеющей стали, титана и алюминия; обработ¬
ка неметаллических материалов. «С.-7» выведен на орбиту 12 ок¬
тября 1969 с экипажем: командир корабля А. В. Филиппенко,
бортинженер В. Н. Волков, инженер-исследователь В. В. Горбатко.
Высота перигея 207 км, апо-
Ракета-носитель с космическим ко¬
раблем «Союз-У» на стартовой площадке
гея — 226 км, наклонение ор¬
биты 51,7°, период обращения
88,6 мин. Экипаж корабля вы¬
полнял маневрирование на ор¬
бите совместно с К К «С.-6»,
проводил навигационные на¬
блюдения в групповом полете,
наблюдение небесных светил и
горизонта Земли, определение
истинной яркости звезд, изме¬
рение освещенности, создавае¬
мой Солнцем, и др. научные
эксперименты и наблюдения.
13 окт. 1969 на орбиту выве¬
ден «С.-8» с экипажем — ко¬
мандир корабля В. А. Шата¬
лов, бортинженер А. С. Ели¬
сеев. Высота перигея 205 км,
апогея — 223 км, наклонение
орбиты 51,7°, период обраще¬
ния 88,6 мин. В ходе группо¬
вого полета трех К К с 7
космонавтами проводились ком¬
плексные одновременные науч¬
ные исследования в околозем¬
ном космич. пространстве но
широкой программе: взаимное
маневрирование, отработка си¬
стемы управления групповым
полетом в составе трех КК.
В результате маневрирования
«С.-6» и «С.-8» поочередно сбли¬
жались с «С.-7» до расстояния
нескольких сот м. При этом
параметры орбит 3 кораблей
были близкими, в среднем вы-
СПУСК 429
сота перигея составляла 200 км, апогея 225 лги, наклонение 51,7°,
период обращения 88,6 мин. Отрабатывалось взаимодействие
группы К К с наземными командно-измерительными пунктами, рас¬
положенными в различных районах СССР и на научно-исслед. судах
Академии наук СССР, в ряде пунктов Мирового океана. Экипажи КК
«С.-6» и «С.-8» провели наблюдения и фотографирование облачных
образований и циклонов, Луны и звезд на фоне горизонта, оценку
яркости Земли в сумеречной и освещенной сторонах и мн. др. После
завершения программы работ «С.-6» приземлился 16 окт., «С.-7» —
17 окт., «С.-8» — 18 окт. 1969 в заданном районе около Караганды.
Общая продолжительность эксперимента в космосе составила 7 су¬
ток, при длительности полета каждого К К ~~ 5 суток.
«Сою з-9». 1—19 июня 1970 совершил полет по орбите ИСЗ
с экипажем: командир корабля А. Г. Николаев, бортинженер
В. И. Севастьянов. Длительность орбитального полета — 424 часа
(максимальная, достигнутая на 1970). В полете дважды коррек¬
тировалась траектория и выполнялась обширная программа научно-
технич. и меднко-биологич. исследований.
СПАСЕНИЕ КОСМОНАВТОВ И КОСМИЧЕСКИХ КОРАБЛЕЙ
(в космич. праве) — международноправовые соглашения о проведе¬
нии работ по С. к. и к. к. в аварийных случаях. Ученые и инже¬
неры усиленно работают над средствами спасения экипажа К К
в случае аварийной ситуации на всех этапах космич. полета, вплоть
до спуска и посадки на сушу или на море. В случае вынужденной
посадки на Землю в распоряжении экипажа К К окажется спец,
носимый аварийный запас (НАЗ), в к-ром есть все необходимое:
радиоустановка, запас продуктов, вода, химич. опреснитель для мор¬
ской воды, надувная лодка и др.
Космонавтов, потерпевших аварию, следует разыскать, оказать
им необходимую помощь и содействовать возвращению на родину.
Все это предусмотрено в ст. V Договора 1967, а также в между¬
народном соглашении о спасении космонавтов, возвращении космо¬
навтов и объектов, запущенных в космич. пространство в случае
аварии, бедствия или вынужденной посадки (1968). По мере даль¬
нейшего освоения околоземного пространства, Луны и др. небесных
тел важное значение приобретает проблема оказания взаимной
помощи космонавтами разл. стран.
СПУСК (снижение) в атмосфере — движение КЛА
(спускаемого аппарата) в плотных слоях атмосферы планеты перед
посадкой на ее поверхность. Если С. не предшествовало интенсивное
ракетное торможение, КЛА входит в атмосферу с большой скоро¬
стью (порядка 1-й космич. для низкого ИС планеты или 2-й космич.
и более — для КЛА, подлетающего к планете с дальней дистанции);
ее гашение происходит в атмосфере за счет силы лобового сопротивле¬
ния и сопровождается большими перегрузками и сильным аэроди-
намич. нагревом. При С. с экипажем существует ряд ограничений,
связанных с прочностью и термостойкостью конструкции и способ¬
ностью экипажа переносить перегрузку Общее количество подведен¬
ного тепла, макс, скорость притока тепла, величина макс, перегрузки
и продолжительность ее действия не должны превосходить допусти¬
мых значений. Одноврем. выполнение всех ограничений тем труд¬
нее, чем больше нач. скорость спускаемого аппарата. При скорости,
значительно превышающей 1-ю космическую, это возможно толь¬
ко при управляемом спуске илп при постепенном торможении аипа-
430 СПУСК С РАКЕТНЫМ ТОРМОЖЕНИЕМ
рата за счет его многократного прохождения через атмосферу
планет.
СПУСК С РАКЕТНЫМ ТОРМОЖЕНИЕМ - спуск КЛА на по¬
верхность планеты, при к-ром скорость аппарата по отношению к
планете уменьшается до посадочной с помощью РД, создающего тягу,
направленную в сторону, противоположную движению КЛА.
Используется для посадки КЛА на небесные тела, лишенные атмо¬
сферы. При плотной атмосфере выгоднее спуск с аэродинамич.
торможением.
СПУСК С ТОРМОЖЕНИЕМ атмосферой - спуск КЛА па
поверхность Земли или др. планеты, при к-ром скорость аппарата
по отношению к планете уменьшается за счет силы аэродинамич.
сопротивления при движении КЛА в атмосфере. С. с т. наиболее
целесообразен при посадке КЛА на поверхность планет с достаточно
плотной атмосферой, напр. на Землю. При этом обычно осуществ¬
ляется спуск не всего КЛА, а спускаемого аппарата. Аэродинамич.
торможение снижает скорость движения спускаемого аппарата до
150—250 м1сек. Дальнейшее его торможение и посадка обычно про¬
изводятся с помощью парашютных или др. систем. С. с т. может
быть баллистич. или планирующим.
СПУСКАЕМЫЙ АППАРАТ — часть КЛА, предназначенная для
спуска с торможением и посадки на поверхность Земли или др. небес¬
ного тела. На пилотируемых КК С. а. — кабина, в к-рой находится
экипаж, на автоматич. КЛА — капсула с приборами. В С. а. обычно
размещается часть оборудования и аппаратуры КЛА — приборы
радиосвязи, СЖО, кресла и пульт космонавтов, элементы систем
управления, терморегулирования и др. С. а. снабжаются системами
управляемой посадки. При спуске в атмосфере внешняя поверхность
С. а. покрывается тепловой защитой. С. а. бывают сферич. формы,
в виде усеченного конуса и др. Аэродинамич. форма и положение
центра тяжести выбираются с учетом обеспечения аэродинамич.
устойчивости аппарата. С. а. спускаются по баллистической траек¬
тории или по траектории планирования.
СПУТНИК — название ИСЗ, получившее распространение с
1957, после запуска первых в мире сов. ИСЗ.
СПУТНИКИ ПЛАНЕТ естествен ные — небесные тела,
обращающиеся вокруг планет Солнечной системы. Известен 31 С. п.
См. также Луна.
СТАБИЛИЗАТОР ТОПЛИВА — присадка к ракетному топливу,
увеличивающая его стабильность при хранении.
СТАБИЛИЗАТОРЫ — несущие поверхности, располагаемые в
хвостовой части ракеты для обеспечения необходимой аэродинамич.
устойчивости. С. смещают назад центр давления аэродинамич.
сил, действующих на ракету при полете в атмосфере, что обеспечи¬
вает ее аэродинамич. устойчивость. С. обычно имеют каркасный
силовой набор из лонжеронов и нервюр и внешнюю тонкостенную
обшивку; силовой набор С. крепится к шпангоутам хвостового отсека.
СТАБИЛИЗАЦИЯ КЛА — см. Угловая стабилизация.
СТАБИЛИЗАЦИЯ ВРАЩЕНИЕМ — стабилизация углового по¬
ложения одной из осей КЛА путем его вращения вокруг этой оси.
С. в. применяют в нек-рых случаях при работе РД КЛА; при этом
отпадает необходимость в системе угловой стабилизации. С. в. —
также один из наиболее простых методов одноосной ориентации, при¬
меняемый, напр., для ориентации солнечных батарей в длит, полете.
СТАРТОВЫЙ КОМПЛЕКС Ш
СТАБИЛИЗИРОВАННАЯ ПЛАТФОРМА — платформа (пло¬
щадка), не участвующая в угловых перемещениях К Л А, на к-ром
она установлена. Угловое положение С. н. относительно заданных
направлений поддерживается неизменным с высокой точностью;
в большинстве случаев эта задача решается при помощи гироскопов
(см. Гиростабилизированная платформа). С. п. предназначена для
размещения на ней акселерометров, астродатчиков, остронаправл.
антенн и др. устройств, нуждающихся в стабилизации углового
положения, а также может служить позиционным датчиком в систе¬
мах ориентации и угловой стабилизации.
СТАБИЛЬНОСТЬ ракетного топлива — способность
сохранять неизменными физико-химич. свойства при длит, хране¬
нии (неск. лет) в разл. климатич. условиях и в космич. полете.
Стабильные топлива позволяют хранить заправленные ракеты длит,
время. С. — важнейшая эксплуатац. характеристика топлив (см.
Термостабильность).
СТАНЦИЯ НЕЙТРАЛИЗАЦИИ — комплекс сооружений и уст¬
ройств, предназначенный для нейтрализации паров окислителя и
горючего, стоков стартовой позиции, содержащих окислитель и
горючее, и выдачи продуктов нейтрализации на испарит, пло¬
щадку, где происходит выпадение осадков и выпаривание воды.
В состав С. н. входят емкости для нейтрализации стоков, адсор¬
беры для улавливания паров окислителя и горючего, насосная
станция перекачки и агрегаты для приготовления нейтрализующих
растворов.
СТАНЦИЯ ОТКАЧКИ — насосная станция, входящая в состав
пускового сооружения космодрома; предназначается для откачки
воды, подаваемой с целью создания противопожарной водяной
завесы, а также дождевых вод, к-рые могут скапливаться в нижней
части газоотводных лотков или в газоотводных каналах, если послед¬
ние выполнены ниже нулевой отметки грунта. С. о. располагается
на нижнем уровне газоотводных лотков или газоотводных каналов
и имеет всасывающий трубопровод с фильтром для отсасывания
сливных вод из приямков и нагнетат. трубопровод, по к-рому сточные
воды могут выбрасываться на нулевую отметку и отводиться в сто¬
рону от пускового сооружения.
СТАПЕЛЬ СБОРКИ — монтажное устройство МИК технич. по¬
зиции космодрома для горизонт, сборки PH.
СТАРТОВАЯ ПЛОЩАДКА — место пуска PH; пусковое соору¬
жение с установленной на нем пусковой системой, часть стартового
комплекса космодрома. В нек-рых случаях на С. п. производят
вертик. сборку PH из отдельных ступеней, проверенных и подго¬
товленных к сборке в МИК, а также пристыковку к PH объектов,
выводимых на космич. орбиты.
СТАРТОВАЯ ПОЗИЦИЯ — см. Стартовый комплекс.
СТАРТОВАЯ СИСТЕМА — см. Пусковая система.
СТАРТОВЫЙ ВЕС — вес ракеты в момент отрыва от стартового
устройства. С. в. для ступени составной ракеты считается вес в
момент запуска ее РД (если он производится после разделения сту¬
пеней) пли вес в момент разделения (если запуск РД предшествует
отделению предыдущей ступени).
СТАРТОВЫЙ КОМПЛЕКС — комплекс технология, оборудо¬
вания, сооружений с общетехнич. оборудованием и специально под¬
готовленных участков земли с подъездными путями; обеспечивает
СТАРТОВЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
U2
доставку КЛА с технической полиции на стартовую площадку космо¬
дрома, установку их на пусковую систему, испытания, заправку, на¬
ведение КЛА и его пуск. С. к. может иметь неск. стартовых площадок.
СТАРТОВЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (б у с т е р н ы й) -
РД, служащий для облегчения и ускорения взлета самолета или
ракеты; часто после взлета сбрасывается. Иногда С. р. д. называют
двигатели 1-й ступени ракеты, обеспечивающие ее старт, однако
эти двигатели, будучи основными, не являются вспомогательными
(бустерными).
СТАРТОВЫЙ СТОЛ — см. Пусковой стол.
СТАРТОВЫЙ УЧАСТОК — участок полета PH после взлета, на
к-ром она сохраняет стартовое положение и движется вертикально.
Продолжительность полета на С. у. — неск. сек. Вертик. взлет
упрощает оборудование космодрома, позволяя использовать для
запуска PH горизонт, стартовые столы, и уменьшает нагрузки на
корпус PH, что особенно важно для крупных космич. PH.
СТАФФОРД (Stafford), Томас (р. 1930, г. Уэтерфорд, шт. Окла¬
хома) — летчик-космонавт США, полковник ВВС. По окончании
Морской академии США служил в ВВС и летал на истребителях-
перехватчиках. В 1959 окончил также Школу летчиков-испытателей
на авиац. базе ВВС Эдвардс, после чего был одним из руководите¬
лей Школы летчиков реактивной авиации и космонавтики ВВС.
Один из авторов «Справочника пилота по летным испытаниям харак¬
теристик летательных аппаратов» и «Аэродинамич. справочника по
летным испытаниям характеристик летательных аппаратов». С
1962 — в группе космонавтов Над. управления по аэронавтике и
исследованию космич. пространства (США). Совместно с У. Ширрой
15 дек. 1965 осуществил полет в космос на К К «Джемпни-6» (2-й
пилот). Совместно с Ю. Сернаном совершил полет в качестве коман¬
дира КК «Джемини-9». «Джемини-9» был выведен на орбиту 3 июня
1966 и за 72 час. 21 мин. совершил 45 оборотов вокруг Земли, проле¬
тев —' 1,8 млн. км. Во время полета произошла встреча корабля
«Джемини-9» и ракеты-цели «Аджена».
Совместно с Дж. Янгом и Ю. Сернаном 18—26 мая 1969 совершил
в качестве командира КК «Аполлон-10» облет Луны с выходом
21 мая на орбиту ИСЛ. В отделившейся от К К лунной кабине С.
с Ю. Сернаном приблизились на расстояние 15 км от поверхности
Луны, затем орбита была изменена. После 8 час. полета лунная
кабина состыковалась с КК на орбите ИСЛ, и был совершен об¬
ратный путь к Земле. Всего на селеноцентрич. орбите С. пробыл
61 час. 40 мин. В полете отрабатывались системы маневрирования
в окололунном пространстве и велись науч. наблюдения.
СТЕНД для испытаний ракетного двига¬
теля — стационарное сложное комплексное сооружение с тех¬
нологическим оборудованием, регулирующей и контрольно-изме¬
рительной аппаратурой, на к-ром производится огневое испытание
РД. С. имеет: огневой отсек со станками с тягоизмерит. устрой¬
ствами под РД; топливные отсеки с заправочными и сливными
устройствами, системой наддува и дренажирования, питающими
магистралями; стендовую электро-, пневмо-, гидроавтоматику;
контрольно-измерит. пункты; сооружения светопоглощения, звуко-
глушения, охлаждения выхлопной системы, нейтрализации токсич¬
ных продуктов в отходящих газах, нейтрализации сбросов токсич¬
ных компонентов топлива; установки для создания вакуума, ими¬
Стерилизация Ш
тирующие пысотные условия при испытании двигателя; системы
термостатирования (подогрева и охлаждения двигателя и компо¬
нентов топлива в широких пределах); систему продувки; подъем¬
ные устройства для монтажа и демонтажа двигателя и разл. обо¬
рудования; установки для тарирования измерит, систем (тяги,
расхода компонентов топлива и др.) и многочисл. вспомогат.
службы.
СТЕПЕНЬ РАСШИРЕНИЯ СОПЛА — важный параметр РД,
количественно определяющий расширение рабочего тела в реактив¬
ном сопле. С. р. с. по давлению равна отношению давления в камере
(более точно — давления торможения рабочего тела в критич. сече¬
нии сопла) к ср. давлению в выходном сечении сопла. Геометрия.
С. р. с. равна отношению площадей выходного и миним. сечений
сопла. С. р. с., при к-рой ср. давление в выходном сечении равно
внешнему атмосферному, наз. расчетной, а сопло с этой С. р. с. —
расчетным. Отклонение от расчетной С. р. с. в любую сторону при¬
водит, при прочих равных условиях, к уменьшению тяги. Выбор
С. р. с. РД определяется траекторией активного участка полета
ракеты и весовыми характеристиками сопла. Напр., для двигателя
РД-107 1-й ступени ракеты «Восток» С. р. с. по давлению — 150,
геометрическая — 19; для двигателя РД-119 2-й ступени ракеты
«Космос» С. р. с. по давлению — 1350, геометрическая — 100.
Сопло со степенью расширения меньше расчетной наз. недорасши-
ренным соплом, а со степенью расширения больше расчетной —
перерасширенным. При большом перерасширении внутрь сопла
входит система скачков уплотнения, что уменьшает потери из-за
перерасширения. Обычно сопло РД при старте (в земных условиях)
работает с перерасширением; при подъеме ракеты это перерасшире-
ние уменьшается, на нек-рой высоте сопло работает на расчетном
режиме, а далее как недорасширенное, причем с ростом высоты
степень недорасширения растет.
СТЕРИЛИЗАЦИЯ — обработка КО с целью уничтожения на
них бактериальной флоры и спор более высокоорганизованных орга¬
низмов. Необходимость С. вызвана след, причинами: а) существую¬
щая, возможно, на др. планете биосфера должна быть сохранена
для науки в неизменном естеств. виде; земные микроорганизмы
могут необратимо ее изменить или же окажется, что их невозможно
отличить от местной микрофлоры; б) предотвращение опасности,
что в новых экология, условиях земные микроорганизмы могут не¬
ожиданно быстро размножиться либо приобрести новые болезнет¬
ворные и др. вредные свойства, что сильно затруднит для человека
освоение планеты. После начала полетов КО с посадкой на пла¬
неты и последующим возвращением на Землю встанет задача С.
от инопланетной микрофлоры. Для лунных экспедиций эта задача
решена.
Абсолютная С. невозможна. С увеличением длительности дейст¬
вия любого стерилизующего фактора число микроорганизмов умень¬
шается по экспоненциальной кривой, к-рая стремится к нулю асим¬
птотически. Поэтому можно говорить лишь о вероятности, с к-рой
КО стерилизован. Так, если до С. на КО было 1010 микроорганизмов,
а после С. их число уменьшилось в 1012 раз, то вероятность того,
что КО не стерилен, равна 10-2, т. е. из 100 КО, обработанных таким
способом, хотя бы на одном сохранится микроорганизм, что доста¬
точно для заражения планеты.
16 Космонавтика
Ш СТОПОРЕНИЕ ПУСКОВОЙ СИСТЕМЫ
Различают физич. и химич. методы С. К физич. относятся: на¬
грев, обработка горячим паром, облучение УФ радиацией, облуче¬
ние ультразвуком, фильтрация (для жидкостей, наир, топлив). Эти
методы неравноценны: фильтрация и особенно облучение ультразву¬
ком — малоэффективны; наилучшие результаты дают нагрев и облу¬
чение УФ радиацией. Выдерживание в течение суток при темп-ре
135° или облучение с дозой 1,2 -107 рад уменьшает число микроорга¬
низмов в 1013 раз. Однако большинство физич. методов приводит
к повреждению аппаратуры (нагрев, ультразвук) или к структур¬
ным изменениям в материалах (радиация), что ограничивает область
и масштабы их применения. В частности, поэтому для С. исполь¬
зуются относительно низкие темп-ры.
Химич. С. может быть проведена либо газом (напр., окись эти¬
лена), либо жидкостью (напр., формальдегид). Как правило, эффек¬
тивность химич. С. меньше, чем физич., из-за трудностей доступа
стерилизующего вещества ко всем обрабатываемым поверхностям.
Практически должны применяться разные методы С. к различным
частям КО и его оборудования, а затем производится сборка в спец,
асептич. камере. Подготовленный к пуску КО должен быть заключен
в герметич. оболочку, чтобы предотвратить вторичное загрязнение
атмосферой, ибо в 1 м3 воздуха на уровне моря находится примерно
10б микроорганизмов, в т. ч. 103 бактерий. Оболочка должна сбра¬
сываться только после прохождения земной атмосферы. С. нужно
применять для КО, опускающихся на поверхность, и искусств,
спутников планет с атмосферами, ибо они могут впоследствии упасть
на планету. Практически допустимой вероятностью несгерильности
КО считается 1СГ4.
СТОПОРЕНИЕ ПУСКОВОЙ СИСТЕМЫ — совокупность опера¬
ций по «омертвлению» подъемных механизмов (если в их конструк¬
ции не предусмотрены самотормозящие пары) и «жесткому» закреп¬
лению поворотной части пусковой системы. Эти операции, осуществ¬
ляемые после наведения по азимуту и вертикализации PH, предназ¬
начены для надежного закрепления подъемных и поворотных эле¬
ментов пусковой системы в период пуска, что позволяет сохранить
заданную пространств, ориентировку PH до ее отрыва от пусковой
системы. С. п. с. предотвращает также нежелат. повороты и переме¬
щения ее частей при воздействии реактивных струй РД стартующей
PH. С. п. с. осуществляют с помощью разл. рода стопорных меха¬
низмов — захватов, зажимов, тормозов и пр. Включение этих меха¬
низмов, как правило, осуществляется пружинами или вручную,
выключение — с помощью электрич., пневматич. или гидравлич.
устройств, имеющих дистанционное управление. В случае обрыва
электро-, пневмо- или гидрокоммуникаций стопорные механизмы
автоматически стопорят пусковую систему.
СТРЕЛА УСТАНОВЩИКА — ферменная металлоконструкция,
шарнирно закрепленная на раме установщика лафетного типа. На
С. у. смонтированы ложементы с захватами для крепления PH.
С. у. в вертик. положение поднимается 2 или 4 телескопия, гидро¬
домкратами, работающими параллельно или параллельно-последо¬
вательно. Управление механизмом подъема дистанционное, с пульта
установщика или из командного пункта.
СТРИНГЕР — элемент силового набора несущей оболочки, слу¬
жащий для восприятия действующих на нее осевых усилий; профи¬
лированный тонкостенный стержень.
СТЫКОВОЧНЫЙ МЕХАНИЗМ ГИДРОРАЗЪЕМОВ 435
СТРУЙНАЯ ГОЛОВКА — тип смесительной головки ЖРД, в
к-рой впрыск компонентов топлива в камеру сгорания или газоге¬
нератор осуществляется через отверстия в корпусе головки, обычно
расположенные по концентрич. окружностям. Для улучшения рас¬
пиливания и смешения все или часть струй горючего и окислителя
взаимно пересекаются.
СТУПЕНЕЙ СООТНОШЕНИЕ — отношение нач. весов последо¬
вав ступеней составной ракеты; один из осн. конструктивных пара¬
метров составной ракеты, от к-рого существенно зависит величина
относит, веса полезного груза. При проектировании ракет обычно
выбирают С. с. близким к оптимальному, при к-ром обеспечивается
макс, относит, вес полезного груза.
СТУПЕНЬ РАКЕТЫ — см. Ракетная ступень
СТЫКОВКА космических аппаратов — см. Сборка
на орбите.
СТЫКОВОЧНЫЙ МЕХАНИЗМ ГИДРОРАЗЪЕМОВ — устрой¬
ство для дистанц. стыковки (перед заправкой баков PH топливом)
М
Автоматич. стыковка на орбите ИСЗ «К.-188» и «К.-186», впервые в мире
осуществленная 30 окт. 1967. Автоматически проведены взаинмый поиск,
сближение, причаливание и жесткая стыковка. После совместного полета
в течение 3,5 час. по команде с Земли ИСЗ были расстыкованы и продолжа¬
ли раздельный полет. 31 окт. 1967 «К.-186» осуществил мягкую посадку в
заданном районе. 2 ноября «К.-188» был возвращен на Землю.
На рис. показаны спутники на конечном этапе сближения: 1—стыковочные
узлы; 2 — антенны поиска и самонаведения; 3 — солнечные батареи;
4 — антенны радиокомплекса
СТЫКОВОЧНО-МОНТАЖНАЯ ТЕЛЕЖКА — транспортно-мон¬
тажный агрегат для подачи элементов PH в МИК к месту сборки и
для стыковки сопрягаемых плоскостей соединяемых частей PH.
Для сборки PH предусматривается комплект С.-м. т.
Ш СТЫКОВОЧНЫЙ МЕХАНИЗМ ПНЕВМОРАЗЪЕМОВ
наполнит, и дренажных соединений наземной заправочной системы
космодрома с горловинами PH. С. м. г. — элемент пусковой си¬
стемы. Конструкция С. м. г. зависит от расположения горловин PH,
веса наполнит, и дренажных соединений и др. Наполнит, и дренаж¬
ные соединения перемещают с помощью пневмо-, гидро-, электро¬
приводов и пружин; в качестве дублера применяется ручной привод.
СТЫКОВОЧНЫЙ МЕХАНИЗМ ПНЕВМОРАЗЪЕМОВ - уст¬
ройство для дистанц. стыковки блоков пневморазъемов наземной
пневмосистемы с ответными блоками PH, установленной на пуско¬
вое устройство, удержания блоков пневморазъемов в рабочем поло¬
жении в период подготовки PH к пуску и отстыковки этих блоков
перед пуском. С. м. п. — элемент пускового устройства, обеспечи¬
вающий стыковку при нек-рых смещениях PH относительно номи¬
нального положения. Для облегчения стыковки блоки пневморазъе¬
мов снабжены направляющими штырями, к-рые входят в направляю¬
щие отверстия ответных блоков PH и обеспечивают необходимую
центровку. Конструкция С. м. п. зависит от расположения ответных
блоков PH, веса блоков пневморазъемов, условий защиты этих
блоков от реактивной струи РД и т. д. Блоки пневморазъемов при
стыковке и отстыковке перемещаются с помощью пневмо-, гидро-,
электроприводов и пружин.
СТЫКОВОЧНЫЙ МЕХАНИЗМ ЭЛЕКТРОРАЗЪЕМОВ - уст¬
ройство для дистанц. стыковки блоков электроразъемов наземной
кабельной сети космодрома с ответными блоками PH, установлен¬
ной на пусковую систему, удержания этих блоков в рабочем положе¬
нии в период подготовки PH к пуску и отвода блоков электроразъе¬
мов в процессе пуска.
СУБЛИМАТОР — применяемый в СЖО теплообменник, в к-ром
отбор тепла от нагретого источника осуществляется за счет суоли-
мации твердого хладагента, напр. льда.
СУБЛИМАЦИОННЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ - РДТТ, в
к-ром под действием тепла или электрич. разряда происходит суб¬
лимация (возгонка) топлива (напр., летучих соединений аммония).
Микроракетные С. р. д. применяются в качестве управляющих или
Стабилизирующих.
СУБОРБИТАЛЬНЫЕ ПОЛЕТЫ — полеты КЛА по баллистич.
траектории со скоростью, меньшей 1-й космической, т. е. без выхода
на орбиту ИСЗ. С. п. КК «Меркурий» проводились в США в 1960—
1961; в двух из этих полетов в кабине КК находились космонавты:
Схема суборбитального по¬
лета! 1 активный участок
полета КЛА; 2 — участок по¬
лета по баллистич. траекто¬
рии; 3 — участок торможе¬
ния КК в атмосфере; 4 —
участок спуска на парашюте
А. Шепард при пуске 5 мая 1961 и В. Гриссом при пуске 21 июля
1961; продолжительность С. п. соответственно 15 и 16 мин., даль¬
ность 486 и 504 кму высота 186 и 189 км.
СУИДЖЕРТ (Swigert), Джон (р. 1931, г. Денвер, шт. Коло¬
радо) — летчик-космонавт США. В 1953 окончил Колорадский ун-т
по спец, инженера-механика. В 1967 получил ученую степень ма-
СФЕРА ДАЙСОНА 437
Дж. Суиджерт Н. И. Тихомиров М. К. Тихонравов М. Н. Тухачевский
гистра космич. наук в Хартфордском ун-те. Работал в Северо-
Американской авиац. компании и фирме «Пратт и Уитни» летчиком-
испытателем. С 1966 — в группе космонавтов Национального уп¬
равления по аэронавтике и исследованию космич. пространства
(США). И—17 ащ). 1970 совершил полет в космос пилотом основ¬
ного отсека корабля «Аполлон-13», предназначенного для лунной
экспедиции (совместно с Дж. Ловеллом и Ф. Хейсом). В связи с
серьезной аварией на К К — взрывом кислородного бачка высокого
давления, вызвавшим разрушение в двигат. отсеке, — высадка на
Луну была заменена ее облетом. Несмотря на значительные труд¬
ности, экипаж благополучно вернулся на Землю.
СУРДОКАМЕРА — помещение со звуконепроницаемыми стенами,
служащее для испытания космонавтов на устойчивость к изоля¬
ции и сенсорной депривации. Играет большую роль в подготовке и
отборе космонавтов.
СУСПЕНЗИЯ — взвесь твердого диспергированного вещества
в жидкости. В ракетной технике испытывались С. металлов и метал¬
лоидов (напр., бора, кремния, углерода, алюминия, магния, берил¬
лия и др.) в жидком горючем. Несмотря на то, что С. повышают
удельный импульс и плотность горючего, они до сих пор не приме¬
няются в связи с трудностью газогенерации, нестабильностью, боль¬
шой вязкостью, кроме того, они засоряют системы ЖРД. От коллоид¬
ных растворов С. отличаются бблыпим размером твердых частиц.
СУТКИ — единица измерения времени, равная 24 ч. Различают
С., равные промежуткам времени между 2 последоват. верхними
кульминациями равноденствия весеннего точки (звездные С.) или —
Солнца (солнечные С.). В науке, технике и практич. жизни приме¬
няют т. н. ср. солнечные С., к-рые длиннее звездных на 3 мин.
55,91 сек. ср. времени.
СФЕРА ДАЙСОНА — гипотетич. искусств, материальная сфера,
созданная вокруг звезды высокоразвитой цивилизацией с целью
максимально полного использования лучистой энергии звезды.
Сфера создается путем распределения вещества массивной планеты
в виде тонкостенной оболочки, охватывающей звезду со всех сторон
на нек-ром расстоянии. Если гипотеза о существовании подобных
сфер, высказанная Ф. Дайсоном (США), верна, то наиболее вероят¬
ными местами обитания внеземных развитых цивилизаций будут
не планеты у видимых звезд, а темные объекты с радиусом порядка
1 а. е. д. и темп-рой 200°—300°К. Они будут излучать в ИК об¬
ласти длин волн близ 10 р, ибо видимое излучение звезды перехва¬
тывается С. Д. полностью и в условиях равновесия переизлучается
438 СФЕРА ДЕЙСТВИЯ ЛУНЫ
в тепловом диапазоне. Дайсон указывает, что потребность в созда¬
нии такой сферы, т. е. в использовании мощности, сравнимой с мощ¬
ностью Солнца, у земного человечества может возникнуть уже через
3 тыс. лет при скромном росте потребления энергии 1% в год. Путей
реального осуществления такой сферы и ее устойчивости при вра¬
щении Дайсон не рассматривает. Имеется заведомо динамически
устойчивый вариант С. Д. — «раковина», предложенная сов. уче¬
ным Г. И. Покровским.
СФЕРА ДЕЙСТВИЯ ЛУНЫ — сфера, описанная из центра Луны
радиусом ок. 66 тыс км. Внутри С. д. Л. отношение ускорения,
сообщаемого небесному телу Луной, к возмущающему ускорению,
сообщаемому ему Землей, больше отношения ускорения, сообщае¬
мого небесному телу Землей, к возмущающему ускорению, сообщае¬
мому ему Луной. Поэтому при изучении движения, напр. КЛА,
в С. д. Л. удобнее брать за центр, тело Луну, а за возмущающее —
Землю. Когда движение корабля происходит вне этой сферы, удоб¬
нее считать Землю центр, телом, а Луну — возмущающим.
СФЕРА ДЕЙСТВИЯ ПЛАНЕТЫ — сфера, описанная из центра
планеты радиусом, равным R = г (—) , где г — расстояние пла-
неты от Солнца, т — масса планеты, т0 — масса Солнца. Эта сфера
обладает тем свойством, что внутри нее отношение ускорения, сооб¬
щаемого небесному телу (напр., КЛА) планетой, к возмущающему
ускорению, сообщаемому ему Солнцем, больше отношения ускоре¬
ния, сообщаемого этому телу Солнцем, к возмущающему ускорению,
сообщаемому ему планетой; вне С. д. п., наоборот, второе отноше¬
ние больше первого. Поэтому, когда движение происходит внутри
С. д. п. удобнее принять планету за центр, тело, а Солнце — за
возмущающее. Если же движение происходит вне этой сферы, то
удобнее считать Солнце центр, телом, а планету — возмущающим.
Радиусы С. д. п. (млн. км):
Меркурий 0,14 Земля . . . 0,94 Юпитер ... 48 Уран .... 51
Венера . . . 0,62 Марс . . .0,63 Сатурн ... 54 Нептун ... 87
СФЕРИЧЕСКАЯ АСТРОНОМИЯ — раздел астрономии, в к-ром
разрабатываются: математич. методы определения видимого распо¬
ложения светил на небесной сфере, теоретич. qchobh определения
точного времени и методы освобождения наблюдений от разл. влия¬
ний (рефракция, суточные и годичные аберрации и параллаксы,
смещающие положение светила на сфере, прецессия и нутация,
смещающие систему координат относительно звезд, и др.).
СЧЕТНО-РЕШАЮЩИЕ БЛОКИ — СМ. Преобразующие устрой¬
ства.
ТАНГАЖА, КУРСА, КРЕНА УГЛЫ — 1) Угловые координаты
имеющего орбитальную ориентацию ИС небесного тела. Угол
тангажа характеризует угловое отклонение одной из осей ИС от
плоскости, перпендикулярной направлению на центр, тело; угол
курса (рысканья) — угловое отклонение той же оси от плоскости
орбиты; угол крена равен угловому отклонению от заданного
положения 2 др. осей ИС. Иногда эти же термины условно приме¬
няют к угловым координатам К Л А, имеющим др. типы ориента¬
ции. 2) Угловые координаты PH. В этом случае угол тангажа
равен углу между продольной осью PH и плоскостью местного *
горизонта; угол курса (рысканья) характеризует отклонение про¬
дольной оси от плоскости траектории PH; угол крена (враще¬
ния) — поворот PH вокруг ее продольной оси. Каналы тангажа,
курса, крена — каналы (контуры) системы ориентации И С или
системы угловой стабилизации PH, контролирующие соответств.
угловые координаты и удерживающие их вблизи требуемых зна¬
чений.
ТВЕРДОЕ РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО (иногда наз. порохом).
В прошлом Т. р. т. закладывалось в камеру двигателя в виде спрес¬
сованных из порошка зерен и шашек (используется и сейчас для
неуправляемых ракет), в совр. РДТТ заливается в полувязком теку¬
чем состоянии с последующим отверждением, после чего плотно при¬
мыкает к стенкам, защищая их от горячих газов. Применяются
след. осн. типы Т. р. т.: гомогенное твердое ракетное топливо
(двухосновное), гетерогенное твердое ракетное топливо (смесевое),
промежуточные типы. Для устойчивого горения и небольших раз¬
бросов тяги скорость горения Т. р. т. должна мало зависеть от
давления и темп-ры. Т. р. т. должно легко воспламеняться, иметь
приемлемую скорость горения, хорошую воспроизводимость харак¬
теристик, комплекс физико-механич. характеристик, исключающих
возникновение трещин и др. дефектов в топливном заряде, быть
взрывобезопасным и стабильным при длит, хранении. Уд. импульс
Т. р. т. меньше, чем жидкого, плотность — обычно больше. Обла¬
дает рядом эксплуатац. преимуществ.
ТВЕРДОТОПЛИВНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (РДТТ, п о-
роховой) — РД, работающий на твердом ракетном топливе,
широко применяется в ракетной артиллерии и ограниченно в кос¬
монавтике; старейший тепловой двигатель. Диапазон тяг РДТТ
от г для микроракетных двигателей до сотен т — для мощных РД.
В РДТТ топливо в виде зарядов полностью помещается в камеру
сгорания. После запуска горение обычно продолжается до полного
выгорания топлива, при этом изменение тяги следует законам,
обусловленным горением топлива, и не регулируется. РДТТ по
конструкции и в эксплуатации проще ЖРД, но не имеют их преиму¬
ществ — высокого уд. импульса, регулируемости тяги, многократ¬
ности запуска. Камеры РДТТ не охлаждаются, поэтому в РДТТ
с большой продолжительностью работы околокритич. часть сопла
выполняется из тугоплавких материалов, применяется абляционное
охлаждение или аккумуляция тепла, защита тугоплавкими материа¬
лами и др. Мощные РДТТ устанавливаются на нек-рых PH США
Ш ТЕЛЕВИЗИОННАЯ АППАРАТУРА
Твердотопливный РД: а — РДТТ разл. размеров (большой
имеет диаметр 3 м, малый — 250 мм)\ б — схема РДТТ
[1 — передняя часть двигателя; 2 — цилинцрич. камера
сгорания; 3 — прокладка; 4 — реактивное сопло; 5 —
резьбовое соединение; 6 — внутр. канал в заряде; 7 —
защитное покрытие поверхности заряда (бронирование);
8 — топливный заряд; 9 — воспламенитель; 10 — поверхность горения];
в —изготовление корпуса РДТТ (диаметр 6,6 м, длина 16,5 jh) путем на¬
мотки лент из армированной стекловолокном пластмассы (эпоксидной
смолы)
(«Скаут», «Тор», «Титан»), Франции и Японии. РДТТ используются
также в качестве тормозных, спасательных, для коррекции и т. п.
ТЕЛЕВИЗИОННАЯ АППАРАТУРА метеорологиче¬
ских спутников — передающие телевиз. камеры, устанав¬
ливаемые на метеорологии. ИСЗ для наблюдений за облачным
покровом; обычно эти камеры являются широкоугольными и при
высоте орбиты спутника ок. 700—1000 км обеспечивают получение
изображений земной поверхности в форме квадрата со стороной
порядка 1000 км. Для увеличения площади обзора обычно устанав¬
ливается неск. камер. Так, напр., на спутниках «Космос-122» и
«Эсса» установлено по 2 камеры. Т. а. работает либо в режиме запо¬
минания с записью получаемой информации на магнитной ленте
и последующей передачей ее при пролете над пунктом приема инфор¬
мации, либо в режиме непрерывной передачи изображений. В послед¬
нем случае телевиз. информация может быть принята любой назем¬
ной станцией, оборудованной приемной аппаратурой, при прохож¬
дении над ней ИСЗ. Для возможности использования простой
приемной аппаратуры телевиз. информация передается в медленном
темпе.
ТЕПЛОВАЯ ЗАЩИТА 441
ТЕЛЕСКОП — астрономия, оптич. инструмент для увеличения
видимых угловых размеров небесных светил или расстояний между
ними, для увеличения плотности световой энергии, поступающей
от небесных светил, и направления ее в приемники излучения
[глаз (визуальные Т.), фотопластинки, спектрографы, фотометры,
телевиз. трубки, электроннооптич. преобразователи и др.], а также
для визирования на светила с целью определения их положений
на небесной сфере. Различают Т. линзовые (рефракторы), зеркаль¬
ные (рефлекторы) и зеркально-линзовые (менисковые телескопы,
телескоп Шмидта). См. также Радиотелескоп. (Рис.)
ТЕЛЕСКОПИЧЕСКИЙ ГИДРОДОМКРАТ - многоступенчатый
гидродомкрат, состоящий из нескольких последовательно располо¬
женных друг в друге гидроцилиндров. При подаче давления в рабо¬
чие полости гидроцилиндры последовательно выдвигаются, обес¬
печивая значит, общий рабочий ход Т. г. Существует Т. г. с каме¬
рами прямого и с камерами прямого и обратного давления; послед¬
ние способны развивать усилия разных знаков. Т. г. обеспечивают
подъем стрел и порталов установщиков в вертик. положение.
ТЕПЛОВАЯ ЗАЩИТА спускаемого аппарата —
часть наружной оболочки спускаемого аппарата, подвергающаяся
непосредственно аэродинамич. нагреву и обеспечивающая заданный
температурный режим силовых элементов конструкции и внутр.
среды аппарата. Осн. элементы Т. з. — термостойкие высокопроч¬
ные покрытия, создаваемые на основе керамнч. или органич. мате-
442 ТЕПЛОВОЙ ДВИГАТЕЛЬ
риалов с наполнителями, к-рые в процессе полета нагреваются до
темп-ры плавления, сублимации или диссоциации компонентов,
с последующим уносом части их массы благодаря механич. воздей¬
ствию обтекающего поверхность внешнего потока воздуха. Необ¬
ходимая часть Т. з. — слой теплоизоляц. материала с малым уд.
весом, расположенный под наружным уносимым слоем и предохра¬
няющий силовые элементы и внутр. объем спускаемого аппарата
от проникновения тепла.
ТЕПЛОВОЙ ДВИГАТЕЛЬ — двигатель, в к-ром в полезную
механич. энергию преобразуется выделяющаяся в нем тепловая
энергия. Тепловыми являются все ХРД, ЯРД, в к-рых ядерная
энергия переходит в тепловую, а также ЭРД электротермия, типа.
ТЕПЛОНАПРЯЖЕННОСТЬ ДВИГАТЕЛЯ — количество тепла,
выделяющегося в единице объема камеры сгорания в единицу вре¬
мени. По величине Т. д. РД превосходят все др. тепловые двига¬
тели. Для ЖРД она достигает, напр., 8 млн. ккал/м3 • сек, т. е.
в неск. сот раз больше, чем у ВРД, и в десятки тыс. раз больше, чем
у форсированных котельных установок.
ТЕПЛООБМЕННИК — аппарат, предназначенный для передачи
тепла от одного теплоносителя к другому. Т. по принципу дейст¬
вия делятся на поверхностные и смесительные. В первых теплоно¬
сители разделены перегородкой и тепло передается путем конвек¬
тивного или радиац. теплообмена с поверхностью твердого тела.
В смесит. Т. теплообмен происходит путем непосредств. соприкос¬
новения и смешения горячего и холодного теплоносителей.
ТЕПЛОТВОРНОСТЬ ракетного топлива — количе¬
ство тепла, выделяющегося на 1 кг ракетного топлива при его раз¬
ложении или полном сгорании, при заданном избытка окислитель¬
ных элементов коэффициенте. Т. определяется при пост, давлении
и условии, что темп-pa начальных и конечных веществ одинакова
(20° или 25°). Т. зависит от коэфф. избытка окислит, элементов и
имеет макс, величину при значении этого коэфф., равном 1. Обычно
принимают низшую Т., при к-рой не учитывается теплота конден¬
сации водяных паров в продуктах сгорания. Т. характеризует
макс, количество тепла, выделяющееся при разложении или сгора¬
нии топлива. В камерах сгорания РД Т. полностью не реализуется
из-за несовершенства системы смесеобразования, а высокая темп-ра
продуктов сгорания приводит к диссоциации их компонентов. Осн.
характеристика ракетного топлива — удельный импульс, суще¬
ственно зависит от Т., но однаТ. ее не определяет, т. к. работоспо¬
собность продуктов сгорания зависит также от их состава. При
коэфф. избытка окислит, элементов, равном 1, Т. приблизительно
равна: для твердых ракетных топлив 1000—2500 ккал/кг, для жид¬
ких — 1500—3000 ккал/кг (притом больше для топлив на основе
фтора); при горении металлов в кислороде или фторе Т. может
достигать 5000—5700 ккал/кг, напр. для кислорода с бериллием —
5720 ккал/кг, а фтора с литием — 5650 ккал/кг.
ТЕРЕШКОВА, Николаева-Терешкова, Валентина
Владимировна (р. 1937, близ г. Ярославля) — первая в мире
женщина-космонавт, летчик-космонавт СССР. Герой Сов. Союза.
Инж.-полковник. Член КПСС с 1962. С 16 лет работала в Яро¬
славле на шинном заводе, затем на текстильном комбинате. В 1960
закончила заочный текстильный техникум. В 1969 окончила Военно-
воздушную инженерную академию (Москва). Свой путь в космос
ТЕРМОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ
Щ
Т. начала с парашютного спорта в школе Ярославского аэроклуба
(на ее счету 126 прыжков с парашютом). С 1962 в отряде космонав¬
тов. 16—19 июня 1963 в групповом полете с В. Ф. Быковским
пилотируемый ею корабль «Восток-6» совершил 48 витков вокруг
Земли за 70 ч. 41 мин., пролетел ок. 2 млн. км.
ТЕРМИЧЕСКОЕ ЗОНДИРОВАНИЕ АТМОСФЕРЫ — метод опре¬
деления вертик. профиля темп-ры воздуха, основанный на исполь¬
зовании данных спектральных измерений уходящего длинноволнового
излучения. Наиболее разработана методика Т. з. а. по данным об
Излучении в области \Ь-мкм полосы углекислого газа (в случае
излучения в полосах углекислого газа решение задачи упрощается
тем, что его относит, объемную концентрацию можно считать по¬
стоянной); измеряя излучение в 8—10 участках спектра 15-мкм
полосы с разрешающей способностью порядка 5 слг1, можно полу¬
чить приближенную информацию о вертик. профиле темп-ры. Пер¬
спективными следует считать возможность интерпретации с целью
Т. з. а. данных измерений в 4,3-мкм полосе углекислого газа и
микроволновой области спектра. Задача термического зондирования
атмосферы по данным о спектре уходящего излучения в области
\Ъ-мкм полосы углекислого газа была успешно решена на ИСЗ
«Нимбус III», запущенном 14 апреля 1969.
ТЕРМИЧЕСКОЕ ОКИСЛЕНИЕ отходов в С Ж О — фи-
зико-химич. метод минерализации отходов жизнедеятельности чело¬
века и биокомплекса СЖО КК, основанный на окислении органи¬
ческих и разложении неорганич. соединений в потоке воздуха
при высоких темп-рах (600—900°С). Конечные продукты Т. о. —
зола и газообразные вещества. Зола может содержать Са, К, Р,
Fe, Mg и др. элементы, газообразные вещества могут содержать
С02, СО, SxOy, NxOy, N2, Н20 и др. Метод Т. о. характеризуется
технология, простотой, но сравнительно большими расходами энер¬
гии и кислорода, поэтому его целесообразно применять для мине¬
рализации твердых и обезвоженных отходов жизнедеятельности,
к-рые невозможно минерализовать др. методами. Наиболее реально
применение Т. о. в частично закрытых СЖО.
ТЕРМОДИНАМИЧЕСКИЙ РАСЧЕТ РАКЕТНОГО ДВИГА¬
ТЕЛЯ — расчет тепловых процессов преобразования рабочего тела
в камере сгорания (нагрева) и сопле РД. Эти процессы связаны
с выделением тепла при горении (разложении) ракетного топлива
или с нагревом рабочего тела, напр. выделяющейся внутриядерной
энергией, а также с преобразованием тепла в кинетич. энергию
реактивной струи. В результате этого расчета определяются тео-
ретич. параметры рабочего тела в камере сгорания (нагрева) и сопле:
состав, давление, темп-pa, плотность, скорость, уд. импульс давле¬
ния и т. п., а также тяга и удельный импульс. Т. р. р. д. произ¬
водится с учетом диссоциации компонентов рабочего тела в камере
сгорания (нагрева) и их рекомбинации в сопле. Т. р. р. д. в боль¬
шинстве случаев выполняется при допущении равновесного состоя¬
ния компонентов рабочего тела как химия., так и физического
(энергетич. и фазового). В последнем случае рассматривается рав¬
новесное распределение энергии по отдельным видам движений
молекулы (поступат., вращат. и колебательному), равновесие между
разл. фазами в многофазном течении и т. п. В нек-рых случаях
Т, р. р. д. производится при допущении постоянства химия, состава
продуктов сгорания или нагрева при их течении по соплу РД,
Ш ТЕРМОИЗОЛЯЦИОННЫЙ ЧЕХОЛ
т. е. при допущении крайнего случая химич. неравновесности
(«замороженное» течение). Иногда Т. р. р. д. выполняется в пред¬
положении, что газ в сопле РД расширяется до нек-рой темп-ры
при химич. равновесии компонентов газа, а ниже этой темп-ры
наблюдается «замороженное» течение. Более правильно Т. р. р. д.
следует проводить с учетом кинетики химич. реакций, времени
релаксации колебат. энергии и т. д.
ТЕРМОИЗОЛЯЦИОННЫЙ ЧЕХОЛ — накидка из многослой¬
ной ткани, между слоями к-рой укладываются листы термоизоляц.
материала; служит для предохранения КО от перегрева или охла¬
ждения. Каркасные Т. ч. сохраняют свою форму, бескаркасные
принимают форму КО, на к-рый они надеты. В конструкцию Т. ч.
встроены нагреват. спиральные электроэлементы для подогрева
КО; в нек-рых случаях предусматриваются каналы, по к-рым
циркулирует горячий или холодный воздух. Перед пуском ракеты
Т. ч. снимается. Т. ч. применяется также для поддержания определ.
темп-ры ракетного топлива в баках ракеты и в заправочных емко¬
стях. Он состоит, напр., из полотен, между к-рыми расположен
изоляц. материал — стекловолокно и текстовинит. Отдельные
полотна, облегчающие омкость, соединяются между собой.
ТЕРМОИЗОЛЯЦИЯ ЕМКОСТЕЙ с криогенным топливом слу¬
жит для уменьшения потерь из-за испарения. При вакуумной
изоляции в пространстве между емкостью и ее внешним кожухом
создается вакуум; эффективность зависит от величины вакуума.
При порошково-вакуумной изоляции пространство между емкостью
и ее внешним кожухом заполняется пористыми изоляц. порошками
(напр., сантосел, перлит) с очень малым коэфф. теплопроводности
и в нем создается вакуум, на порядок меньший, чем при вакуумной
изоляции, что осуществить технически проще. При вакуумной и
порошково-вакуумной Т. е. сохраняется лишь теплопередача путем
радиации. Экранно-вакуумная изоляция более дорога, но защи¬
щает емкость также от теплопередачи радиацией. Поверхность
емкости покрывается рядом экранов с малой излучат, способ¬
ностью, типа алюминиевой фольги, между экранами помещается
Емкость для криогенных
топлив
ряд слоев теплоизоляц. тканей и все пространство с изоляцией
вакуумируется. Порошково-вакуумная Т. е. позволяет снизить
потери на испарение даже для жидкого водорода до 0,06% в сутки
при объеме топлива в емкости до 2 млн. л\ при экранно-вакуумной
ТЕРМОСТЛТПРО ВЛТТИЕ ТОПЛИВА Ш
Т. е. подобные потерн возникают за существенно больший проме¬
жуток времени.
ТЕРМОПАУЗА — область верхней атмосферы, находящаяся над
термосферой и характеризующаяся переходом к постоянству
темп-ры с высотой. В Т. поглощение солнечного КВ излучения
невелико, так что его интенсивность и, следовательно, ср. приток
тепла на одну частицу атмосферы мало меняются с высотой. Постоян¬
ство темп-ры означает отсутствие здесь к.-л. др. заметных источни¬
ков тепловой энергии, кроме солнечного излучения. Поэтому при
появлении на больших высотах таких дополнит, источников тепла
(напр., вследствие поглощения магнитогидродинамич. волн или
очень мягких частиц во время полярных сияний) говорить о Т. уже
нельзя. Темп-pa Т., а вместе с нею и концентрации атмосферных
компонентов в ней очень резко изменяются в зависимости от уровня
солнечной и геомагнитной активности, а также имеют суточные и
сезонные вариации.
ТЕРМОРЕГУЛИРОВАНИЯ СИСТЕМА — комплекс средств, осу¬
ществляющих поддержание в полете заданного теплового режима
бортового оборудования, элементов конструкции и газа внутри
К Л А. Обычно в состав Т. с. входят: чувствит. элементы, измеряю¬
щие темп-ру в определ. точках К Л А; электронные блоки, вырабаты¬
вающие управляющие сигналы; исполнит, органы, непосредственно
воздействующие на тепловые процессы; радиац. поверхность для
излучения избыточного количества тепла, выделяемого в КЛА;
покрытия поверхности КЛА с определ. оптич. коэфф.; экранно¬
вакуумная изоляция. В простейших Т. с. теплопередача от внутр.
объемов КЛА и его бортовой аппаратуры к радиац. поверхности
производится излучением или принудит, циркуляцией газа в гер¬
метичных отсеках. Более сложные Т. с. имеют жидкостный контур,
переносящий тепло от его источников к наружной радиац. поверх¬
ности КЛА. В качестве исполнит, органов в Т. с. используются
жалюзи с приводами, открывающие или закрывающие радиац.
поверхности, а также гидравлич. или газовые клапаны, изме¬
няющие циркуляцию теплоносителя в жидкостном контуре или газа
внутри КЛА. Наряду с активным регулированием теплового режима
на КЛА широко применяются меры т. н. пассивного терморегули¬
рования для обеспечения заданных темп-p отдельных элементов
конструкции и бортового оборудования. К ним относятся: покрытие
экранной теплоизоляцией части поверхности КЛА и внешних эле¬
ментов его конструкции и оборудования; спец, обработка внешних
поверхностей, обеспечивающая определ. значения их оптич. коэфф.,
и др. (см. Собственного излучения коэффициент, Поглощения излу¬
чения коэффициент). *
ТЕРМОСТАБИЛЬНОСТЬ ракетного топлива — спо¬
собность топлива сохранять неизменным химич. состав при высоких
темп-pax в условиях эксплуатации. Повышенные требования Т.
предъявляются к жидким компонентам топлива, используемым для
проточ. охлаждения камеры ЖРД (нагрев до 200—250°С и более).
ТЕРМОСТАТИРОВАНИЕ ТОПЛИВА — нагрев или охлаждение
ракетного топлива для поддержания его темп-ры в заданном диапа¬
зоне, т. к. от этого зависят химич. активность и физич. свойства
топлива, напр. плотность и вязкость. Кроме того, темп-ры окисли¬
теля и горючего для высокркипящих топлив часто не должны
отличаться более чем на заданное число градусов. Т. т. осущест¬
446 ТЕРМОСФЕРА
вляется в теплообменных аппаратах, температурный режим в к-рых
поддерживается с помощью холодилыю-нагрсват. машин.
ТЕРМОСФЕРА — область верхней атмосферы на высотах от
90 до 200—40Q км, где происходят оси. процессы поглощения и пре¬
образования энергии солнечного КВ излучения (УФ и рентгенов¬
ского), что обусловливает в Т. рост темп-ры нейтральных частиц
атмосферы с высотой от —200° до 500°—2500°К (в зависимости
от времени суток и солнечной активности). При поглощении кван¬
тов УФ излучения Солнца с длиной волны менее —1000 А происхо¬
дит ионизация компонентов атмосферы, т. е. образование ионо¬
сферы, поэтому осн. области ионосферы (Е, Flf Г2) и лежат внутри Т.
Кроме процессов ионизации, в Т. идет и диссоциация молекул кис¬
лорода и азота, что приводит к изменению состава атмосферы с высо¬
той. На высотах выше 300 км преобладает атомарный кислород.
Молекулярный вес воздуха уменьшается от 29 у нижней границы
Т. до 16 у ее верхней границы. Перенос тепла в Т. определяется
гл. обр. теплопроводностью газов. В нижней части Т. при тройных
соударениях происходит рекомбинация атомов кислорода в моле¬
кулы. В Т. одновременно идут процессы рекомбинации ионов,
т. е. исчезновение ионизации, а также др. фотохимия, процессы,
приводящие, в частности, к появлению собств. свечения верхней
атмосферы как в дневное, так и в ночное время.
ТЕРМОХИМИЧЕСКИЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — см. Хими¬
ческий ракетный двигатель.
ТЕРМОЭЛЕКТРИЧЕСКИЙ ГЕНЕРАТОР — устройство для не-
посредств. (безмагнитного) преобразования тепловой энергии в элек¬
трическую, основанное на термоэлектрич. эффекте, т. е. явлении
возникновения термоэлектродвижущей силы в полупроводниках
или металлич. спаях под действием разности темп-p. Элемент бор¬
товой космич. энергоустановки, служащий для питания ЭРД и бор¬
тового оборудования. Т. г. может нагреваться ядерным реактором,
изотопным или др. источником (см. Изотопный генератор); охлаж¬
дается путем отвода тепла в космич. пространство.
ТЕРМОЭЛЕКТРОННЫЙ ПРЕОБРАЗОВАТЕЛЬ ЭНЕРГИИ (т е р-
моионный, термоэмиссионный) — устройство для
преобразования тепловой энергии в электрическую с исполь¬
зованием явления эмиссии (испускания) электронов нагретым
катодом в межэлектродное пространство, вакуумированное или
заполненное плазмой щелочных металлов (вакуумный или плаз¬
менный диод). Возможный элемент бортовой космич. энергоуста¬
новки.
ТЕРМОЯДЕРНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ТЯРД) — гипо-
тетич. РД, в к-ром источником энергии является термоядерный про¬
цесс, т. е. реакция синтеза из легких атомных ядер более тяжелых
(напр., гелия из изотопов водорода).
ТЕТРАНИТРОМЕТАН C(N02)4 — высококипящий окислитель
для ЖРД. Бесцветная жидкость с резким запахом; плотн. 1,64 г/см3
(20°), г°пл 13°, *°кип 125,7°. Весьма ядовит, стабилен, но взрывоопа¬
сен. Оказывает относительно слабое коррозирующее воздействие
на металлы. По эффективности близок к четырехокиси азота,
обеспечивает тот же уд. импульс, но образует топлива с большей
плотностью. Осн. недостатки чистого Т.: взрывоопасность и высо¬
кая темп-pa плавления. Растворы четырехокиси азота (20—25%)
в Т. относительно взрывобезопасны'и имеют пониженную темп-ру
«ТИТАН» 447
плавления. Т. для ЖРД предложен В. П. Глушко в ГД Л (1930).
Испытывался в эксперимент. ЖРД. Применения не получил.
ТЕХНИЧЕСКАЯ ПОЗИЦИЯ — комплекс сооружений космо¬
дрома с общетехнич. оборудованием, спец, технологич. оборудова¬
нием, а также подготовленный земельный участок с подъездными
путями, обеспечивающий прием, хранение и сборку PH и космич.
объектов, их испытания, заправку космич. объектов и их присты¬
ковку к PH.
Технич. позиция: 1 —
дорога с твердым по¬
крытием для достав¬
ки к зданию вертик.
сборки жидкостных
ступеней центр, бло¬
ка ракеты; 2 — зда¬
ние вертик. сборки;
3 — площадка для
ремонта и подготовки
пусковой платформы;
4 — здание сборки
РДТТ и пристыковки
их к центр, блоку;
5 — район хранения
жидких компонентов
топлива; 6, 7 — стар¬
товые комплексы;
8 — ж.-д. путь для
доставки на технич. позицию секций РДТТ; 9 — здание осмотра и провер¬
ки РДТТ; 10 — район хранения РДТТ; 11 — здание подготовки сек¬
ций РДТТ; 12 — хранилище для элементов ракет
ТЕЧЕИСКАТЕЛЬ ГЕЛИЕВЫЙ — прибор высокой чувствитель¬
ности для определения утечки гелия из КЛА или отдельных агре¬
гатов и систем PH при испытаниях на герметичность разбавленным
или чистым гелием; Т. г. конструктивно состоит из масс-спектро¬
метра, камеры масс-спектрометра и вторичного показывающего
прибора.
ТИКСОТРОПНОЕ ТОПЛИВО — желеобразное ракетное топливо,
приобретающее текучесть под действием давления, что позволяет
использовать его для ЖРД.
«ТИРОС» («Т а й р о с») — серия амер. метеорология. ИСЗ,
название к-рых составлено из первых букв слов, имеющих след,
перевод: «телевизионные и инфракрасные наблюдения со спутника»
(Television and Infra-Red observation System). В 1960—65 запу¬
щено 10 ИСЗ «Т.», в 1966 их заменили ИСЗ ESSA. На ИСЗ «Т.»
устанавливалась телевиз. аппаратура для исследования облачного
покрова и актинометрия, аппаратура.
«ТИТАН» — серия амер. PH, созданных на базе МБР «Титан».
«Т.-2» — двухступенчатая PH, применялась для запусков КК «Дже-
мини»; стартовый вес ок. 150 пг, общая длина ок. 33 м. 1-я сту¬
пень имеет 2 ЖРД с суммарной тягой 195 т, топливо — четырех-
окись азота и аэрозин-50. 2-я ступень имеет ЖРД с тягой 45 т
(на том же топливе). «Т.-ЗС» — четырехступенчатая PH; отличается
от «Т.-2» наличием дополнит, ускорителя из 2 блоков с РДТТ с сум¬
марной тягой 900 /??, являющихся 1-й ступенью, 4-я ступень —
448 ТИТОВ
«Транстейдж» весом ок. 13 т\
имеет ЖРД с тягой 7,2 т (топ¬
ливо — четырехокись азота и аэро-
зин-:50), рассчитанный на повтор¬
ные запуски в полете. Стартовый
вес «Т.-ЗС» ок. 630 т. Вес по¬
лезного груза, выводимого на
низкую орбиту ИСЗ, ок. 10 га. При
проведении летной отработки ис¬
пользовалась для группового за¬
пуска связных и др. ИСЗ.
ТИТОВ, Герман Степанович
(р. 1935, с. Верхнее Жилино
Косихинского р-на Алтайского
края) — летчик-космонавт СССР,
полковник. Герой Сов. Союза.
Депутат Верховного Совета СССР.
Член КПСС с 1961. В 1957 окон¬
чил воен. авиац. училище. Был
воен. летчиком. В 1968 окончил
Военно-воздушную инженерную
академию (Москва). С 1960 в от¬
ряде космонавтов. 6—7 авг. 1961
совершил второй в истории чело¬
вечества орбитальный полет в
космос на корабле «Восток-2». За
25 ч. 11 мин. корабль совершил
св. 17 витков вокруг Земли, про¬
летев более 700 тыс. км.
ТИХОМИРОВ, Николай Ива¬
нович (1860—1930) — инженер-хи¬
мик, организатор и руководитель
Газодинамической лаборатории
(ГДЛ), основоположник разработ¬
ки в СССР ракетных снарядов на
бездымном порохе. Проблемой
создания пороховых ракетных сна¬
рядов занимался с 1894. В 1912
представил проект, на к-рый
в 1916 было дано положит, заклю¬
чение экспертизы, возглавляемой Н. Е. Жуковским. В 1921, по¬
лучив от воен. ведомства средства и двухэтажное здание, органи¬
зовал в Москве лабораторию с мастерскими (17 станков), носившую
его имя. Разработка шашечного бездымного пороха на твердом
растворителе проводилась под его руководством в Ленинграде,
там же осуществлялись опытные пуски ракет. К 1927 этот порох
был создан, а лаборатория полностью перебазирована в Ленин¬
град. После первых успешных полетов ракет реактивная лаборато¬
рия Т. была существенно расширена и получила название ГДЛ.
Именем Т. назван кратер на обратной стороне Луны. (Портрет,
с. 437).
ТИХОНРАВОВ, Михаил Клавдиевич (р. 1900) — доктор техни¬
ческих наук, профессор. Лауреат Ленинской премии (1957), Герой
Социалнстич. Труда (1961), член-корреспоидент Международной
Американская ракета-носитель
«Титан-3 С»
ТОПЛИВНЫЙ ОТСЕК 449
академии астронавтики (1968). С 1921 увлекся космонавтикой, раз¬
работал оригинальные предложения в этой области. В 1932 пере¬
шел на работу в ГИРД, где организовал бригаду по разработке ра¬
кет, в к-рой были созданы первая советская жидкостная ракета 09
и ракеты 05 и 07. В РНИИ Т. работал над созданием ракетных лета¬
тельных аппаратов, проводил исследования по теории движения,
по проблемам создания ЖРД и их систем подачи. (Портрет
с. 437).
ТОКСИКОЛОГИЯ • КОСМИЧЕСКАЯ — раздел токсикологии,
изучающий биологич. действие токсич. веществ, образующихся
в герметич. кабине К Л А. Источниками загрязнений могут служить
неисправности оборудования, смазочные вещества и покрытия,
работа электронного оборудования и, больше всего, сам человек.
В кабине используется неск. сот разл. материалов. В норм, усло¬
виях в атмосфере кабины было найдено более 20 примесных химич.
соединений; в выделениях человека установлено ок. 400 соеди¬
нений, относящихся к 22 химич. группам. В слюне человека обна¬
ружены аммиак, ацетон, метанол и др. вещества общим числом 149,
в фекалиях 206, в моче св. 150, в кожных выделениях св. 270. Чем
совершеннее герметичность кабины, тем сложнее ее очистка от
загрязнений и вредных примесей. СЖО предусматривают полную
очистку среды и ее кондиционирование. Исследования Т. к. имеют
профилактич. значение.
ТОКСИЧНОСТЬ КОМЦОНЕНТОВ ракетного топлива.
В условиях эксплуатации многие компоненты оказывают отрав¬
ляющее действие в основном на дыхат. пути. Поэтому показателем
Т. к. может служить предельно допустимая концентрация (ПДК)
ядовитого вещества в воздухе для производств, помещений при
длит, вдыхании, к-рая обычно выражается в мг/м3. ПДК примерно
равны: для паров керосина, бензина, скипидара — 300; аммиака,
диэтил амина и метилового спирта — от 20 до 50; азотной кислоты,
четырехокиси азота — 5; перекиси водорода — 1; фтора, озона —
0,03; окиси фтора, пентаборана, ртути, свинца — 0,01. Для сравне¬
ния ПДК для ОВ: фосген — 0,5, синильная кислота — 0,3; для
тетраэтилсвинца — 0,003. Опасные концентрации легче возникают
при эксплуатации низкокипящих и особенно криогенных топлив,
т. е. летучих веществ.
«ТОНКА-250» — горючее для ЖРД. Жидкая смесь изомеров
ксилидина C6H3(CH3)2NH2 (50% по весу) и триэтиламина (C2H5)3N,
маслянистая гигроскопич. высококипящая жидкость желтого цвета
с аминным запахом, плотн. 0,84—0,85 г/см3 (20°), *°заст — 90°—105°,
темп-pa начала кипения 85° и темп-pa конца кипения 215°. Токсична,
стабильна при отсутствии воздуха; коррозионно неактивна. Широко
применялась в паре с азотной кислотой, образуя самовоспламеняю¬
щееся топливо. Разработана в Германии в нач. 40-х гг. 20 в.
ТОПЛИВНЫЙ ОТСЕК — отсек ракеты или ракетной ступени,
в к-ром размещаются баки с осн. компонентами топлива — окисли¬
телем и горючим. В Т. о. с несущими баками стенки баков являются
одновременно внешней оболочкой ракеты и силовым элементом,
воспринимающим продольные силовые нагрузки и изгибающие
моменты, действующие на корпус ракеты. Несущие баки соеди¬
няются между собой и с др. отсеками ракеты, напр. с хвостовым от¬
секом или головной частью, с помощью силовых «юбок», оканчиваю¬
щихся торцевыми стыковочными шпангоутами. В «юбках» топливных
450 ТОПЛИВНЫЙ ЭЛЕМЕНТ
баков обычно также размещается часть оборудования и арматуры.
Подвесные баки крепятся силовыми узлами к несущему внешнему
корпусу — оболочке с продольным и поперечным силовым набором,
воспринимающей внешние нагрузки, действующие на Т. о. Внешний
корпус Т. о. имеет торцевые' шпангоуты для соединения с др. отсе¬
ками.
ТОПЛИВНЫЙ ЭЛЕМЕНТ — источник электроэнергии в систе¬
мах энергопитания КЛА, вырабатывающий электрич. ток в резуль¬
тате электрохимич. процессов, происходящих между двумя рабочими
веществами, напр. водородом и кислородом. Две полости Т. э. —-
кислородная и водородная — разделены пористой ионно-обменной
перегородкой; в ходе реакции в Т. э. ионы водорода (катионы)
проходят через перегородку в кислородную полость и соединяются
с ионами кислорода, образуя воду, тогда как свободные электроны
отводятся электродами, в результате чего создается полезно исполь¬
зуемая разность электрич. потенциалов. Водород и кислород хра¬
нятся на борту КЛА в сжиженном состоянии. Энергоемкость системы
энергопитания с Т. э. в 4—5 раз выше, чем системы с аккумулято¬
рами, кроме того, образующаяся вода может быть использована
в СЖО. Т. э. нашли применение в КК, например «Джемини»,
«Аполлон».
«ТОР» — серия амер. PH, использующих в качестве 1-й ступени
МБР «Т.». Стартовый вес от 52 m до 70 /п, общая длина 25—28 м.
1-я ступень имеет ЖРД с тягой 78 т, топливо — жидкий кислород
и керосин. Вариант «Т.-Делта» трехступенчатый, 2-я ступень —
«Делта» имеет ЖРД с тягой 3,5 т, топливо — азотная кислота и
диметилгидразин, 3-я ступень с РДТТ. Вариант «Т.-Аджена Д» —
двухступенчатый, 2-я ступень — «Аджена Д». «Торад-Аджена»
(«ТАТ-Аджена») отличается наличием на 1-й ступени 3 ускорителей
(РДТТ). Вес полезного груза, выводимого на низкую орбиту ИСЗ,
для разл. вариантов от 200 до 600 кг и более. «Т.» применяются для
запуска ИСЗ «Эксплорер», «Тирос», «Дискаверер», «Телстар», «Эрли
Берд», секретных ИСЗ и др. (рис., с. 451).
ТОРМОЖЕНИЕ реактивных маховых масс — см.
Гашение кинетического момента.
ТОРМОЖЕНИЯ ТЕМПЕРАТУРА — темп-pa изэнтропически за¬
торможенного потока газа.
ТОРМОЗНОЕ ИЗЛУЧЕНИЕ — коротковолновое излучение, воз¬
никающее при торможении корпускул космич. излучения в обо¬
лочке КЛА. Проникая при столкновении с КЛА в его оболочку и
взаимодействуя с веществом оболочки, корпускулы (напр., элек¬
троны, протоны) тормозятся, и их кинетич. энергия переходит
в энергию рентгеновского излучения, опасного для космонавтов.
Чем больше масса частицы, ее скорость и атомный вес вещества
оболочки КЛА, тем большее Т. и. она вызывает.
ТОРМОЗНОЙ ИМПУЛЬС — импульс, сообщаемый КЛА в на¬
правлении, прямо противоположном его орбитальной скорости.
Вырабатывается, например, при коррекции периода орбиты ИС
в сторону уменьшения периода обращения (см. Коррекция
орбиты).
ТОРМОЗНОЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ - РД для торможе¬
ния КЛА. Направление тяги Т. р. д. обратно обычному и направ¬
лено против вектора скорости полета (ретроракетный двигатель).
Применяется для схода с орбиты при посадке, а также для торможе-
ТОЧНОСТЬ ЗАПРАВКИ 451
Американская ракета-носитель «Торад-Аджена»
ния отдельных ступеней многоступенчатых ракет при их разделе¬
нии. В качестве Т. р. д. используются ЖРД и РДТТ.
ТОЧНОСТЬ ЗАПРАВКИ — степень приближения количества
топлива, заправляемого на космодроме в бак PH, к его расчетному
количеству, предусмотренному полетным заданием. Т. з. однозначно
определяется ошибкой при заправке, причем эта ошибка может
быть положит, и отрицат. и выражаться в долях процента от расчет-
452 ТРАВЕРСА
пого количества топлива. Наличие ошибки обусловливается несо¬
вершенством дозирующих устройств, инерционностью системы
управления заправкой и отсечной арматуры. Ошибка объемных до¬
заторов ± 0,5% — ± 0,1%, весовых дозаторов d= 0,5% — =Ь0,2%.
Ошибка в заправке топливом приводит к увеличению гарантийных
запасов на борту PH, а это, при постоянном стартовом весе, вызы¬
вает уменьшение полезной нагрузки.
ТРАВЕРСА — горизонт, балка для захвата, подъема и переноса
крюком грузоподъемного крана собранных PH, космич. объектов и
их элементов на космодроме (рис.). Снабжена несколькими канат-
Подъем ступени ракеты с использованием тра¬
версы: 1 — переднее опорное кольцо; 2 —
бандажи; 3 — цапфы; 4 — заднее опорное
кольцо; 5 — траверса
ными захватами; иногда ее конструкция позволяет перемещать
подвешенный груз в вертик. и горизонт, плоскостях. Для сборки
PH в МИК применяется комплект Т.
ТРАЕКТОРИЯ — см. Орбита.
ТРАЕКТОРНЫЕ ИЗМЕРЕНИЯ — определение параметров
траектории (орбиты) КЛА. На основании Т. и. рассчитывают даль¬
нейшее движение КЛА и вырабатывают данные для управления им,
напр. данные для проведения коррекции траектории. Распростра¬
ненный метод Т. и. — измерения с помощью наземных радиосредств
(см. Радионавигация).
ТРАНСПИРАЦИОННАЯ ВЛАГА — жидкость, выделяемая выс¬
шими растениями ц процессе их жизнедеятельности в атмосферу
космич. оранжереи. Осн. органы транспирации — листья высших
растений; количество Т. в. зависит от анатомич. строения и биохи¬
мия. особенностей разных видов и сортов растений с учетом факторов
окружающей среды. У растений одного и того же вида количество
Т. в. увеличивается пропорционально площади поверхности листьев,
а также при создании оптимальных температурных условий, повы¬
шении влажности почвы и мощности лучистого потока. При выра¬
щивании овощных растений за сутки с 1 м2 посевной площади можно
получить от 1,5 до 10 л Т. в. По химич. составу Т. в. является доста¬
точно чистой, хотя может иметь слабый запах; общее количество
органич. примесей — менее 10 мг/л. Однако в состав Т. в. входят
летучие вещества, выделяемые конструкц. материалами и покрытием
оранжереи. При длит, полетах КЛА Т. в. — один из осн. источни¬
ков пополнения запасов воды; ее можно использовать для гигиенич.
нужд космонавтов, а также (после фильтра из активированного
угля) для питья и приготовления пищи. Количество воды в г,
израсходованное растением на накопление 1 г сухого вещества, наз.
транспирационным коэфф.
ТРАНСПОРТНЫЙ КОРАБЛЬ 453
ТРАНСПИРАЦИОННОЕ ОХЛАЖДЕНИЕ — охлаждение выпоте"
ванном через пористые стенки; один из перспективных и наиболее
эффективный способ гидродинампч. тепловой защиты поверх¬
ности стенок агрегатов РД. При Т. о. через пористую, проницаемую
или перфорированную стенку в пограничный слой потока горячего
газа подается охладитель. Т. о. — единственно пригодное для охлаж¬
дения стенок с очень высокими удельными тепловыми потоками,
напр. при использовании предельно-энергетич. топлив с высоким
давлением в камере ЖРД, в тепловых ЯРД. Применение Т. о. свя¬
зано с преодолением технология, и конструктивных трудностей.
ТРАНСПОРТЕР-УСТАНОВЩИК — см. Установщик.
ТРАНСПОРТНОЕ КРЕПЛЕНИЕ PH — комплект опор, ложе¬
ментов, захватов, стяжек и т. п. устройств, монтируемых на грунто¬
вых и ж.-д. тележках, установщиках, в ж.-д. вагонах, на баржах,
тележках, закатываемых вместе с PH в грузовые отсеки самолетов.
Количество опор определяется конструкцией PH, расположением
ее силовых опорных поясов, величинами макс, нагрузок. Целесо¬
образны 2 опоры — передняя и задняя, одна из к-рых предназна¬
чена для восприятия радиальных нагрузок при транспортировке
(чаще передняя), а другая (задняя) — осевых и радиальных от
PH, причем она должна позволять поворачиваться PH относительно
ее поперечной оси.
Две опоры оптимальны и для установки PH в вертик. положе¬
ние на пусковую систему, если в этой установке участвует грунто¬
вая тележка или стрела установщика. При этом изгибные деформации
рамы транспортного средства или стрелы установщика практи¬
чески не передаются на корпус PH. Однако при больших расстоя¬
ниях между опорами для уменьшения прогиба PH ставят дополни¬
тельно средние тарированные опоры с противовесами или пружин¬
ными устройствами. При транспортировке PH с космич. объектом
опора иногда ставится и под эти объекты, часто она выполняет роль
передней опоры при установке. Нередко вводят и боковые опоры
для обеспечения устойчивости PH при действии боковых нагрузок.
Для транспортировки ступеней PH иногда на их торцах крепят
транспортные (и перегрузочные) фермы, облегчающие перегрузки и
позволяющие закрепить ступень при транспортировке. Перед сбор¬
кой PH эти фермы снимаются.
ТРАНСПОРТНО-УСТАНОВОЧНАЯ ТЕЛЕЖКА - прицепной
агрегат с колесным ходом для перевозки КЛА от технич. позиции
до стартовой по дорогам с твердым покрытием или по ж. д. и для
установки его на пусковую систему. Осн. элементы Т.-у. т.: ходовая
часть, рама, ложементы, опоры и захваты для КЛА, дистанц. меха¬
низмы раскрытия захватов для освобождения КЛА после установки
его на пусковую систему, захват для закрепления Т.-у. т. на ста¬
ционарном установщике или устройства для крепления тросовой
системы портального установщика. Нек-рые Т.-у. т. снабжаются
механизмами для опускания КЛА на пусковую систему и его попе¬
речного перемещения с целью повышения точности установки.
ТРАНСПОРТНО-УСТАНОВОЧНЫЙ АГРЕГАТ — передвижной
установщик лафетного типа.
ТРАНСПОРТНЫЙ КОРАБЛЬ — К К для доставки груза на
обитаемую орбитальную станцию и смены ее экипажа. В нек-рых
случаях Т. к. наз. также КК для доставки груза при осуществлении
лунной или планетной экспедиции.
454 ТРЕНАЖЕР
ТРЕНАЖЕР — моделирующее устройство для отработки рабо¬
чих навыков или тренировки летчиков и космонавтов, когда в реаль¬
ных условиях она невозможна, затруднена илй экономически невы¬
годна. Т. для космонавтов бывают наземные и бортовые. Напр.,
для отработки операций по стыковке КК в полете применяются
наземные Т., а для отработки во время полета по параболе Кеплера
перехода космонавта из одного космич. корабля в другой — борто¬
вые Т. в фюзеляже самолета. Существуют также разД. наземные Т.
для приобретения навыков в управлении КК при посадке, контроля
за работой разл. бортовых систем и т. д.
Бортовой малогабаритный Т. служит для поддержания в космич.
полете навыков космонавта в ориентировке, навигац. расчетах,
управлении кораблем, необходимых лишь в определ. моменты по¬
лета (при коррекции траектории полета, стыковке на орбите, по¬
садке на др. планеты и т. д.).
ТРЕНИРОВКА ВЫСОТНАЯ — комплекс мероприятий, выпол¬
няемых для повышения устойчивости организма к гипоксии. Экстре¬
мальные воздействия факторов космич. полета нередко сопряжены
с возникающими гипоксич. состояниями. Эмоциональное напряже¬
ние, само по себе сопровождающееся резким увеличением частоты
дыхания и сердечных сокращений, может в отдельных случаях обу¬
словить, в результате гипервентиляции, недостаточность углекис¬
лоты, содержания сахара в крови, а также недостаточность ути¬
лизации кислорода тканями организма, в первую очередь тканями
головного мозга. Т. в. обычно проводится в барокамерах, однако
более эффективна она в условиях высокогорья. Пребывание в горах,
где тренировка производится по определ. программе (ступенчато)
в сочетании с рациональным питанием, обеспечивает стойкое прис¬
пособление организма к разл. комплексно действующим факторам
среды.
ТРЕТЬЯ КОСМИЧЕСКАЯ СКОРОСТЬ — наименьшая нач. ско¬
рость, при к-рой небесное тело, начиная движение вблизи поверх¬
ности Земли, преодолевает притяжение Земли, затем притяжение
Солнца и покидает Солнечную систему. У поверхности Земли
Т. к. с. ок. 16,7 км/сек.
ТРЕХКОМПОНЕНТНОЕ РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО - топливо для
ЖРД, состоящее из 3 компонентов, раздельно вводимых в камеру
сгорания. Может обеспечить наибольший для ЖРД УД. импульс.
Напр., топлива из фтора — водорода — лития или кислорода —
водорода — бериллия, согласно расчетам, позволяют достичь уд.
импульса, близкого к максимально возможному для химич. ракет¬
ных топлив — ок. 500 сек. Особую трудность представляет преодо¬
ление потерь, вызванных весьма высоким содержанием конден¬
сированной фазы в продуктах сгорания этих топлив. Топливо
кислород — водород — бериллий может использоваться и как двух¬
компонентное, если бериллий заранее диспергируется в жидком
водороде, образуя суспензию или коллоидный раствор. Это топливо
было разработано В. П. Глушко в ГДЛ (1930). Им же было пред¬
ложено Т. р. т., в к-ром к обычному двухкомпонентному топливу
добавляется тяжелый третий компонент (ртуть, органич. соедине¬
ния ртути и др.). Несмотря на снижение уд. импульса, эффек¬
тивность топлива существенно возрастает для 1-й ступени ракеты.
Высокая токсичность тяжелых компонентов препятствует их при¬
менению.
ТУРБОРАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 455
ТРЕХОСНАЯ ОРИЕНТАЦИЯ космического аппа¬
рата — см. Одноосная ориентация.
ТРОПОСФЕРА — нижняя часть земной атмосферы от уровня
моря до высоты 8 км в полярных широтах и до 18 км в экваториаль¬
ных областях. Содержит более 80% всей массы воздуха. В Т. воз¬
никают физич. явления: преломление, поглощение, рассеяние
радиоволн, флюктуации интенсивности и фазы радиоволн, шумы
атмосферы и др.
ТУРБИНА — лопаточная машина (двигатель), преобразующая
потенц. энергию газа (газовая Т.) или жидкости (гидротурбина)
в механическую. В системе подачи топлива газовые Т. используют
для привода основных и бустерных насосов, а гидротурбины —
только для привода бустерных насосов. Элементами Т., в к-рых
Ротор турбины ТНА
ЖРД «Гамма» (Англия)
преобразуется энергия газа или жидкости, являются неподвижный
сопловой аппарат с сопловыми или направляющими лопатками и
ротор с рабочими лопатками. Может быть активной и реактивной,
осевой и радиальной, одно- и многоступенчатой. В ТНА обычно
применяют неохлаждаемые газовые Т. (см. Активная турбина,
Реактивная турбина) (рис.).
ТУРБОНАСОСНЫЙ АГРЕГАТ (ТНА) — агрегат системы подачи
жидких компонентов ракетного топлива или рабочего тела в РД,
состоящий из одного или нескольких насосов и приводящей их
газовой турбины. Рабочее тело турбины ТНА обычно получается
в газогенераторах или парогазогенераторах\ разрабатываются ме¬
тоды отбора газа из камеры сгорания ЖРД. В качестве рабочего
тела турбины иногда применяются продукты нагрева (испарения)
охладителя камеры РД (рис., с. 456).
ТУРБОПАУЗА — уровень в верхней атмосфере на высотах
ок. 105—115 км, выше к-рого роль турбулентного перемешивания
компонентов атмосферы становится пренебрежимо малой.
ТУРБОРАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — комбинированный двига¬
тель] сочетание турбореактивного двигателя и ЖРД. Изучается
456 ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ
целесообразность использования Т. д. для воздушно-космических
самолетов (рис., с. 457).
ТУРБОРЕАКТИВНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ТРД) — осн. тип совр.
Самолетного ВРД. Состоит из компрессора, камеры сгорания, газон-
вой турбины и реактивного сопла, а также топливной, пусковой
и др. систем. Сверхзвуковые Т. д. могут найти применение на первых
ступенях воздушно-космических самолетов (рис., с. 458).
ТУХАЧЕВСКИЙ, Михаил Николаевич (1893—1937) — сов. воен.
деятель. Маршал Сов. Союза. С 1931 — зам. наркома по воен. и
морским делам и зам. председателя Реввоенсовета СССР. Способ¬
ствовал развитию ракетной техники в СССР. Ему была подчинена
Газодинамическая лаборатория. Постоянно оказывал помощь
и поддержку работам ГД Л, ГИРД, ЛенГИРД. Организовал в Мо¬
скве Реактивный научно-исследовательский институт. (Портрет,
с. 437).
ТЯГА РД — сила, развиваемая двигателем и равная реактив¬
ной силе за вычетом произведения внешнего (атм.) давления на пло¬
щадь выходного сечения сопла.
ТЯГИ КОЭФФИЦИЕНТ (тяговый комплекс) — отно¬
шение тяги камеры РД к произведению давления в камере (более
точно — давления торможения в критич. сечении) на площадь кри-
Турбонасосный агрегат: а — схема ТНА, работающего на газах, отводимых
из камеры сгорания ЖРД (США); б — схема и разрез ТНА ЖРД RZ-2 тягой
62 145 кг (Англия, мощность турбины 4120 л. с., подача топлива 255 кг/сек,
давление подачи 50 am, вес 265 кг); 1 — ТНА; 2 — пиропатрон для запуска*.
3 — клапаны подачи горючего и окислителя; 4—подача горючего (керосина)
из бака; 5 — подача окислителя (жидкого кислорода) из бака; 6 — насос по¬
дачи горючего; 7 — насос подачи окислителя; 8 — турбина привода; насосов;
9 — выход отработавших газов из турбины; 10 — газогенератор; И — клапан
впуска топлива в газогенератор; 12 — подача горючего из пускового бака;
13 — регулятор подачи окислителя; 14 — подача окислителя из пускового бака;
15 — гл. клапан подачи горючего в ЖРД; 16 — топливные магистрали;
17 — обратные клапаны (предотвращают подачу пускового топлива в камеру
сгорания ЖРД); 18 — гл. кла¬
пан подачи окислителя; 19 —
смесительная головка ЖРД;
20 — камера сгорания; в — кон¬
струкция ТНА ЖРД RZ-2
ТЯГИ РЕЖИМЫ 457
тич. сечения. Безразмерный параметр, характеризующий работу
сопла. С возрастанием потерь в сопле Т. к. уменьшается, с увеличе¬
нием степени расширения сопла — возрастает. Т. к. обычно равен
1,2—2. Т. к. также равен отношению уд. импульса камеры РД
К удельному импульсу давления.
ТЯГИ РЕЖИМЫ РДТТ — зависимость тяги от времени; обычно
характеризуется: участком задержки воспламенения, участком вы¬
хода на режим, квазистационарным режимом, участком спада
давления или последействием. На участке квазистационарного горе¬
ния различают возрастающую по времени тягу (прогрессивное горе¬
ние), постоянную (нейтральное горение) и убывающую (регрессив¬
ное горение), причем изменение тяги может быть и не монотонным.
Тип зависимости тяги от времени определяется в основном изме¬
нением во времени площади поверхности горения заряда твердого
топлива и увеличением площади критич. сечения сопла (из-за выго-
Турборакетный двигатель: а—г схема двигателя и его конструктивная
компоновка; на выносе (в круге) в увеличенном масштабе показана камера
сгорания (ЖРД) и газовая турбина, приводящая во вращение компрессор;
б — внешний вид (экспериментальный двигатель, США)
458 ТЯГИ РЕЖИМЫ
Турбореактивный двигатель: а — внешний вид; б — разрез (1 —вход возду-
ха;2 — компрессор для сжатия воздуха; 3 — камера сгорания; 4 — турбина
для привода компрессора; 5 — реактивное сопло; 6 — регуляторы и вспо-
могат. агрегаты; 7 — форсажная камера)
рання стенок). Длительность различных участков зависимости тяги
от времени определяется из условий применения РДТТ. Обычно
квазистационарный режим составляет более 95% всего времени
работы двигателя.
У
УАЙТ (White), Эдвард (1930, Сан-Антонио, шт. Техас — 1967,
мыс Кеннеди) — летчик-космонавт США, подполковник ВВС.
В 1952 окончил Воен. академию США, а в 1959 — Мичиганский
ун-т. Летную подготовку проходил в ВВС США во Флориде и
Техасе. В 1959 прошел курс в Школе летчиков-испытателей на
авиац. базе ВВС Эдвардс. Затем служил летчиком-испытателем
на базе ВВС в шт. Огайо. С 1962 — в группе космонавтов Нац.
управления по аэронавтике и исследованию космич. простран¬
ства США. Совм. с Дж. Макдивиттом 3 июня 1965 совершил
полет в космос на КК «Джемини-4» в качестве 2-го пилота. Во вре¬
мя полета впервые в США осуществил выход в космическое про¬
странство (на 20 мин.). Погиб 27 янв. 1967 во время испытания К К
«Аполлон» в результате пожара в кабине корабля на стартовой
позиции.
УГЛЕВОДОРОДНЫЕ ГОРЮЧИЕ — горючие для ЖРД. Угле¬
водородные соединения и их смеси в основном нефтяного про¬
исхождения, напр. керосин и продукты переработки керосина,
а также скипидар, синтетич. углеводороды. У. г. из нефти дешевы,
обладают большой сырьевой базой и широко применяются в ракет¬
ной технике с разл. окислителями. Синтетич. У. г. нек-рых клас¬
сов обеспечивают повышенный уд. импульс и имеют большую плот¬
ность, чем У. г. нефтяного происхождения, однако дороги и
малодоступны. У. г. для ЖРД предложены К. Э. Циолковским
в 1911.
УГЛОВАЯ СТАБИЛИЗАЦИЯ КЛА — управление движением
КЛА вокруг центра масс на тех участках, где полет протекает со
значительными ускорениями (напр., при работе РД, а на спу¬
скаемом аппарате — при торможении в атмосфере). В отличие от
ориентации, У. с. не преследует самостоятельных целей и является
вспомогательной задачей при управлении движением центра масс
аппарата, заключающейся, в частности, в поддержании долж¬
ного направления силы тяги РД КЛА или подъемной силы.
Системы У. с. работают при сравнительно больших возмущаю¬
щих моментах, поэтому для создания управляющих моментов
они используют более мощные устройства, чем системы ориен¬
тации.
УГЛОВЫЕ КООРДИНАТЫ — 1) Углы, определяющие поло*
жение естеств. или искусств, небесных тел на небесной сфере.
2) Углы, определяющие расположение осей КЛА в пространстве
(см. Тангажа, курса, крена углы). При ориентации КЛА его У. к.
часто отсчитывают от тех направлений, с к-рыми требуется совме¬
стить оси КЛА; в этих случаях У. к. совпадают с ошибками ориен¬
тации,
УГОЛ АТАКИ — угол между продольной осью Л А и встреч¬
ным газовым потоком. Величина подъемной силы, действующей на
КЛА или спускаемый аппарат, в нек-рых пределах пропорцио¬
нальна У. а., поэтому изменение У. а. — один из возможных мето¬
дов управляемого спуска. Регулировать У. а. можно с помощью
аэродинамических рулей или изменением положения центра масс
КЛА в полете. Из-за сильного кпнетич. нагрева и больших аэроди-
460 УГОЛ АЭРОДИНЛМИЧГХКОЙ БАЛАНСИРОВКИ
намич. нагрузок, действующих на спускаемый аппарат, диапазон
регулирования его У. а. ограничен (рис.).
Подъемная
УГОЛ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ БАЛАНСИРОВКИ спускае¬
мого аппарата — см. Аэродинамический момент.
УГОЛ ВХОДА в атмосферу — угол между направле¬
нием полета КЛА (или спускаемого аппарата) и местным горизон¬
том планеты в момент входа аппарата в плотные слои атмосферы.
Величина У. в. резко влияет на дальность полета до места посадки,
а также на аэродинамический нагрев и ' перегрузки, испытываемые
КЛА при движении в атмосфере, поэтому величина У. в. должна
выдерживаться с высокой точностью. Для всех КЛА, совершаю¬
щих спуск в атмосфере без предварит, ракетного торможения,
У. в. не превышает неск. градусов; при больших У. в. недопустимо
возрастают тепловые и аэродинамические нагрузки.
УГОЛ МЕСТА — координата в горизонт, системе небесных
координат, иногда применяемая для искусств, космич. тел. То же,
что высота.
УДЕЛЬНАЯ ТЯГА — тяга (в кг), развиваемая РД на каждый
1 кг земного веса (на уровне моря) топлива (рабочего тела), расходуе¬
мого в 1 сек, либо время (в сек) работы РД на пост, режиме при
расходе 1 кг земного веса топлива на каждый 1 кг тяги двигателя,
т. е. время (в сек) работы РД на пост, режиме, за к-рое потребляе¬
мое весовое количество топлива численно равно тяге двигателя.
У. т. идентична удельному импульсу.
УДЕЛЬНОЙ ТЯГИ КОЭФФИЦИЕНТ (удельного им¬
пульса коэффициент) — отношение действит. удельной
тяги (удельного импульса) камеры РД в пустоте к теоретической
(см. Термодинамический расчет ракетного двигателя), вычисленной
при одинаковых значениях избытка окислительных элементов коэф¬
фициента, геометрич. степени расширения сопла и давления в ка¬
мере (более точно давления торможения в критич. сечении сопла).
УДЕЛЬНЫЙ ТЕПЛОВОЙ ПОТОК 461
У. т. к. — важный критерий качества конструкции РД, характери¬
зует потери уд. тяги (уд. импульса), обусловленные неполнотой
сгорания, неравновесностью процесса расширения рабочего тела,
трением, потерями в сопле на неравномерность истечения, много-
фазность течения и т. д. Обычно У. т. к. равен 0,90—0,95.
УДЕЛЬНЫЙ ВЕС РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ — вес (в кг)
РД в рабочем состоянии (заполненного компонентами топлива),
приходящийся на 1 m развиваемой им тяги. Для РД 1-й ступени вес
относится к тяге на земле, для остальных — к тяге в пустоте; уд. вес
совр. ЖРД — 7—20 кг/т, т. е. значительно ниже, чем у двигателей
др. типов. Для двигателей с большим значением тяги достижим
меньший уд. вес.
УДЕЛЬНЫЙ ИМПУЛЬС — импульс, развиваемый РД на каж¬
дый 1 кг земного веса (на уровне моря) расходуемого топлива (рабо¬
чего тела); отношение тяги двигателя к весу топлива (рабочего
тела), расходуемого в 1 сек. У. и. — наиболее важная характери¬
стика РД. Различают У. и. в пустоте и У. и. при наличии атм.
противодавления (напр., на земле). Теоретич. У. и. определяется
термодинамическим расчетом ракетного двигателя. У. и. зависит
от рода топлива (рабочего тела) и совершенства конструкции РД.
Для ЖРД с насосной подачей и без дожигания цродуктов газоге-
нерации У. и. равен суммарной тяге камеры и выхлопных патрубков
генераторного газа, отнесенной к секундному расходу топлива
через камеру и газогенератор. В этом случае У. и. РД меньше
У. и. камеры РД на величину потерь на привод ТНА; эти потери
(обусловленные тем, что У. и. выхлопной системы генераторного
газа ниже У. и. камеры РД) равны 1—2%. Потери У. и. имеют место
и из-за наличия рулевых сопел, питаемых газом, отработавшим
в турбине. Для лучших совр. ЖРД У. и. в пустоте достигает
350—450 сек, для лучших РДТТ 250—300 сек, для ЯРД возможен
до 2500 сек, для ЭРД — примерно до 10 тыс. сек. Предельного
значения (ЗЮ7 сек) У. и. может достичь в гипотетич. фотонных
РД. У. и. идентичен удельной тяге.
УДЕЛЬНЫЙ ИМПУЛЬС ДАВЛЕНИЯ (расходный ком¬
плекс) — произведение давления в камере (более точно — давле¬
ния торможения в критич. сечении сопла) на площадь критич.
сечения сопла, отнесенное к секундному расходу продуктов сгора¬
ния (рабочего тела), проходящих через это сечение. У. и. д. обычно
используется для оценки полноты сгорания топлива (см. Полноты
давления коэффициент). Различают действит. У. и. д., определяе¬
мый на основе экспериментов, и теоретический (см. Термодинамиче¬
ский расчет ракетного двигателя). В иностр. литературе приме¬
няется аналогичная величина — характеристич. скорость РД.
УДЕЛЬНЫЙ ОБЪЕМНЫЙ ИМПУЛЬС — параметр, числен¬
но равный произведению удельпого импульса РД на плотность топ¬
лива. Характеризует энергетич. использование единицы объема
топлива.
УДЕЛЬНЫЙ РАСХОД ТОПЛИВА — количество топлива, рас¬
ходуемого РД за 1 сек на каждый 1 кг развиваемой им тяги. Опреде¬
ляет экономичность работы РД, является величиной, обратной
уд. импульсу.
УДЕЛЬНЫЙ ТЕПЛОВОЙ ПОТОК — поток тепла в единицу
времени, отнесенный к единице поверхности; характеризует тепло¬
вую нагрузку поверхности нагрева. Передача тепла от горячих
462 УНИВЕРСАЛЬНЫЙ ИНСТРУМЕНТ
продуктов сгорания (рабочего тела) в стенки камеры РД вызывается
конвективным и лучистым (радиац.) теплообменом. Конвективный
теплообмен обусловлен турбулентными перемещениями частиц
продуктов сгорания, а лучистый — их излучением. Вследствие
высоких темп-p торможения и больших весовых скоростей рабочего
тела значения У. т. п. весьма велики и достигают в районе кри¬
тического сечения сопла ЖРД (50—70) - 10е ккал/м2-час, притом
конвективный У. т. п. в 7—15 раз более лучистого. Макс, допу¬
скаемые (критич.) У. т. п. лимитируются критич. темп-рами стенок
со стороны либо горячих газов, либо охладителя. Нагрев стенки
выше критического со стороны горячих газов приводит к разру¬
шению (прогару), а со стороны охладителя — часто к недопусти¬
мому термич. разложению охладителя. При термин, разложении
нек-рых охладителей (напр., диметилгидразина несимметричного,
гидразина, перекиси водорода и др.) выделяется тепло, способ¬
ствующее разрушению стенок, причем разложение может сопро¬
вождаться взрывом. Термич. разложение ряда охладителей (напр.,
углеводородов, несимметричного диметилгидразина, пентаборана
и т. д.) приводит к образованию на стенке со стороны охладителя
осадков малотеплопроводных твердых продуктов, затрудняющих
охлаждение и приводящих к разрушению стенок.
УНИВЕРСАЛЬНЫЙ ИНСТРУМЕНТ (в астрономии и геоде¬
зии) — переносный прибор со зрительной трубой, вращающейся
вокруг вертик. и горизонт, осей, и двумя точными разделенными
кругами, служащими для от¬
счета углов в горизонт, (ази¬
муты) и вертик. (высоты) пло¬
скостях. Отличается от тео¬
долита большей точностью
отсчетов (гл. обр. в вертик.
плоскости). Применяется для
определения география, коор¬
динат места, поправки часов
идр. (рис.).
УНИТАРНОЕ ТОПЛИВО-
ракетное топливо, твердое или
жидкое, однокомпонентное или
однородная смесь, либо ра¬
створ разных компонентов.
В СССР в 1931 (ГДЛ) прово¬
дились стендовые испытания
экспериментального ЖРД ОРМ
на жидком У. т., состоящем из
растворов четырехокиси азота
с толуолом или бензином.
Универсальный инструмент УПРАВЛЕНИЕ ВЕКТОРОМ
ТЯГИ — принудит, изменение
направления вектора тяги РД с целью управления полетом ракеты
по тангажу, крену и рысканию. Осуществляется с помощью кача¬
ния камеры РД (напр., на карданном подвесе), поворотного осн.
сопла, газовых рулей, поворотных щитков на периферии струи,
несимметричного впрыска жидкости или вдува газа в закритич.
часть сопла, изменения тяги или отключения нескольких двигателей
в многодвигательной установке, применения вспомогательных,
УПРАВЛЕНИЕ ДВИЖЕНИЕМ 463
Нек-рые возможные методы управления вектором тяги РД: а — газовые
рули; б — поворотное кольцо на выходе из сопла; в — поворотное сопло
с упругим соединением; г — поворотное сопло на карданном подвесе;
д — отклонение реактивной струи с помощью ввода газов из камеры сго¬
рания в сопло; е — отклонение реактивной струи путем впрыска жидкости
в сопло (1 — направление газового потока; 2 — бак с жидкостью; 3 — кла¬
пан; 4 — отклоненный газовый поток)
неподвижных или поворотных сопел, качающихся рулевых дви¬
гателей и т. п. (рис.)
УПРАВЛЕНИЕ ДВИЖЕНИЕМ. Космич. комплекс, состоящий
из PH и выводимого ею на орбиту объекта, имеет разл. характер
движения в зависимости от того, на каком участке траектории он
находится и какую задачу выполняет. Типы движения можно разде¬
лить на 2 класса: 1) при отсутствии больших внешних сил и момен¬
тов (включая силы всемирного тяготения) и, кроме того, с выклю¬
ченными РД; 2) при работающих РД, при наличии больших внешних
сил и моментов или того и др. одновременно. Движение 1-го класса
характерно для большей части времени полета, 2-го — связано со
стартом и выведением КЛА на орбиту, его посадкой или кратко-
врем. режимами включения РД для изменения траектории полета.
Гл. особенность движения 1 -го класса, отличающая его практически
от всех типов движения, — независимость движения центра масс
и угловых поворотов вокруг центра масс. Единств, значит, силы,
действующие на КЛА, — силы всемирного тяготения, к-рые не за¬
висят от его углового положения в пространстве. Поэтому траекто¬
рия движения КЛА будет одной и той же в случае его беспорядоч¬
ного вращения вокруг центра масс и в случае, когда его угловое
положение относительно Солнца и звезд остается неизменным или
изменяется к.-л. закономерным образом. Независимость движения
КЛА по траектории от его поворотов вокруг центра масс вовсе не
означает, что он не нуждается в управлении угловым положением.
464 УПРАВЛЕНИЕ ДВИЖЕНИЕМ
Система управления, приводящая положение КЛА к заданному,
наз. системой ориентации, а само управление — ориентацией.
Напр., перед включением РД для изменения траектории полета
необходимо повернуть КЛА заданным образом так, чтобы тяга РД
оказалась направленной в нужную сторону; следовательно, запуску
РД предшествует ориентация. Если КЛА должен передать на Землю
большое количество информации (напр., телевиз. изображение)
с большого расстояния, то такую передачу рационально осущест-
влять при помощи параболических антенн, установленных на борту
КЛА. Эти антенны, отличающиеся направл. излучением, нужно
ориентировать на Землю. Когда такие антенны жестко установлены
на борту КЛА, необходима ориентация всего КЛА на Землю. Ориен¬
тация на Солнце осуществляется для получения энергии от солнеч¬
ных батарей, если они установлены на КЛА. При навигац. измере¬
ниях с использованием небесных ориентиров также необходимы
повороты КК для наблюдения экипажем нужных светил. Многие
науч. эксперименты невозможны без соответств. ориентации КЛА.
Движение 2-го класса также требует управления угловым поло¬
жением КЛА, т. к. от этого зависит направление тяги РД или аэро-
динамич. сил (при движении в атмосфере), т. е. сил, определяющих
траекторию движения центра масс. При поворотах вокруг центра
масс изменяется движение самого центра масс, т. е. траектория
полета. Управление угловым положением КЛА наз. в этом случае
стабилизацией, а система управления — системой стабилизации.
При ориентации, в отличие от стабилизации, повороты вокруг центра
масс не сказываются на его движении. Т. о., в первом случае это
самостоят. задача, во втором — вспомогат. управление угловым
положением, необходимое для У. д. центра масс. Системы ориента¬
ции и стабилизации нередко тесно взаимодействуют, иногда исполь¬
зуют одни и те же датчики. При сближении двух КЛА с большого
расстояния путем многократных и кратковрем. включений РД
с достаточно длит, перерывами между ними весь процесс состоит из
чередующихся режимов ориентации и стабилизации.
При управлении полетом КЛА, наряду со стабилизацией, необ¬
ходимо и прямое регулирование его движения по траектории. В про¬
стейших случаях, при кратковрем. включениях г Добывает доста¬
точно выключить его к моменту достижения заданной скорости. Для
этого ца борту КЛА должны быть устройства, способные установить
момент достижения нужного приращения скорости и дать команду
на выключение РД. В более сложных случаях, когда надо не только
получить требуемую скорость, но и достичь ее в заданной точке про¬
странства, тягу РД надо регулировать непрерывно, чтобы как сама
траектория движения, так и моменты прохождения КЛА характер¬
ных точек траектории совпадали с расчетными. РД и в этом случае
должен быть выключен при достижении заданной величины скорости.
Др. важная задача У. д. центра масс — определение траектории
полета и ее исправление (коррекция) в необходимых случаях. Тра¬
ектория движения КЛА может быть определена путем наземных
измерений с применением радиотехнич. аппаратуры. Эта наземная
служба траекторных измерений позволяет при использовании
быстродействующих электронных вычислит, машин следить за
траекторией полета. Такая совокупность измерит, и вычислит,
средств является примером неавтономной системы навигации, если
навигацией называть сравнительно узкую задачу определения
УПРАВЛЕНИЕ ДВИЖЕНИЕМ Ш
координат КЛА, прогноза его движения и вычисления, необходи¬
мых для коррекции движения силовых воздействий на КЛА.
Наряду с неавтономными системами навигации существуют и авто¬
номные, к-рые для своей работы не требуют связи с Землей, а огра¬
ничиваются аппаратурой на борту КЛА. Т. о., управление и нави¬
гация сводятся к трем задачам: У. д. центра масс (включая и
стабилизацию), ориентация и павигац. измерения и вычисления.
Старт PH и выведение ею космич. объекта на заданную траекто¬
рию — одна из самых сложных задач, связанных с У. д. центра
масс. Разгон до космич. скоростей легче всего осуществить, двигаясь
горизонтально, чтобы не совершать работы против силы тяжести.
Поскольку траектория выведения может быть достаточно протяжен¬
ной, следует учитывать кривизну Земли и тот факт, что горизонталь¬
ным будет движение по окружности, на равных расстояниях от
центра Земли. Т. о., в процессе разгона PH должна будет пово¬
рачиваться в плоскости орбиты, по тангажу, чтобы двигаться по
описываемой окружности. Такое движение возможно лишь на
достаточно больших высотах, где практически отсутствует атмо¬
сфера. С др. стороны, старт PH возможен лишь из вертик. положе¬
ния, т. к. при ее огромных размерах наклонное положение при
старте потребовало бы неоправданного упрочнения (а следовательно,
и утяжеления) корпуса PH и более мощной двигат. установки.
Наклонный старт нерационален и потому, что при подъеме надо
возможно более кратким путем и с относительно небольшими скоро¬
стями выйти из плотных слоев атмосферы, чтобы затратить миним.
количество энергии на преодоление сил воздушного сопротивления.
Траектория движения космич. ракеты, на нач. участке вертикаль-
пая, должна постепенно наклоняться и на достаточно больших
высотах приблизиться к движению по окружности, концентричной
Земле. Это требует начала поворота по тангажу почти сразу после
старта, причем этот поворот продольной оси ракеты должен быть
строго согласован с требуемой траекторией подъема и последующего
разгона. Форма траектории выведения КО с помощью PH рассчи¬
тывается так, чтобы она была наивыгоднейшей для каждого кон¬
кретного пуска, т. е. она заранее известна, а поэтому известна и
программа изменения угла тангажа. Следовательно, одна из осн.
задач системы стабилизации — осуществление программы поворота
по тангажу при таком управлении по др. осям, чтобы углы крена и
рысканья все время были близкими к нулю. Идеальное выдержива¬
ние заданных углов тангажа, крена, рысканья невозможно — эти
значения всегда колеблются, кроме того, центр масс PH не может
лежать абсолютно точно на линии действия силы тяги РД, что тоже
вызывает повороты оси PH. Эти повороты и колебания, даже если
они малы, приводят к тому, что сила тяги РД действует не только
в заданном направлении, но дает малые проекции в плоскости,
перпендикулярной заданному направлению. Так возникает незна-
чит. снос PH в боковом направлении. При больших точностях,
к-рые требуются при выведении КЛА, он недопустим, и поэтому
в системе стабилизации устанавливаются спец, датчики, способные
регистрировать этот снос и вырабатывать нужные сигналы для
системы управления.
В качестве чувствит. элементов, по к-рым определяются углы
поворота осей PH, обычно используются свободные гироскопы или
гиростабилизированные платформы. Для осуществления программы
16 Космонавтика
Ш УПРАВЛЕНИЕ ДВИЖЕНИЕМ
по тангажу эти приборы оборудованы программными устройствами.
Снос PH регистрируется индикаторами боковых скоростей, в основе
к-рых лежит тот или иной метод измерения боковых ускорений.
По сигналам угловых отклонений осей PH можно определить и ее
угловые скорости; иногда для этого служат гироскопич. датчики
угловых скоростей. Сигналы поступают в усилительно-преобразую-
щие устройства, вырабатывающие сигналы на отклонение исполнит,
органов (наир., в РД с карданным подвесом).
Стабилизация PH часто сильно усложняется тем, что ее корпус
совершает изгибные и продольные колебания, а находящееся в баках
топливо тоже колеблется. Нередко от PH требуется не только
разогнать КО до заданной скорости, но достичь этой скорости
в заданной точке пространства. Это необходимо, когда траектория
движения КО после завершения его разгона PH должна распо¬
лагаться совершенно определ. образом относительно Земли. Дости¬
жение заданной скорости в заданной точке пространства предпо¬
лагает регулирование скорости полета PH в процессе выведения.
Изменение скорости полета связано с увеличением или уменьшением
тяги РД, т. е. с их регулированием. Его можно осуществить, если
иметь программу изменения скорости полета и сравнивать ее с фак-
тич. изменением этой скорости. Такую задачу выполняет регулятор
кажущейся скорости, в к-ром скорость полета все время вычисляется
по измеряемым акселерометрами ускорениям. Но они измеряют не
только ускорение движения PH, но неизбежно регистрируют и зем¬
ное притяжение, так что в результате вычислений получается не
истинная, а кажущаяся скорость. Это не приводит к к.-л. ошибкам,
т. к. доля земного ускорения в каждой точке траектории заранее
известна и сравнение вычислений ведется с заранее составленной
программой изменения кажущейся скорости. Т. о., при отклонении
фактич. значения кажущейся скорости от ее программного значения
регулятор должным образом изменяет режим работы РД. С работой
регулятора кажущейся скорости тесно связана и работа системы,
выключающей РД после достижения PH заданной скорости. Значи¬
тельно проще управление РД и стабилизация PH при кратковрем.
включениях РД для совершения простых маневров — коррекции
траектории движения при дальних полетах, коррекции орбиты при
полетах около Земли, перевода ИСЗ на орбиту снижения для спуска
и т. п. Обычно в этих случаях не требуется ни осуществления
программы тангажа, ни регулирования кажущейся скорости.
Близка по сложности к взлету обратная задача — посадка
КЛА на поверхность планеты, лишенной атмосферы, напр. Луны.
При этом, особенно если посадка производится с орбиты ИСЛ,
необходимо и точное выдерживание траектории спуска (первона¬
чально горизонтальной и лишь вблизи поверхности Луны — вер¬
тикальной) и точное выдерживание заданной программы изменения
скорости по траектории, к-рая должна стать равной нулю у самой
поверхности. При таком спуске целесообразно использовать также
радиолокац. высотомер, сигналы к-рого дают расстояние до фактич.
поверхности (она в зависимости от рельефа может быть и выше и
ниже ср. уровня). При регулировании работы посадочного РД необ¬
ходима не только стабилизация, но и управление, регулирующее
кажущуюся скорость.
В отличие от стабилизации и регулирования тяги РД при У. д.
центра масс, к-рые осуществляются довольно однотипно, методы
УПРАВЛЕНИЕ ДВИЖЕНИЕМ 467
ориентации весьма разнообразны. Это связано с большим числом
разных задач (ориентация на Солнце, Землю, звезды и т. п.), разл.
степенью точности ориентации (от угловых минут и даже секунд при
астроориентации или науч. наблюдениях до 10°—20° при ориента¬
ции солнечных батарей) и разл. продолжительностью режимов
ориентации (от минут или часов до мн. месяцев и даже лет). Поэтому
методы и средства ориентации весьма многотипны. По степени пол¬
ноты осуществления ориентации все системы разбиваются на
2 типа — полные (трехосные) и неполные (одноосные). 1-й тип охва¬
тывает те системы ориентации, к-рые приводят к заданному поло¬
жению и удерживают вблизи него все три взаимно-перпендикуляр¬
ные оси КЛА. Задача систем 2-го типа — приведение одной заранее
избранной оси к заданному направлению, в то время как 2 др.
оси могут занимать произвольное положение; этот тип применяется,
напр., при ориентации солнечных батарей. Др. классификац. при¬
знаком могут быть свойства самих осей ориентации, к которым
должны приводиться оси КЛА. Предполагается, что эти оси тоже
взаимноперпендикулярны и, как и оси КЛА, имеют начало в его
центре масс, но закон их углового движения никак не связан с дви¬
жением КЛА. При этом можно различать 3 случая. 1-й характери¬
зуется постулат, движением осей, при к-ром они всегда остаются
параллельными себе; если КЛА будет приводиться к ним, то он
сохранит неизменным свое угловое положение относительно далеких
звезд; такие оси удобны при ориентации на Солнце и звезды.
Ко 2-му типу относятся орбитальные оси ориентации, к-рые при
полете по замкнутой орбите вокруг Земли или др. небесного тела
вращаются тоже, причем так, чтобы одна из них проходила через
центр небесного тела, вторая лежала в плоскости орбиты, а третья
была перпендикулярна к этой плоскости. Такими осями пользуются
для систем ориентации ИСЗ, если они должны, напр., летать «есте¬
ственным» образом — одной стороной всегда вперед по направле¬
нию движения, а другой — всегда вниз; тогда приведение трех осей
ИСЗ к трем орбитальным осям и даст требуемую ориентацию. Оси
ориентации 3-го типа наз. следящими, они соответствуют, напр.,
сближению одного КЛА с другим. Эти оси совершают не упорядо¬
ченное движение (поступат. или вращат.), а произвольное, связан¬
ное с взаимными перемещениями КЛА.
По способу получения управляющих моментов для ориентации
все системы можно разбить на активные, пассивные и комбиниро¬
ванные. Активные системы для создания управляющих моментов
должны затратить энергию из бортовых источников или использо¬
вать реактивную силу (напр., путем запуска реактивных двигателей
ориентации), что связано с затратой бортовых запасов рабочего тела.
В пассивных системах ориентация получается с помощью моментов,
возникающих от взаимодействия КЛА с внешней средой — магнит¬
ным полем, полем тяготения и т. п., без к.-л. затрат бортовой энер¬
гии или расхода бортовых запасов рабочего тела (напр., гравита¬
ционная система ориентации). Комбинированные системы, как и
пассивные, используют внешние моменты, но содержат элементы,
создающие управляющие моменты за счет расхода бортовых запасов
энергии или рабочего тела. Преимущество активных систем — их
гибкость; с их помощью можно заставить КЛА совершать в нужном
темпе практически любые повороты и удерживать с нужной точ¬
ностью требуемую ориентацию при любых внешних возмущениях,
16*
468 УПРАВЛЕНИЕ ДВИЖЕНИЕМ
именно поэтому они наиболее широко применяются. Гл. достоин¬
ство пассивных систем — высокая экономичность. Пассивные и
комбинированные системы используются значительно реже актив¬
ных. В зависимости от степени участия космонавта системы ориен¬
тации можно разбить на автоматич. и ручные. При ручной системе
космонавт может вызывать поворот К К отклонением ручки управ¬
ления. Непосредств. участие космонавта в управлении К К позво¬
ляет проще решать многие вопросы, т. к. человек нередко способен
быстрее и лучше оценить обстановку и принять нужное решение,
чем сложная автоматич. аппаратура.
Ниже описана схема построения активных систем ориентации.
Информацию о положении КЛА относительно осей ориентации и
о характере его углового движения система ориентации получает
от чувствит. элементов (датчиков). Большую группу датчиков состав¬
ляют электроннооптич. приборы, к-рые позволяют использовать
в качестве опорных ориентиров небесные светила — Солнце, Землю,
Луну, звезды. Оптич. датчики вырабатывают под действием види¬
мого света или ИК лучей электрич. сигналы, изменяющиеся (иногда
постепенно, а иногда скачкообразно) при отклонении оси датчика
от направления на опорный ориентир. При использовании в каче¬
стве опорного ориентира Земли нередко удобнее регистрировать
ее ИК (тепловое) излучение, т. к. в этом случае и светлая, и темная
(ночная) стороны Земли «светятся» почти одинаково. Чаще приме¬
няются датчики, реагирующие на видимый свет Солнца, звезд
и планет. Иногда в качестве датчика углового положения может быть
использован ионный датчик ориентации. Возможно применение
магнитных чувствит. элементов, позволяющих определить положе¬
ние КЛА относительно магнитного поля Земли. Все эти датчики
вырабатывают сигналы об угловом положении КЛА, непосред¬
ственно опираясь на внешние по отношению к нему ориентиры.
К др. группе относятся гироскопич. датчики (свободный гиро¬
скоп, гиростабилизированная платформа, гироскопич. орбита
и т. п.), основанные на свойствах быстро вращающегося волчка —
гироскопа. Эти датчики, однако, не могут работать без использова¬
ния в той или иной мере информации с датчиков предыдущего типа.
А в др. отношениях они имеют преимущества перед оптич., ион¬
ными и т. п. датчиками. Так, гироскопич. датчики практически
нечувствительны к помехам, безотказны в работе (оптич. датчик
может быть, напр., «ослеплен» факелом работающего двигателя).
На КЛА нередко устанавливается целая группа чувствит. элементов
раз л. принципа действия. Действие датчиков угловых скоростей,
используемых в космич. полетах, основано на свойствах двухсте¬
пенного гироскопа. Каждый датчик регистрирует составляющую
угловой скорости, параллельную его оси чувствительности. Поэтому
если нужно знать составляющие угловых скоростей вращения КЛА
около трех осей, устанавливают три таких датчика.
Сигналы датчиков должны быть сопоставлены между собой и
лишь после соответств. преобразования поступают к исполнит, орга¬
нам. Эту работу выполняет блок логики, к-рый иногда наз. логич.
преобразоват. блоком или преобразующим устройством. Блок ло¬
гики (конструктивно это может быть неск. приборов) выполняет
2 осн. задачи: усиление, сопоставление и преобразование сигналов
датчиков в управляющие сигналы для включения и выключения
исполнит, органов; логич. операции, необходимые для правильного
УПРАВЛЕНИЕ ДВИЖЕНИЕМ 469
функционирования системы ориентации. Пример сопоставления
сигналов датчиков*, если поступил сигнал об отклонении КЛА по
крену, это еще не значит, что надо немедленно включить реактив¬
ный двигатель ориентации, управляющий движением крена, и
пытаться вернуть КЛА к правильному положению. Следует сопо¬
ставить сигнал отклонения но крену с сигналом, идущим с соот-
ветств. датчика угловой скорости. Если окажется, что угловая
скорость направлена в сторону увеличения угла крена, то реактив¬
ный двигатель ориентации действительно надо включать; если же
угловая скорость направлена в сторону уменьшения угла крена, то
КЛА и без того вернется к правильному положению. Более того,
если включить РД, то он подойдет к правильному положению с боль¬
шой угловой скоростью, «проскочит» его по инерции, и угловую
скорость придется гасить включением противоположных реактивных
двигателей ориентации, и все это приведет к ухудшению точности
ориентации и неоправданному расходу энергии или рабочего тела.
Пример выполнения логич. операций: на трассе Земля — Луна
необходимо осуществить полную ориентацию, опираясь на 2 ориен¬
тира — Солнце и Луну. Для этого на борту КЛА должны быть
оптич. датчики Солнца и Луны, установленные под нужным углом
друг к другу. Такие датчики во время ориентации неподвижны,
и поэтому поиск опорных ориентиров производится путем поворотов
всего КЛА. Очевидно, что искать их следует по очереди, возможна,
напр., такая методика: начинается упорядоченное вращение КЛА
для поиска Солнца, солнечный датчик «просматривает» за время
поворота всю небесную сферу и находит Солнце, после этого произ¬
водится торможение вращения. Солнце удерживается в поле зрения
датчика и соответствующая ось КЛА, путем его поворота, направ¬
ляется на Солнце (происходит уточнение ориентации); затем КЛА
вращается вокруг оси, направленной на Солнце (без его потери дат¬
чиком), при этом оптич. ось лунного датчика, установленная под
нужным углом к оси вращения КЛА, описывает конич. поверх¬
ность и в какой-то момент оказывается направленной на Луну.
За этим следует торможение вращения, уточнение ориентации на
Луну и на этом весь процесс заканчивается. Т. о., ориентация скла¬
дывается из операций: вращение — захват ориентира — торможе¬
ние — уточнение ориентации — второе вращение — захват вто¬
рого ориентира — торможение — уточнение ориентации по второму
ориентиру. Очевидно, что начать какую-то очередную операцию
до того, как кончилась предыдущая, нельзя. Поэтому блок логики,
наряду с управляющими сигналами, поступающими на исполнит,
органы, должен вырабатывать сигналы об окончании одного этапа
режима ориентации и после этого запускать программу след, этапа.
Обычно система ориентации должна иметь возможность выполнять
не одну, а неск. разнотипных ориентаций.
Сигналы датчиков, преобразованные в блоке логики, поступают
па исполнит, органы. Исполнит, органы системы ориентации могут
быть разбиты на 2 класса — создающие управляющие моменты
путем взаимодействия с внешней средой и реактивные. К 1-му классу
относятся электромагнитные исполнит, органы (пост, или перем.
магниты либо токонесущие контуры, взаимодействующие с магнит¬
ным полем Земли или иной планеты, обладающей магнитным полем).
Имея, напр., токонесущие кольца, расположенные в трех взаимно¬
перпендикулярных плоскостях7 можно путем пропускания тока по
470 УПРАВЛЕНИЕ ДВИЖЕНИЕМ
нужному кольцу производить поворот около соответствующей оси.
Осн. недостатком этого вида исполнит, органов является то, что они
нуждаются во внешнем магнитном поле достаточной интенсивности
(а оно зарегистрировано пока лишь вблизи Земли), и их эффектив¬
ность зависит от свойств этого поля. Возможны и др. исполнит,
органы этого класса, напр. использующие солнечное давление или
аэродинамич. моменты, но пока они практически не применяются.
Ко 2-му классу относятся более распространенные реактивные
исполнит, органы, действующие независимо от свойств окружающей
среды, что является их осн. преимуществом. К ним относятся реак¬
тивные двигатели ориентации, гиросиловые стабилизаторы и реак¬
тивные маховики. Если изменять число оборотов маховика, установ¬
ленного на КЛА, напр. увеличивать их при вращении по часовой
стрелке, то КЛА начнет поворачиваться против часовой стрелки.
Достаточно поэтому расположить во взаимно-перпендикулярных
плоскостях 3 маховика и нужным образом изменять число оборотов
и направление вращения этих маховиков, чтобы управлять пово¬
ротами КЛА по всем трем осям. РД устанавливаются так, чтобы
линия действия их тяги проходила достаточно далеко от центра
масс, создавая управляющие моменты. РД отбрасывают с большой
скоростью массы запасенного на борту КЛА рабочего тела. Отбра¬
сываемый газ может (в простейших случаях) храниться на борту
в баллонах в сжатом виде и выпускаться через пневматические РД
путем открытия на нужное время соответств. клапанов. В более
совершенных системах на борту хранится жидкое ракетное топливо,
к-рое в камере сгорания ЖРД ориентации образует продукты горе¬
ния высокой темп-ры, истекающие из сопла. Гл. недостаток РД
ориентации — то, что они расходуют рабочее тело, а запасы его
в полете невосполнимы. Для вращения же маховиков нужна лишь
электроэнергия, бортовые запасы к-рой могут пополняться, напр.,
при помощи солнечных батарей. Однако маховики не способны про¬
тиводействовать внешнему возмущающему моменту в течение длит,
времени. Если на КЛА по к.-л. оси действует пост, внешний возму¬
щающий момент (напр., аэродинамический), то соответств. маховик,
противодействуя ему, постепенно раскручивается и к некоторому
времени (это время может исчисляться часами или днями) достигнет
макс, числа оборотов. Дальнейшее увеличение числа оборотов
невозможно, и внешний момент станет беспрепятственно изменять
заданную ориентацию КЛА. Поэтому реактивные маховики комби¬
нируют с др. типами исполнит, органов — реактивными двигате¬
лями ориентации или электромагнитными исполнит, органами.
При ориентации большое значение имеет экономичность всей
системы, она должна потреблять минимум электроэнергии и, что
еще важнее, минимум рабочего тела. На слабые возмущения следует
отвечать малыми моментами. Однако тяга РД, как правило, не регу¬
лируется, поэтому при включении реактивных двигателей ориента¬
ции развивается один и тот же управляющий момент независимо от
характера возмущения движения. Вследствие этого при больших
возмущениях двигатели работают в непрерывном режиме, а при
малых — включаются периодически, на доли секунды, с достаточно
большими паузами (порядка единиц секунд), так что в среднем это
может быть эквивалентно десятикратному (пли более) уменьшению
тяги, а следовательно, и расхода рабочего тела. Блок логики должен
формировать непрерывные или импульсные сигналы на включение
УПРАВЛЕНИЕ ДВИЖЕНИЕМ 471
реактивных двигателей ориентации в зависимости от сигналов,
поступающих от датчиков ориентации.
У. д. центра масс и ориентацией в известной мере объединяется
при маневре, производимом для встречи КЛА на орбите. Различают
2 участка — участок дальнего сближения и причаливания. Инфор¬
мацию о взаимном положении обоих КЛА сближающийся КЛА
может получать с Земли, если расстояние между КЛА очень велико.
В этом случае КЛА (если на нем есть космонавт) вынужден совершить
маневр, чтобы подойти на расстояние, с к-рого можно наблюдать
др. КЛА визуально или при помощи бортовой аппаратуры — борто¬
вого радиолокатора и др. аналогичных средств. Этот, самый первый,
этап сближения ничем не отличается от коррекции орбиты. Произ¬
ведя вычисления (на борту или на Земле), находят величину необ¬
ходимого для изменения орбиты импульса, его направление и время
включения РД. Затем осуществляется нужная ориентация и в задан¬
ное время производится включение двигателя, сопровождаемое
стабилизацией; эта операция может повторяться неск. раз. К мо¬
менту, когда сближающийся КЛА подойдет к другому настолько
близко, что сможет измерять расстояние до него и скорость сближе¬
ния при помощи бортовой аппаратуры, наступает второй этап даль¬
него сближения. Получая непрерывную информацию о взаимном
положении КЛА и об их взаимных скоростях, сближающийся КЛА
производит ряд включений сближающего РД — на разгон, торможе¬
ние, ликвидацию боковой скорости — в зависимости от сигналов,
поступающих с локатора и др. датчиков. Этот режим, как и преды¬
дущий, можно рассматривать как цепь чередующихся ориентаций
и стабилизаций при работе РД.
Ближний участок (участок причаливания) требует неск. иной
методики управления. Сближающийся КЛА должен иметь возмож¬
ность подойти вплотную к др. КЛА, «зависать» около него, если надо,
облететь его, по возможности не совершая разворотов. Для этого
на нем устанавливают 6 малых РД, линии действия тяги к-рых
проходят через его центр масс и каждый из к-рых при включении
дает медленное движение по одной из трех координат (без поворотов):
вверх — вниз, влево — вправо, вперед — назад. Такие постулат,
перемещения КЛА на участке причаливания, позволяющие, если
это необходимо, точно подвезти его для стыковки с др. КЛА, могут
оказаться нужными при подвозе топлива и продуктов питания к оби¬
таемой орбитальной станции и т. п.
Самостоят. задачей является навигация КЛА. В широком смысле
навигация — определение своих координат, прогноз движения и
выдача сигналов в систему управления, если прогноз показывает,
что движение приведет к недопустимому отклонению от цели полета.
Все это может в принципе осуществляться автоматически, и тогда
навигац. приборы, бортовая вычислит, машина и др. устройства
войдут в контур автоматич. системы У. д. центра масс КЛА. В более
узком смысле навигация — лишь определение своих координат,
прогноз движения и вычисление необходимых маневров, к-рые
должны исправить траекторные ошибки. Это можно сделать неавто¬
номными методами путем определения фактич. траектории назем¬
ными радиотехнич. средствами и последующего расчета траектории
в соответств. вычислит, центрах, но можно провести и на борту.
Такая задача становится особенно актуальной при полетах человека
к Луне и др. планетам, поскольку космонавт должен иметь возмож¬
472 УПРАВЛЕНИЕ ДВИЖЕНИЕМ
ность самостоятельно определить свою траекторию и вычислить все
необходимые данные для коррекции траектории. Вследствие очень
высокой точности выведения КЛА на орбиту ошибки в начале траек¬
тории малы; однако при дальних полетах, в частности к Луне, эти
малые ошибки по мере движения постепенно увеличиваются, расчет¬
ная и фактич. траектории все более и более расходятся и это расхо¬
ждение может оказаться недопустимым в районе цели. Одна из
причин увеличения ошибок — возмущающее воздействие планет.
Если, напр., даже очень точно исправленная траектория проходит
вблизи планеты, то под действием силы притяжения она не только
искривится, но резко увеличатся ошибки. Поэтому даже при самом
простом космич. путешествии — пролете мимо планеты — траек¬
торию придется исправлять не менее 2 раз: при движении к цели
исправить ошибки выведения, при возвращении — остаточные
ошибки, усиленные возмущающим действием планеты. Для решения
навигац. задачи космонавт должен иметь навигац. секстант доста¬
точной точности, с помощью к-рого можно измерять углы между
определ. звездами и краем планеты (Земли или планеты назначения).
По мере движения по траектории эти углы все время меняются.
Получив достаточное число измерений углов и зная точные моменты
времени, в к-рые они измерялись, космонавт вводит все эти данные
в бортовую вычислит, машину. В результате вычислений машина
должна дать всю траекторию и особенно ту ее часть, к-рая лежит
вблизи цели и по к-рой можно судить о необходимости исправления
траектории. Помимо расчета траектории, космонавт должен решить
на машине задачу о величине и направлении корректирующего
импульса и определить время коррекции. Расчет должен дать
возможность выбрать наивыгоднейший момент времени для про¬
ведения коррекции, после чего производится трехосная ориен¬
тация КК с высокой точностью, причем в качестве опорных
ориентиров могут использоваться звезды, и в заданное время
включается РД, сообщающий К К импульс нужной величины в
нужном направлении. По окончании коррекции вновь проводят¬
ся навигац. измерения, чтобы убедиться, что коррекция прошла
успешно или чтобы через нек-рое время повторить коррекцию
траектории.
Особая задача — спуск в атмосфере. Наличие атмосферы суще¬
ственно облегчает задачу спуска, позволяет отказаться от спуска
с торможением с помощью РД и, следовательно, резко сокращает
запасы топлива, потребные для спуска. При использовании атмо¬
сферы для торможения первонач. импульс, к-рый РД должен сооб¬
щить КЛА, весьма невелик. Скорость КЛА, равную 8 км/сек, до¬
статочно понизить до 7,8 км/сек, т. е. всего на 200 м/сек, чтобы его
траектория отклонилась вниз, он вошел в верхние слои плотной
атмосферы (на высоте 80—100 км от поверхности Земли) и опустился
на поверхность Земли, не совершив полного оборота вокруг нее.
Если при таком спуске не возникает заметных боковых сил, дей¬
ствующих на спускаемый аппарат, то спуск наз. баллистическим.
В нек-рых случаях спускаемому аппарату придают спец, форму и
так располагают в нем центр масс, чтобы спуск происходил с боль¬
шим углом атаки, и вследствие этого появлялась заметная боковая
сила. Наличие такой силы позволяет управлять спуском и резко
сократить размеры площади земной поверхности, где следует орга¬
низовать встречу спускаемого аппарата; особенно важно это при
УПРАВЛЕНИЕ СЖО 473
амер. схеме посадки в океан. Для управляемого спуска на борту
спускаемого аппарата следует расположить аппаратуру, близкую
тон, к-рую применяют при стабилизации, — комплекс гироскопич.
приборов, акселерометры, преобразующие блоки. Сигналы управле¬
ния должны передаваться на реактивные двигатели ориентации,
с помощью к-рых совершаются повороты, управление происходит
по крену. Если крен отсутствует, боковая сила действует вверх и
замедляет снижение аппарата; если крен равен 180° (космонавт летит
вниз головой), то боковая сила направлена вниз и ускоряет сниже¬
ние; если же крен равен 90°, то боковая сила никак не влияет на
скорость снижения (хотя и вызывает боковой снос). Очевидно, что,
регулируя угол крена, можно регулировать и скорость снижения.
Судить о том, насколько скорость снижения близка к расчетной,
можно, напр., след, образом. Для расчетной траектории спуска
известно торможение (а значит, и вызываемая им перегрузка) для
каждого момента времени; это позволяет составить программу
спуска — изменение перегрузки во времени. Если в реальном полете
спускаемый аппарат будет двигаться по др. траектории, то зависи¬
мость перегрузки от времени будет иной. Пусть в нек-рый момент
времени фактич. перегрузка больше программной; это означает,
что траектория идет ниже, чем надо, т. е. в более плотных слоях
атмосферы, и поэтому торможение слишком велико. В этом случае
угол крена надо уменьшить, напр. сделать равным нулю, и тогда
направленная вверх боковая сила исправит траекторию. Т. о.,
сигналы на изменение угла крена поступают из преобразующего
блока в результате сравнения в нем в каждое мгновение фактич.
и программной перегрузки. Задача управляемого спуска особенно
актуальна для спускаемых аппаратов, входящих в атмосферу со
2-й космич. скоростью (напр., после возвращения с Луны или
Марса). При недостаточно крутом входе и отсутствии управления
спускаемый аппарат может снова выскочить из атмосферы (окру¬
жающая Землю атмосфера тоже шарообразна, и близкая к касатель¬
ной траектория довольно быстро выходит из пределов атмосферы),
что делает почти неизбежной его гибель из-за отсутствия энергетич.
ресурсов для возвращения к Земле. С др. стороны, слишком крутой
вход в атмосферу вызовет столь большие перегрузки, что экипаж
их не выдержит. Управление спуском в обоих случаях может помочь
выйти из такой ситуации. Если отклонение угла входа от расчет¬
ного было не слишком велико, положение можно исправить, двигаясь
в первом случае с креном 180°, а во втором — с креном 0°; очевидно,
что при движении по расчетной траектории в рассматриваемом
примере крен должен быть 90°. Это вызовет боковой снос, но его
всегда можно заранее учесть.
УПРАВЛЕНИЕ СЖО К К — имеет целью создание оптимальных
условий жизнедеятельности космонавтов и биокомплекса, а также
необходимых условий для работы звеньев и узлов СЖО и всей
СЖО в целом. В СЖО, основанных на запасах, взятых с Земли,
необходимо осуществлять управление системами регенерации и
кондиционирования воздуха; в физико-химич. системах СЖО,
основанных на использовании веществ, выделяемых в процессе
жизнедеятельности человека, необходимо управлять скоростью
процессов регенерации воздуха, очистки и утилизации отходов
жизнедеятельности, а также поддерживать определ. темп-ру воз¬
духа в герметич. кабинах КК. При использовании биологич. звеньев
474 УПРАВЛЯЕМЫЙ СПУСК
СЖО существ, значение имеет управление световым потоком, дози¬
рование питат. веществ и т. п.
УПРАВЛЯЕМЫЙ СПУСК — спуск в атмосфере, при к-ром
величина и направление аэродинамич. сил, действующих на спускае¬
мый аппарат, регулируются в нек-рых пределах автоматич. устрой¬
ством или летчиком-космонавтом. Благодаря этому уменьшается
разброс точки посадки на поверхности планеты, а при спуске с боль¬
шой нач. скоростью облегчается выполнение ограничений, накла¬
дываемых на перегрузку и аэродинамич. нагрев аппарата (см. Спуск).
Осн. методы управления спуском: изменение направления подъемной
силы КЛА регулированием угла крена, изменение величины подъем¬
ной силы регулированием угла атаки, изменение силы лобового
сопротивления.
УПРАВЛЯЮЩАЯ СИЛА — сила тяги РД или сила, созда¬
ваемая к.-л. иными устройствами (напр., солнечным парусом),
заставляющая КЛА или спускаемый аппарат двигаться по заданной
траектории. В нек-рых случаях создание У. с. не требует спец,
устройств, напр. при использовании в качестве У. с. подъемной
силы спускаемого аппарата, движущегося в атмосфере.
УПРАВЛЯЮЩИЙ МОМЕНТ — момент, обеспечивающий задан¬
ное угловое положение КЛА при его ориентации или угловой ста¬
билизации. Методы создания У. м. различны (см. Рулевой ракетный
двигатель, Реактивный двигатель, Газовые рули, Реактивный дви¬
гатель ориентации, Инерционные исполнительные органы, Пассив¬
ная система ориентации). Величина У. м. выбирается достаточной
для эффективного противодействия возможным возмущающим мо¬
ментам.
УПРУГИЕ КОЛЕБАНИЯ — поперечные и продольные коле¬
бания корпуса PH, зависящие от жесткости ее несущих конструк¬
ций. Поперечные У. к. выражаются в небольшой нериодич. дефор¬
мации (изгибе) продольной оси PH и наблюдаются у мощных PH,
обладающих значит, удлинением; продольные У. к. состоят в не¬
большом периодич. сжатии и растяжении корпуса PH вдоль ее оси.
У. к. увеличивают нагрузки элементов конструкции и учитываются
при расчетах PH на прочность; поперечные У. к., кроме того,
могут влиять на работу автомата угловой стабилизации PH, а про¬
дольные — на работу системы подачи топлива в РД.
УРАВНЕНИЕ ВРЕМЕНИ — разность между ср. и истинным
солнечным временем. С помощью У. в. (ц) находят местное ср. сол¬
нечное время т, если известно истинное солнечное время т0, опре¬
деленное по наблюдениям Солнца, напр. с помощью солнечных
часов; при этом пользуются формулой: т = ?п0 + г\. Значения У. в.
на каждый день даются в астрономия, ежегодниках и календарях.
УРАН — седьмая по порядку от Солнца планета Солнечной
системы. Ср. расстояние от Солнца 19,182 а. е. д. (2870 млн. км),
эксцентриситет орбиты 0,0472, наклон орбиты к плоскости эклиптики
0°46',4. Планета движется по орбите со ср. скоростью 6,8 км/сек, со¬
вершая полный оборот вокруг Солнца за 84,015 года. Диаметр У.
равен 3,70 земного (47 100 км), сжатие 1 : 18, масса 14,52 земной
(8,68• 1028 г), ср. плотность 1,58 г/см3, ускорение силы тяжести на
экваторе 0,99 земного (9,72 м/сек2). Вторая космич. (параболич.)
скорость на планете 21,6 км/сек. Период вращения У. вокруг своей
оси 10,8 ч, наклон плоскости экватора к плоскости орбиты 98°.
Оси. компоненты атмосферы — метан и водород, эквивалентная
УСКОРЕНИЕ ДЛИТЕЛЫЮДЕНСТВУЮЩЕЕ 475
толщина метана при норм, условиях 1500 м, водорода 18 км. У. имеет
5 спутников.
УРОВНЕМЕР — устройство для измерения и регистрации высоты
уровня жидкости в емкости, состоящее из датчика уровня и вто¬
ричного показывающего прибора. Уровень регистрируется 2 мето¬
дами: непрерывным и дискретным. Дискретный метод позволяет
судить только о нек-рых определ. положениях уровня, тогда как
при непрерывных измерениях можно определить положение уровня
в любой момент времени. Распространены У. индуктивные, емкост¬
ные, оптич., акустич., ультразвуковые и механические. У. уста¬
навливаются в топливных баках PH и в заправочных емкостях,
они позволяют судить о количестве топлива, поступающего в ем¬
кость или выдаваемого из нее.
УСИЛИТЕЛЬНО-ПРЕОБРАЗУЮЩИЕ УСТРОЙСТВА - см.
Преобразующие устройства.
УСКОРЕНИЕ — вектор, определяющий быстроту изменения
скорости по величине и направлению. По величине У. прямо про¬
порционально силе, действующей на тело, и обратно пропорцио¬
нально его массе, а по направлению совпадает с вектором силы
(а = F/m, где а — ускорение, F — сила, т — масса). Размерность
У. — м/сек2, см/сек2; иногда У. измеряется в относит, единицах (g),
показывающих, во сколько раз данное У. по величине превосходит
У. силы тяжести на поверхности Земли (9,81 м/сек2). У. разли¬
чаются по характеру действия во времени (см. Ускорение длитель¬
нодействующее, Ускорение ударное). В авиац. и космич. технике
(и медицине) наряду с У. используется термин «перегрузка».
УСКОРЕНИЕ ДЛИТЕЛЬНОДЕЙСТВУЮЩЕЕ - ускорение, воз¬
никающее при взлете и на атм. участках спуска КЛА, а также во
время его маневрирования в полете. Изменения в организме под
влиянием У. д. зависят не только от его величины, направления,
длительности, частоты воздействия и интервалов между ними, но
и от исходного функционального состояния организма. Прежде всего
проявляются нарушения в гемодинамике — перераспределение цир¬
кулирующего объема крови, причем большее ее количество скапли¬
вается в тех частях тела или органа, к-рые испытывают макс, воз¬
действие У. д. Наряду с этим ухудшается процесс оксигенации
(насыщение гемоглобина крови кислородом). Артериальная гипоксия
может развиться у человека в период запуска и возвращения
корабля на Землю при прохождении через плотные слои атмосферы.
В целях предупреждения или смягчения неблагоприятного влияния
У. д. на гемодинамику космонавт располагается в корабле таким
образом, что У. д. действуют на него в поперечном направлении
относительно продольной оси тела. Оптимальные условия создаются,
если человек находится относительно вектора У. д. под углом,
близким к 80° (направление спина — грудь). Субъективное дей¬
ствие У. д. воспринимается как повышение веса тела с выраженным
затруднением дыхания и движений конечностей, иногда испыты¬
ваются неприятные ощущения в подложечной и боли в загрудиниой
областях. У. д. оказывает влияние и на функциональное состояние
центр, нервной системы, что может быть связано с нарушениями
кровоснабжения мозга и с повышенной афферептацией (потоком
импульсов) со стороны внутр. органов. Под влиянием значит, по
величине У. д. может наступить потеря сознания, к-рое быстро
восстанавливается после прекращения воздействия У. д., возможны
m УСКОРЕНИЕ УДАРНОЙ
также и зрит, нарушения. В равных условиях изменения слухового
анализатора выражены слабее, практически функция дпффсрспци-
ров. приема информации сохраняется. Возможны нарушения и
вегетативной системы; повышается частота сердечных сокращений
и артериальное давление (на уровне сердца). Значит, сдвиги уста¬
новлены также в работе др. систем организма (пищеварительной,
выделительной и др.), к-рые сочетаются со структурными наруше¬
ниями разл. тканей. Изменения относит, постоянства внутр. среды
организма, характеризующиеся длит, последействием и отражающие
новый функциональный уровень, могут предопределять общую его
резистентность (сопротивляемость) к обитанию в условиях невесо¬
мости. Для профилактики этих нарушений весьма эффективны
методы общей и спец, тренировки (пребывание в условиях высоко¬
горья, применение центрифуг и разл. стендов).
УСКОРЕНИЕ УДАРНОЕ — ускорение малой продолжитель¬
ности (менее 1 сек) и большой скорости нарастания (от неск. сот до
тыс. g/сек). В космич. полете У. у. возникает при катапультирова¬
нии космонавта при аварийном отделении кабины с космонавтом
от PH и при посадке корабля на сушу. Человек может без ущерба
для здоровья переносить большие У. у., если они кратковременны.
Однако при этом важное значение имеет направление действия У. у.,
скорость его нарастания, общая энергия, поглощаемая телом,
конфигурация кресла, привязная система, правильный выбор позы,
подготовленность организма. Если вектор У. у. совпадает по на¬
правлению с позвоночным столбом (или приближается к этому
направлению), то возникает опасность нарушения его целости.
Так, при катапультировании (скорость нарастания У. у. в диапазоне
200—500 g/сек) предел переносимости соответствует 20—22 g при
времени воздействия 0,1—0,2 сек. Этот предел значительно повы¬
шается при поперечно направленных ускорениях, даже при уско¬
рениях до 45 g видимые грубые травматич. повреждения не обнару¬
живаются. Однако ранимыми могут оказаться паренхиматозные
органы, особенно легкие. При жесткой аварийной посадке К К ско¬
рость нарастания У. у. может достичь 2000—3000 g/сек. Если У. у.
при этом превышает 25—30 g, то могут возникнуть неблагоприятные
симптомы общей коммоции (сотрясения), а также локальных повре¬
ждений. В целях снижения возможного удара при приземлении
КК, помимо парашютной системы, применяются демпфирующие
посадочные устройства или тормозные ракетные установки.
УСТАНОВИВШИЙСЯ РЕЖИМ ОРИЕНТАЦИИ - режим под¬
держания заданного углового положения КЛА после окончания
процесса ориентации. Из-за неизбежных погрешностей чувствит.
элементов системы ориентации полное гашение угловой скорости
КЛА невозможно. В У. р. о. КЛА совершает угловые колебания
около заданного положения в пределах допустимых ошибок ориен¬
тации. Скорость этих колебаний невелика и может измеряться
сотыми долями углового градуса в сек., т. е. иметь тот же порядок,
что угловая скорость малой стрелки часов; в прецизионных систе¬
мах ориентации возможны еще меньшие значения угловой скорости
аппарата в У. р. о.
УСТАНОВКА РАКЕТЫ на пусковую систему космодрома про¬
изводится установщиками или грузоподъемными кранами. Вклю¬
чает в общем случае подъем PH из горизонт, положения в верти¬
кальное и сближение опор пусковой системы и опорных элементов
УХОД 477
РН до соприкосновения с целью передачи веса PH на пусковую
систему. Сближение осуществляется или опусканием PH механиз¬
мами установщика, или подъемом опор пусковой системы, причем
его выполнение нередко затрудняется сложными колебаниями PH
и, следовательно, и ее опорного торца под действием ветровой на¬
грузки. При использовании кранов PH обычно собирают на пуско¬
вой системе из отдельных ступеней, эту операцию наз. вертик.
сборкой PH; возможна также установка кранами PH в собранном
виде. После У. р. производится вёртикализация ракеты.
УСТАНОВЩИК — агрегат для установки PH на пусковую
систему космодрома в вертик. положение и, в случае необходимости,
снятия ее. Различают У. с подъемной стрелой (лафетного типа)
и с опорной стрелой (портального типа). У. первого типа состоит
из рамы, стрелы с ложементами и захватами для крепления PH,
гидросистемы с гидродомкратами и средств управления. PH укла¬
дывается краном на стрелу У. (и закрепляется на ней) или закаты¬
вается на стрелу вместе с транспортной тележкой; стрела, шарнирно
связанная с рамой, поднимается гидродомкратом в вертик. поло¬
жение и PH вывешивается над пусковой системой. Если последую¬
щее сближение опорных элементов PH производят средствами У.,
то стрела оборудуется подвижными каретками. У. второго типа
выполняются обычно на автомашинах, их осн. элементы — рама,
портал, гидросистема с гидродомкратами, мехапизм подъема,
полиспастная система со съемными блоками и средства управления.
Работает в комплексе с транспортной тележкой. Тележку с PH
подают к пусковой системе и шарнирно с ней стыкуют, У. распо¬
лагают с др. стороны, гидродомкраты поднимают портал в вертик.
положение, съемные блоки полиспастной системы, тросы к-рой
переброшены через верхние блоки портала, надевают на цапфы
тележки, механизм подъема приводится в действие, тросы поли¬
спастной системы наматываются на барабаны, тележка поднимается
в вертик. положение и PH вывешивается над пусковой системой.
У. бывают передвижные и стационарные. Передвижные У.
снабжаются ходовой частью для передвижения по шоссе или ж.-д.
колее, они оборудуются также опорными домкратами для повыше¬
ния устойчивости в рабочем положении. Стационарные У. монти¬
руются на стартовой площадке в непосредств. близости от пусковой
системы. Передвижные У. лафетного типа выполняют транспортные
функции, на них перевозят PH от технич. до стартовой позиции.
УТИНОУРА — япон. ракетный полигон, расположенный на
о. Кюсю, вблизи г. Утиноура в префектуре Кагосима; площадь
50 км2. Строительство начато в 1962. На полигоне У. построен
стартовый комплекс для запуска твердотопливных PH серии
«Ламбда». Проведено неск. пусков этой ракеты; с ее помощью запу¬
щен япон. ИСЗ (И февраля 1970).
Закончено строительство стартового комплекса для запуска
твердотопливных PH серии «Мю». Стоимость строительства этого
комплекса — ок. 3 млн. долл. В ближайшие годы с полигона У.
планируется запустить серию япон. ИСЗ. Другой япон. ракетный
полигон Микпсава, расположенный в префектуре Акита, исполь¬
зуется для запуска исследоват. ракет. Ведутся работы по строи¬
тельству ракетного полигона Танегасима.
УХОД гироскопа (или гиростабилизированной плат¬
формы) — осн. показатель качества гироскопа, характеризующий
478 УХОДЯЩЕЕ ДЛИННОВОЛНОВОЕ ИЗЛУЧЕНИЕ
скорость углового отклонения его оси от первоначально придан¬
ного направления. У. вызывается неточной сбалансированностью
гироскопа, трением в подшипниках его подвеса, паразитными
моментами угломерных датчиков, токоподводов и др. возмущениями,
полное устранение к-рых по технич. причинам невозможно. Гиро¬
скопы высокого класса точности имеют У. порядка 0,1—0,01 угло¬
вого градуса в час и менее.
УХОДЯЩЕЕ ДЛИННОВОЛНОВОЕ ИЗЛУЧЕНИЕ — тепловое
излучение земной поверхности, облаков и атмосферы, уходящее
в космос; измеряется при помощи устанавливаемой на метеорология.
ИСЗ инфракрасной и актинометрической аппаратуры. Пространств,
и временные вариации У. д. и. определяются в первую очередь из¬
менчивостью условий облачности, а также темп-рой подстилающей
поверхности. У. д. и. при безоблачной атмосфере максимально над
пустынями; появление облачности приводит, как правило, к умень¬
шению У. д. и., принимающего миним. значения в областях плот¬
ного облачного покрова с высоко расположенной верхней границей.
У. д. и. имеет суточный и годовой ход, а также существенно изме¬
няется в зависимости от география, широты. В среднем за год для
Сев. полушария величина У. д. и. равна 0,324 кал/см2 в мип.,
в отдельных случаях она изменяется примерно от 0,1 до 0,5 кал/см2
в мин.
УХОДЯЩЕЕ КОРОТКОВОЛНОВОЕ ИЗЛУЧЕНИЕ - отражен¬
ное и рассеянное атмосферой и облаками в космос солнечное излу¬
чение; измеряется устанавливаемой на метеорология. ИСЗ актино¬
метрической аппаратурой. Пространств, и временные вариации
У. к. и. определяются гл. обр. изменчивостью облачности и неодно¬
родностью подстилающей поверхности. У. к. и. при безоблачной
атмосфере минимально в районах водных бассейнов (при не слиш¬
ком малых высотах Солнца) и растит, покровов, возрастает в обла¬
стях пустынь и достигает максимума в зоне снегового покрова.
У. к. и. обладает суточным и годовым ходом, а также зависит от
география, широты; в среднем за год для Сев. полушария оно равно
0,176 кал/см2 в мин., в отдельных случаях изменяется примерно
от 0,1 до 1,8 кал/см2 в мин.
ф
ФАКЕЛЫ на Солнце — см. Солнце.
ФАКТОРЫ СРЕДЫ — параметры окружающей среды, воздей¬
ствующей в космич. полете на человека. Ф. с. подразделяются на
3 группы. К 1-й относятся: крайне низкое барометрич. давление,
отсутствие молекулярного кислорода, разл. виды радиации, резкие
колебания темп-p и др. Защита космонавтов осуществляется с по¬
мощью полностью изолирующих от внешней среды герметических
кабин и скафандров. 2-я группа включает динамич. факторы полета —
шум, вибрацию, перегрузки, невесомость. 3-ю группу составляют
экология, факторы герметич. кабины КК: атмосфера кабины,
аэропланктон бактериальный, изоляция, обитаемость кабины,
ограничение движений (см. Гипокинезия), эмоциональное напряже¬
ние, режим питания, труда и отдыха, биологич. ритм и др. Особую
группу могут составить случайные факторы: заболевания членов
экипажа, аварийные ситуации и др. Ф. с. бывают кратковремен¬
ными (напр., перегрузки, шум) и продолжительными (невесомость).
Кратковременность отдельных Ф. с. не снижает опасности их влия¬
ния на человека.
ФЕДОРОВ, Александр Петрович (р. 1872 — год смерти неизвес¬
тен) — рус. изобретатель. В 1896 опубликовал в Петербурге труд
«Новый принцип воздухоплавания...», в к-ром описал устройство
ракетного аппарата для передвижения в пространстве, исключаю¬
щее атмосферу как опорную среду. В качестве рабочего тела пред¬
лагались: пар, сжатый воздух или углекислота. Именем Ф. назван
кратер на обратной стороне Луны.
ФЕОКТИСТОВ, Константин Петрович (р. 1926, Воронеж) —
летчик-космонавт СССР, доктор технич. наук. Герой Сов. Союза.
Принимал участие в Великой Отечеств, войне 1941—45; в 1942
был ранен. В 1949 окончил Московское высшее технич. училище.
В 1955 ему была присвоена степень кандидата технич. наук. С 1964
в отряде космонавтов. Совместно с В. М. Комаровым и Б. Б. Егоро¬
вым совершил 12 окт. 1964 полет в космос на многоместном КК
«Восход» в качестве науч. сотрудника.
ФЕРМА ОБСЛУЖИВАНИЯ — устройство на старте, выпол¬
няющее практически те же функции, что и башня обслуживания.
Ф. о. не используется для вертикальной сборки PH.
ФИЗИКО-ХИМИЧЕСКАЯ МИНЕРАЛИЗАЦИЯ - группа мето¬
дов минерализации отходов жизнедеятельности человека и био¬
комплекса СЖО, основанных на ускорении реакций окисления
органич. веществ под действием физич. факторов — темп-ры, дав¬
ления и др. Изменение скорости химия, реакций определяется прин¬
ципом Ле Шателье, по к-рому изменение одного из условий в си¬
стеме, находящейся в состоянии химия, равновесия (напр., кон¬
центрации реагирующих веществ, темп-ры или давления), смещает
равновесие в направлении реакции, к-рая стремится восстановить
прежние условия (т. е. прежнюю величину измененной концентра¬
ции, темп-ры или давления). Ф.-х. м. может найти широкое при¬
менение для окисления отходов жизнедеятельности методом тер¬
мического окисления, мокрого окисления, окислительно-каталитиче¬
ским и др. в звене минерализации СЖО К К.
480 ФИЗИОЛОГИЧЕСКИЕ ИССЛЕДОВАНИЯ
ФИЗИОЛОГИЧЕСКИЕ ИССЛЕДОВАНИЯ (в космосе). Особен¬
ность врачебного контроля в полете состоит в том, что электроды
и датчики должны в течение длит, времени находиться на теле кос¬
монавта, не причиняя ему неприятных ощущений и не мешая его
работе. Для непрерывного врачебного контроля используются в
основном электрокардиография, сейсмокардиография и пневмогра¬
фия (запись дыхания). Электроды и датчики фиксируются с по¬
мощью спец, нагрудного пояса. Для регистрации электрокардио¬
граммы в полете разработаны отведения (точки размещения электро¬
дов), позволяющие получать высококачеств. информацию при длит,
нахождении электродов на теле в покое и во время движений;
электроды располагаются чаще всего справа и слева по средней
подмышечной линии на уровне 5-го межрЫ^ерья.
Сейсмокардиография — новый метод изучения сократит, функ¬
ции сердца в полете; датчик воспринимает вибрации грудной стенки,
обусловленные сердечной деятельностью. Пневмография произ¬
водится угольным датчиком, вмонтированным в нагрудный пояс.
На кораблях «Восток» были использованы также методы элек¬
троэнцефалографии (для изучения состояния центральной нерв¬
ной системы), электроокулографии (для исследования движений
глазного яблока с целью выявления признаков раздражения вес¬
тибулярного аппарата) и метод регистрации кожногальванич.
реакции, позволяющий судить о состоянии вегетативной нервной
системы.
На корабле «Восход» были впервые применены съемные датчики
и электроды для проведения спец, программы мед. исследований.
Последовательно регистрировались электроэнцефалограмма, элект-
роокулограмма, динамограмма (изучение нервно-мышечной системы)
и двигат. акты письма (исследование координации движений); за¬
пись осуществлялась в процессе выполнения космонавтами заданных
функциональных проб. Подобного типа программированные иссле¬
дования в будущем станут осн. способом получения исследоват.
информации на КК. При использовании бортовых вычислит, машин
результаты программированного исследования смогут быть немед¬
ленно обработаны и оценены с передачей данных на Землю или
выдачей их врачу — члену экипажа. Важное значение имеет разви¬
тие методов физиологии, исследования для проведения летных эк¬
спериментов с животными. На втором и третьем сов. КС, получив¬
ших назв. «летающие лаборатории», использовалось до 10 разно¬
образных методич. приемов для исследования систем кровообраще¬
ния и дыхания, терморегуляции и нервно-мышечной системы собак.
В эксперименте на спутнике «Космос-110» было проведено пол¬
ностью автоматизированное физиологии, обследование животных
с искусств, стимуляцией рецепторных зон и введением фармаколо¬
гии. веществ.
ФИЛАТЕЛИЯ КОСМИЧЕСКАЯ — собирание и изучение зна¬
ков почтовой оплаты и др. почтовых и филателистич. документов
космич. тематики: почтовых марок и блоков, маркированных кон¬
вертов, маркированных почтовых карточек, картмаксимумов и
оттисков спец, штемпелей почтового гашения, посвященных иссле¬
дованиям космич. пространства. В рисунках и надписях всех этих
почтовых документов отражена история освоения космоса. Ф. к.
появилась после запуска первого сов. ИСЗ. Первая марка, до¬
кументировавшая начало космической эры, была издана в СССР
ФИЛАТЕЛИЯ КОСМИЧЕСКАЯ 481
5 ноября 1957. На ней изображен спутник на эллиптич. орбите
вокруг земного шара, надпись: «4 октября 1957 г. Первый в мире
советский искусственный спутник Земли». Всего в 1957 было вы¬
пущено 15 видов марок, изданных в 4 странах (СССР, Румыния,
ГДР, Чехословакия). К 1969 88 стран всех континентов издавали
марки космич. тематики. Выпущено ок. 2000 видов марок, по¬
ловина к-рых посвящена исследованиям космич. пространства,
проводимым в СССР, и достижениям сов. космонавтики. В СССР
издано ок. 200 видов марок, 100 видов художеств, маркированных
конвертов, 30 видов почтовых карточек. Министерство связи СССР
организовало около 90 спец, космич. гашений, некоторые прово¬
дились одновременно во многих городах страны.
На сов. марках встречаются уникальные характеристики спут¬
ников, АМС и др. космич. аппаратов. На многих марках сохрани¬
лась науч. информация о космич. полетах, ставших уже достоя¬
нием истории. Интересна марка, рассказывающая о полете авто-
матич. станции «Луна-3»: на поле площадью ок. 10 см2 не только
показаны схема трассы полета этой станции и разл. относит,
положения Луны и ракеты в разные моменты времени, но
размещен пояснит, текст, состоящий из 48 слов и 5 числовых значе¬
ний. На др. марке, посвященной этому же запуску, изображен лунный
глобус с названиями объектов обратной стороны Луны, сфотографи¬
рованной автоматич. станцией «Луна-3». Все последующие дости¬
жения космич. программы изучения Луны (запуски АМС «Луна-4»,
«Луна-9», «Луна-10», «Луна-11» и др.) также отражены на многих
советских и зарубежных марках. Интересны и познавательны марки,
посвященные запускам АМС «Марс-1», «Венера-1», «Венера-3»,
«Венера-4». Нек-рые марки выпущены со спец, купонами, на к-рых
напечатаны энциклопедич. сведения о результатах космич. запу¬
сков. Наиболее обширен раздел Ф. к., посвященный пилотируемым
КК. Все полеты КК, достижения сов. и амер. космонавтов отра¬
жены на марках многих стран. Разнообразная науч. программа,
выполняемая посредством спутников серии «Космос», иллюстриро¬
вана и документирована на многих сов. и нек-рых зарубежных
марках. Марки, рассказывающие о истории совр. космонавтики,
составляют специальный раздел Ф. к. В этот раздел включаются
марки и др. филателистич. документы, посвященные рус. и сов.
ученым, работавшим в области теории космических полетов и
ракетной техники, — К. Э. Циолковскому, Н. И. Кибальчичу,
Ю. В. Кондратюку, Ф. А. Цандеру, С. П. Королеву и зарубежным
ученым — Р. Годдарду, Г. Оберту, Р. Эно-Пельтри и др. В коллек¬
цию «Космос» обычно включают филателистич. материалы о между-
нар. сотрудничестве в области мирного использования космич.
пространства, а также о выставках Ф. к. Значит, интерес предста¬
вляют сов. марки, рассказывающие об эксперименте установления
космич. связи между обсерваторией Горьковского радиофизич.
ин-та и англ, обсерваторией «Джодрелл Бэнк» через ИСЗ «Эхо-2»
и участии СССР в работе междунар. орг-ций: КОСПАР, МАФ,
Комитета ООН по мирному использованию космоса. К Ф. к. отно¬
сят также космич. символику — марки и др. филателистич. мате¬
риалы, на к-рых спутники и ракеты представляют только элемент
общей композиции рисунка, сами марки не посвящены к.-л. космич.
событиям, а изображенные на них космич. аппараты не принадле¬
жат к известным образцам.
482 ФИЛИПЧЕНКО
ФИЛИПЧЕНКО, Анатолий Васильевич (р. 1928, дер. Давы¬
довна Воронежской обл.) — летчик-космонавт СССР, полковник.
Герой Советского Союза. Член КПСС с 1952. Окончил школу в
1947, затем Чугуевское военное авиац. училище, с 1950 служил
в авиац. частях Советской Армии. В 1961 окончил Военно-воздуш¬
ную академию. С 1963 — в отряде космонавтов. 12—17 окт. 1969
совершил полет в космос на корабле-спутнике «Союз-7» в качестве
командира корабля, совместно с В. Н. Волковым, В. В. Горбатко\
выполнил ряд научно-технич. экспериментов и исследований в око¬
лоземном космич. пространстве. За 5 суток пребывания в кос¬
мосе совершил суточный групповой полет с К К «Союз-6» и 3-суточ¬
ный групповой полет с К К «Союз-6» и «Союз-8»; сделал 80 оборо¬
тов вокруг Земли. v
ФИЛЬТРАЦИЯ ГАЗОВ — очистка технология, газов от влаги
и механич. примесей с помощью фильтров и влагомаслоотделителей.
Механич. примеси необходимо удалять из газа во избежание эрозии
седел клапанов пневмоарматуры и газовых редукторов, в дроссели¬
рующих устройствах к-рых газ движется в большинстве случаев
со сверхзвуковыми скоростями. Отделение влаги и масла необходимо
для предотвращения их кристаллизации в жиклерных и дроссели¬
рующих отверстиях редукторов и на седлах клапанов пневмоарма¬
туры, где газ расширяется с понижением темп-ры. Выпадение кри¬
сталлов льда и инея может вызвать засорение системы газоснабже¬
ния и нарушение герметичности пневмоарматуры.
ФИЛЬТРАЦИЯ ТОПЛИВА — очистка ракетного топлива в за¬
правочной системе космодрома от твердых частиц и механич. при¬
месей с помощью фильтров. Ракетное топливо не должно содержать
механич. частиц размером более 70 мкм, а в ряде случаев — более
20 мкм. Для очистки топлива в стартовых комплексах обычно при¬
меняются механич. фильтры, фильтрующие элементы — металлич.
одно- или многорядные сетки с разл. размером ячеек или же пори¬
стые вещества.
ФЛЕГМАТИЗАТОР — присадка к твердому ракетному топливу,
вводимая для уменьшения чувствительности к внешним импуль¬
сам, или к жидкому ракетному топливу — для увеличения ста¬
бильности (флегматизация топлива).
ФОРБУША ЭФФЕКТ — выражается в уменьшении приходя¬
щих на Землю первичных космич. лучей в периоды геомагнитных
возмущений. Напр., нек-рые, обычно наиболее сильные, вспышки
создают корпускулярные потоки. В результате этого Земля, при¬
мерно через 2 суток после вспышки, попадает в облако солнечной
плазмы. Облако плазмы несет с собой «вмороженное» магнитное поле,
к-рое и препятствует многим частицам космич. лучей попасть на
Землю.
ФОРКАМЕРА (предкамера) — камера малого объема,
в к-рой происходит предварит, смесеобразование и сгорание компо¬
нентов жидкого ракетного топлива, поступающих затем в осн.
камеру сгорания, где они догорают. Ф. применялись на сферич.
(грушевидных) камерах сгорания ЖРД.
ФОРСАЖНАЯ КАМЕРА — устройство для сжигания дополнит,
топлива в выхлопной трубе турбореактивного двигателя с целью
увеличения его тяги. Выгодность применения Ф. к. возрастает
с повышением скорости полета. Изучается целесообразность при¬
менения ТРД с Ф. к. па воздушно-космических самолетах.
ФОРСУНКА Ш
ФОРСУНКА ракетного двпгател я — элемент фор¬
суночной головки для впрыска, распиливания и смешения компо¬
нентов ракетного топлива в камере сгорания и газогенераторе ЖРД.
В зависимости от агрегатного состояния поступающих компонентов
различают Ф. жидкостные, газовые, газо-жидкостные и др. Для по¬
лучения хорошего смесеобразования Ф. должны осуществлять задан¬
ные тонкость распыливания и распределение компонентов топлива
по объему камеры сгорания. По конструкции Ф. могут быть струй¬
ными, центробежными, струйно-центробежными. Струйная Ф. пред¬
ставляет собой корпус с просверленными в нем отверстиями; бы¬
вают одно- и многоструйными. Для улучшения качества распыли¬
вания и смешения многоструйные Ф. часто выполняют с пересекаю¬
щимися струями. В центробежных Ф. подаваемый под давлением
компонент топлива закручивается, впрыскивается в камеру и под
воздействием центробежных сил на выходе из форсунки образуется
т. н. факел распыливания, имеющий вид тонкой конич. пленки,
быстро распадающейся на капли. Компонент топлива может закру¬
чиваться с помощью завихрителя с винтовой нарезкой или танген¬
циальным подводом компонента топлива во внутр. полость Ф.
Струйно-центробежные Ф. — комбинация этих типов Ф.
Различают одно- и двухкомпонентные Ф. Однокомпонентные Ф.
служат для впрыска в камеру сгорания одного из компонентов топ¬
лива. В двухкомпонентных Ф. в одном элементе объединяются 2 со¬
осно расположенные Ф. горючего и окислителя. Бывают двухком¬
понентные Ф. с внешним и внутр. смешением компонентов (в послед¬
них смешение происходит в специальной смесительной камере).
Некоторые типы форсунок: а — струйная (2а = 10° — 15°); б — с пересе¬
кающимися струями; в — центробежная сзавихрителем (2а = 50° — 110°);
г — центробежная с тангенциальным подводом (2а = 50°—110°); д —
двухкомпонентная центробежная с внутренним смешением компонентов.
Характер истечения показан для случая истечения жидкости из форсунок
в среду без противодавления
Ш ФОРСУНОЧНАЯ ГОЛОВКА
Помимо оси. Ф., иногда для запуска РД используют пусковые фор¬
сунки.
ФОРСУНОЧНАЯ ГОЛОВКА — головка камеры сгорания или
газогенератора ЖРД с форсунками для впрыска, распыливания и
смешения жидких компонентов ракетного топлива (см. Смесительная
головка). Ф. г. бывают плоские, шатровые и сферические. Распро¬
странены плоские Ф. г. с 3 днищами (внутр., ср. и наружным),
Шахматное Сотовое Концентрическое
образующими полости окислителя и горючего. Форсунки обычно
крепятся на внутр. (огневом) и ср. днищах, а наружное днище пред¬
ставляет собой часть сферы. Конструкция форсунок и их взаим¬
ное расположение определяют качество смесеобразования. Располо¬
жение форсунок также должно обеспечивать защиту внутр. стенок
камеры ЖРД и газогенератора от перегрева и прогара, удобный
раздельный подвод соответств. компонентов. Двухкомпонентные
форсунки обычно размещаются по концентрич. окружностям,
однокомпонентные — по шахматной или сотовой схеме с переходом
к концентрич. окружностям на периферии головки (см. рис.).
ФОТОННЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (квантовый,
лазерный) — гипотетич. РД, создающий тягу в результате
направленного истечения из него квантов света — фотонов. Имеет
предельное значение уд. импульса, т. к. скорость истечения фотонов
равна предельно достижимой скорости — скорости света. Может
рассматриваться также применительно к особо дальним космич.
полетам, напр. межзвездным.
ФОТОПЕРИОДИЗМ (фотопериодичность) — потреб¬
ность растения в определ. продолжительности дневного освещения
в течение суток. Растения делятся на короткодневные (требующие
освещения не более 12 ч. в сутки), длиннодневные (более 12 ч.
в сутки) и нейтральные, у к-рых развитие генеративных органов
не зависит от продолжительности освещения. При подборе растений
для культивирования в оранжереях космических необходимо учиты¬
вать их Ф.
ФОТОСИНТЕЗ — превращение зелеными растениями углекис¬
лоты атмосферы и воды под влиянием солнечной энергии в высоко-
энергетич. органич. вещества. Протекает с разл. интенсивностью
в зависимости от условий окружающей среды и, в первую очередь,
от интенсивности света и концентрации углекислоты. У большин¬
ства растений Ф. наиболее интенсивно протекает в диапазоне темп-р
20°—28°. В условиях длительных космич. полетов благодаря фото-
о Форсунки окислителя х Форсунки горючего
ФРАНЦУЗСКИЕ ИСЗ 483
сннтетич. деятельности зеленых растений возможно, помимо обеспе¬
чения кислородом, регулярное снабжение человека витаминами,
углеводами, белками и жирами. При выращивании растений на КК
и межпланетных станциях значительно упрощается водообеспечение.
ФОТОСИНТЕТИЧЕСКИЙ РЕАКТОР (г азообменник) —
замкнутый объем (емкость) для выращивания культуры микрово¬
дорослей, в к-ром протекает процесс фотосинтеза в СЖО КК.
Космич. Ф. р. должны отвечать условиям полета на КЛА, что
определяет предъявляемые к ним специфич. требования: простота
эксплуатации, высокая надежность, устойчивость к внешним воз¬
действиям (перегрузки, вибрации и т. д.), экономичность, малый
вес и габариты при возможно большей рабочей поверхности (высо¬
кой продуктивности); возможность работы в условиях космиче¬
ского полета (невесомость или искусств, гравитация, наличие
разл. видов излучений, усложненный теплообмен, возможность сни¬
жения барометрич. давления и пр.).
ФОТОТЕЛЕВИЗИОННАЯ СИСТЕМА — бортовая система КЛА,
предназначенная для получения изображений небесных тел (Луны,
планет) и передачи этих изображений на Землю. Ф. с. включает:
фотоаппарат, иногда с песк. объективами (с разными фокусными рас¬
стояниями); проявляющее устройство для проявления на борту КЛА
отснятой пленки; телевизионную аппаратуру, передающую получен¬
ные на пленке изображения (обычно путем их построчной раз¬
вертки). Ф. с. позволяет получить высококачественные изображе¬
ния др. небесных тел при нахождении КЛА на больших расстоя¬
ниях. Это обеспечивается путем достаточно медленной передачи
полученных на пленке изображений по радиоканалу, что сущест¬
венно сужает полосу частот видеосигнала и увеличивает дальность
радиосвязи. Напр., четкость Ф. с. сов. АМС «Зонд-З» 1100 строк;
время передачи одного кадра — 34 мин. — выбрано, исходя из
работы на межпланетных расстояниях.
ФОТОЭЛЕКТРИЧЕСКИЙ ГЕНЕРАТОР - элемент солнечной
батареи, полупроводниковый преобразователь солнечной световой
энергии в электрическую; широко применяется в системах энерго¬
питания КЛА. Обычно используются кремниевые Ф. г. — тонкие
пластинки из сверхчистого монокристаллич. кремния, в к-рых
путем спец, обработки созданы 2 разл. области проводимости, т. н.
электронная и дырочная. При освещении пластинки солнечным
светом между 2 указанными областями возникает разность потен¬
циалов.
ФРАНЦУЗСКИЕ ИСЗ. Первый ИСЗ А-1 (экспериментальный)
запущен 26 ноября 1965 франц. PH «Диамант» (высота апогея ор¬
биты — 1800 км, вес 42 кг, в полете не ориентирован, энергопита¬
ние бортовой аппаратуры от химич. источников тока, работал ок.
2 суток). ИСЗ FR-1 запущен 6 дек. 1965 с помощью амер. PH «Скаут»
для исследования ионосферы и прохождения сверхдлинноволнового
радиоизлучения (вес —- 60 кг, в полете стабилизирован вращением;
энергопитание бортовой аппаратуры от солнечных батарей). 17 февр.
1966 франц. РИ «Диамант» запущен ИСЗ «Диапазон-1», а 8 и 15 февр.
1967 — ИСЗ «Диадем-1» и «Диадем-2». ИСЗ «Диадем» предназна¬
чены для геодезич. измерений и изучения гравитац. поля Земли.
Их вес ~ 23 кг, диаметр корпуса 0,5 ж; в полете ориентированы
с помощью магнитной системы; на поверхности корпуса и в пане¬
лях солнечных батарей установлены 144 отражателя для сигналов
Ш ФРАНЦУЗСКИЕ РД
паземных лазеров (с целью точных измерении положения ИСЗ
на орбите).
ФРАНЦУЗСКИЕ РД. Серийный ЖРД SEPR-844 тягой 1,7 т
при длительности работы 80 сек., вес 90 кг, топливо — азотная кис¬
лота и керосин, предназначен для установки в качестве ускорителя
на самолете-истребителе «Мираж 3 Е»; др. серийный ЖРД SNECMA
«Векзен» развивает тягу 31 т, уд. импульс 203 сек. у земли, длитель¬
ность работы 88 сек., топливо — азотная кислота и скипидар, подача
топлива сжатым газом; предназначен для 1-й ступени ракеты «Диа¬
мант». Разработан ЖРД «Валуа» тягой 35 т, уд. импульсом 217 сек.
у земли и тягой 41 т, уд. импульсом 265 сек. в пустоте с вытесни¬
тельной системой подачи топлива, окислитель — четырехокись азота,
горючее — несим. диметил гидразин, длительность работы 110 сек.;
назначение — 1-я ступень PH «Диамант Б». ЧетырехкамерньыЦКРД
SEPR тягой 4х 1,5 т разработан для установки на ракете «Корали»,
представляющей собой 2-ю ступень трехступенчатой космич. PH
«Европа-1» (ELDO-A), топливо — четырехокись азота и диметил-
гидразин несимметричный. Из числа серийно изготовляемых РДТТ
известны SEPR-739, развивающий тягу 16,6 т при длительности
работы 17,5 сек. и имеющий длину 4,69 м, вес 1,56 т, предназначен
для 1-й ступени исследоват. ракеты «Беренис», и SERE В тягой 19 т
при длительности работы 18 сек. — для ракет «Агат» и «Рубис».
Опытный РДТТ SEPR-P-10 тягой 43 т при длительности работы
62 сек.; весит 9,5 т и предназначен для ракеты VE-112. Разрабаты¬
вается также гибридный РД ONER А тягой 1—0,2 т на твердом
горючем и жидком кислороде; вес 77 кг, проходил летные испы-
танин.
ФРАНЦУЗСКОЕ ОБЩЕСТВО АСТРОНАВТИКИ — образовано
в 1938 любителями астронавтики, часть к-рых ранее были членами
Комитета по астронавтике, созданного в рамках Астрономического
общества Франции в 1927 Эно-Пельтри и меценатом А. Гиршем
для присуждения Международных премий. Длительное время им
руководил А. Ананов. Инициаторы Ф. о. а. организовали в 1937
в Париже во Дворце Изобретений выставку по астронавтике.
В 1950 Ф. о. а. приняло деятельное участие в созыве 1-го Между¬
народного конгресса, на к-ром была создана Международная Аст-
ронавтическая федерация. Издает ряд журналов по астронавтике.
ФТОР ЖИДКИЙ f2 — криогенный окислитель для ЖРД. Жел¬
тая низкокипящая жидкость с резким раздражающим запахом,
плотн. 1,51 г/см? (—187°), ^ип — 188°, t°nn — 218°. Ф. ж. наиболее
эффективный и поэтому весьма перспективный окислитель, образу¬
емые им топлива обеспечивают наиб. уд. импульс и имеют высокую
плотность. Химически стабилен. Ф. ж. и продукты сгорания фтор¬
содержащих топлив токсичны; один из наиболее активных окислите¬
лей; с горючими образует самовоспламеняющиеся топлива. Энер¬
гично взаимодействует с большей частью веществ, многие из к-рых
самовоспламеняются в нем. На поверхности нек-рых металлов
(напр., монель-металла, никеля, меди и их сплавов, сплавов алюми¬
ния) образует прочную пленку фторидов, предохраняющую металл
от разрушения. Возгоранию металлов в Ф. ж. способствуют трение,
наличие загрязнений, давление и большая скорость потока окисли¬
теля. Применяется на разрабатываемых двигателях в паре с жидким
водородом и др. горючими; предлагалось использование Ф. ж в трех¬
компонентном топливе совместно с водородом и литием. Ф. ж. для
ФТОРНЫЕ ОКИСЛИТЕЛИ 487
ЖРД впервые предложен Ф. А. Цандером в 1932, а смеси жидких
кислорода и фтора — В. П. Глушко (1933). Высокая химич. агрес¬
сивность и токсичность Ф. ж., значительная темп-pa продуктов его
сгорания в камере ЖРД, превышающая 4500°, делают необходимым
решение ряда проблем для внедрения этого окислителя в ракетно-
космич. технику.
ФТОРНЫЕ ОКИСЛИТЕЛИ — группа окислителей ракетных
топлив, в состав к-рых входит фтор (элементарный или в виде соеди¬
нений). Фтор жидкий — наиболее эффективный из числа сущест¬
вующих окислителей для ЖРД; образуемые им топлива обеспечи¬
вают наибольший удельный импульс и обладают значит, плотно¬
стью. Криогенные Ф. о. — фтор и окись фтора, находятся в стадии
всестороннего изучения; остальные Ф. о. по уд. импульсу созда¬
ваемых на их основе топлив значительно уступают фтору и окиси
фтора. Изучается также возможность использования трифторида
хлора, пентафторида хлора, иентафторида брома, трифторида азота,
тетрафторгидразина и др. Известны др. фториды кислорода (F202,
F203 и др.), характеризующиеся нестабильностью в жидком состоя¬
нии и разлагающиеся до достижения г°.ип. F203 предлагалось ис¬
пользовать в качестве добавки к жидкому кислороду для получе¬
ния самовоспламеняющегося топлива. Изучались более сложные
Ф. о., содержащие, помимо фтора и кислорода, хлор, напр. FC103,
FC104. Ф. о. обычно отличаются токсичностью, химич. активностью
и значит, плотностью в жидком состоянии (1,5—2,5 г/слс3). Общий
недостаток Ф. о. — образование в продуктах сгорания токсичного
коррозионно-активного фтористого водорода.
В США, ФРГ, Франции и др. странах ведутся разработки и
стендовые испытания ЖРД на фторе, моноокиси фтора, растворах
фтора в кислороде в качестве окислителей. Фторные двигатели
предназначаются для верхних ступеней PH, как обеспечивающие
наибольшую эффективность, предельную для ЖРД (уступают
лишь ЯРД).
X
ХАММАГИР — франц. ракетный полигон, расположенный на
территории Алжира. Кроме испытаний боевых ракет, полигон X.
использовался для запусков ИСЗ с помощью PH «Диамант», а
также для испытаний ступеней ракет, создаваемых в соответствии
с программой Еврон. орг-ции по разработке ракет. Запуски ракет
производились по 2 сухопутным трассам: в юго-зап. направлении
к г. Тиндуф (протяженность трассы он. 1000 км) и в юго-вост. на¬
правлении к оз. Чад (протяженность трассы ок. 3000 км). В связи
с эвакуацией в 1967 этого полигона с территории Алжира Франция
создает центры по проведению космич. исследований на территории
метрополии, а также во Франц. Гвиане и на островах Тихого ок.
На побережье Бискайского залива строится ракетный полигон
в районе г. Бискаррос. Его трасса имеет направление к Франц.
Гвиане. Для слежения за полетом ракет на Азорских островах пост¬
роена измерит, станция. Для этой же цели приспособлены не¬
сколько кораблей и самолетов. На полигоне в районе г. Бискаррос
создан ряд стартовых комплексов, с к-рых производят экспери¬
ментальные запуски боевых ракет (в том числе из шахт) и отдель¬
ных ступеней PH. Строятся стартовые комплексы для запуска PH.
ХАРАКТЕРИСТИКИ РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ — осн. пара¬
метры и показатели РД — тяга, уд. импульс, давление газа в камере
сгорания, вес, габариты, надежность и т. д., а также зависимость
между нек-рыми осн. параметрами (напр., дроссельная характери¬
стика — зависимость между тягой и расходом топлива или давле¬
нием в камере сгорания) или между этими параметрами и парамет¬
рами внешних условий (наир., высотная характеристика — зависи¬
мость между тягой двигателя и высотой его полета).
ХАРАКТЕРИСТИЧЕСКАЯ СКОРОСТЬ КЛА — скорость, ко¬
торую приобрел бы КЛА под действием силы тяги РД в идеаль¬
ном случае — при отсутствии других сил (притяжения планет,
сопротивления атмосферы и т. д.) и движении по прямой. С точ¬
ностью до малых ошибок, связанных с разбросом параметров РД,
X. с. однозначно определяет количество израсходованного ими
рабочего тела (ракетного топлива), поэтому вместо расхода рабочего
тела часто говорят о затратах X. с. (напр., потери X. с. при посадке
КЛА, маневр КЛА с минимальной затратой X. с. и т. д.).
ХВОСТОВОЙ ОТСЕК — отсек ракеты или ракетной ступени,
в к-ром размещаются РД и нек-рые элементы оборудования ракеты
(обычно часть аппаратуры управления, заправочная арматура топ¬
ливных баков и пр.). X. о. — тонкостенная каркасная конструкция,
часто состоящая из оболочки с продольным и поперечным силовым
набором. Опорное кольцо рамы РД обычно соединяется в одном узле
с передним шпангоутом X. о. Заканчивается X. о. торцевым шпан¬
гоутом, на к-ром в большинстве случаев монтируются органы управ¬
ления (газовые рули или рулевые РД), а также силовые узлы для
установки ракеты на стартовом устройстве (или для соединения
с предыдущей ракетной ступенью — в составных ракетах). При
наличии стабилизаторов их нервюры крепятся к силовому набору
X. о. Для доступа к отдельным агрегатам и арматуре в обшивке
X. о. предусматриваются люки.
\
Хлорелла Ш
ХЕЙС (Haise), Фред (р. 1933, г. Билокси, шт. Миссисипи) —
летчик-космонавт США. В 1959 окончил ун-т в Оклахоме но спец,
космнч. техника. Работал пилотом-исследователем в Центре испы¬
тательных полетов НАСА в г. Эдварде (шт. Калифорния), затем —
в Центре управляемых космнч. полетов в г. Хьюстоне. Был также
пилотом-исследователем Льюисского испытательного Центра в
г. Кливленде (шт. Огайо). С I960 — в группе космонавтов Нацио¬
нального управления по аэронавтике и исследованию космич.
пространства (США). 11 — 17 апр. 1970 совершил полет в космос
пилотом лунной кабины корабля «Аполлон-13» с целью посадки
на Луну (совместно с Дж. Ловеллом и Дж. Суиджертом). В связи
с серьезной аварией на К К — взрывом кислородного бачка высо¬
кого давления, вызвавшим разрушение в двигательном отсеке, —
полет на Луну был заменен ее облетом. Преодолевая значит, труд¬
ности, экипаж благополучно вернулся на Землю. (Портрет, с. 492).
«ХЕОС-1» («HEOS») — наименование ИСЗ, созданного «Европей¬
ской орг-цией космич. исследований» («ESRO»). Запущен 5 дек. 1968
амер. PH. Предназначен для исследования магнитных нолей,
космич. излучения, солнечного ветра; орбита с высотой апогея
ок 220 тыс. к н.
ХИМИЧЕСКИЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ХРД) — РД, ра¬
ботающий на химич. топливе; потенц. химич. энергия этого топлива
преобразуется в тепловую в камере сгорания (разложения), затем
в сопле двигателя при расширении продуктов реакции тепловая
энергия переходит в кинетич. энергию газовой струи. Практически
все существующие РД, за исключением экспериментальных образ¬
цов др. типов, являются ХРД (рис., с. 516).
ХИМИЧЕСКОЕ ЗАЖИГАНИЕ —■ воспламенение осн. топлива
в ЖРД, при к-ром в качестве осн. топлива используются самовоспла¬
меняющиеся компоненты либо применяется самовоспламеняющееся
вспомогат. пусковое топливо. В частности, возможно применение
одного компонента пускового топлива, образующего с одним из
компонентов осн. топлива самовоспламеняющуюся пару. X. з.
в ЖРД впервые было предложено В. П. Глушко (ГДЛ) в 1931 для
ОРМ-3 и использовано в двигателях ОРМ-50, ОРМ-52 и др. в 1933.
Впоследствии нашло широкое применение в ракетной технике.
ХИМИЧЕСКОЕ РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО — вещество или сово¬
купность веществ, способных выделять в результате химич. реакции
разложения или окисления тепловую энергию, несомую продуктами
реакции, используемыми в РД в качестве рабочего тела. Различают
X. р. т.: жидкое ракетное топливо — для ЖРД, твердое ракетное
топливо — для РДТТ, гибридное ракетное топливо — для ГРД; изу¬
чается также желеобразное топливо и тиксотропное топливо. Воз¬
можно использование в компонентах жидкого ракетного топлива
твердой фазы, напр. суспензии металлов или металлоидов, смеси
твердого водорода с жидким, а также флюидизация твердого компо¬
нента топлива (см. Псевдожидкое топливо). К X. р. т. относятся ги-
потетич. атомарное ракетное топливо и метастабилъное ракетное
топливо.
ХЛОРЕЛЛА — общее название рода зеленой одноклеточной во¬
доросли, используемой в экспериментальных системах биологич.
регенерации воздуха СЖО КК. Характеризуется высоким коэфф.
фотосинтеза, по химич. составу почти полноценный пищевой про¬
дукт.
490 ХЛОРИСТЫЙ ЛИТИЙ
ХЛОРИСТЫЙ ЛИТИЙ LiCl — применяемое и СЖО химия,
вещество, бесцветные кристаллы, плотй. 2,0. Благодаря способности
обратимо поглощать пары воды используется в СЖО в датчиках
влажности и для приготовления импрегнированных осушителей
воздуха.
ХЛОРНАЯ КИСЛОТА НС104 — высококипящий окислитель
для ЖРД. Бесцветная дымящая на воздухе сильно гигросКопич.
жидкость, плотн. 1,77 г/см3 (20°), —112°, *°ип 110°. Ядовита,
агрессивна, многие горючие органич. соединения воспламеняются
при соприкосновении с X. к. Высококонцентриров. X. к. неста¬
бильна, взрывоопасна (известны стабилизаторы). В чистом виде
коррозионно пассивна, но продукты разложения активны. По уд.
импульсу топлива на основе X. к. не отличаются от топлив на основе
четырехокиси азота и тетранитрометана. Гл. достоинства X. к. —
большой температурный диапазон сохранения жидкого состояния
и повышенная плотность образуемых топлив; применению X. к.
препятствует неудовлетворит. стабильность. Предложена В. П. Глу¬
шко как окислитель для ЖРД в 1930 (ГДЛ).
ХОЛОДИЛЬНИК-КОНДЕНСАТОР СЖО — устройство для кон¬
денсации водяных паров из газовой смеси, ее охлаждения и отделе¬
ния жидкой фазы от газообразной, используемое в СЖО КК и ран¬
цевых СЖО для удаления влаги из воздуха, выделения воды из
паро-газовой смеси, выходящей из систем электролиза воды, раство¬
ров и расплавов солей, каталитич. гидрирования углекислого газа
и др. В условиях космич. полета из-за невесомости использовать
наземные методы конденсации водяных паров и отделения жидкой
фазы от газообразной (за исключением метода капиллярной конден¬
сации) не представляется возможным. Поэтому применяются раз¬
вернутые трубчатые или др. поверхности, по внутр. полостям к-рых
протекает хладагент с темп-рой конденсации водяных паров. Обра¬
зовавшаяся жидкость отводится при помощи пористых гидрофиль¬
ных материалов, примыкающих к поверхности охлаждения. Мас-
соперенос сконденсиров. влаги к др. аппаратам может производиться
с использованием капиллярного градиента или же насоса, а отбор
влаги в хранилище — периодич. отжатием гидрофильной пористой
массы и т. д.
ХОЛОДИЛЬНЫЙ ЦЕНТР — комплекс холодильных машин,
обеспечивающих термостатирование топлива и отсеков КЛА на
стартовой позиции космодрома, теплообменная аппаратура и насос¬
ные установки. Работа X. ц. управляется и контролируется дистанц.
системами с пультов управления, расположенных на командном
пункте. Т. н. холодильно-нагреват. центры имеют в своем составе
нагреват. устройства (электрич. или паровые) для нагревания воз¬
духа и жидких теплоносителей.
ХРАНИЛИЩЕ РАКЕТ — помещение на космодроме для длит,
хранения КЛА или их ступеней, отсеков, элементов, укладываемых
в законсервиров. состоянии на складские тележки или опорные
устройства. В X. р. поддерживается заданный температурно-влаж¬
ностный режим.
ХРАНИЛИЩЕ РДТТ — сооружение на космодроме для длит,
хранения снаряженных РДТТ и их отдельных секций. РДТТ и их
секции укладываются на складские тележки, опорные устройства,
стеллажи. В X. РДТТ выдерживается заданный температурно¬
влажностный режим; имеется грузоподъемное оборудование.
ХРУНОВ 491
Расположение сооружений и агрегатов заправочного оборудования на
стартовой позиции: 1 — сфсрич. емкость для хранения жидкого водорода;
2 — трубопровод для заправки ракеты жидким водородом; 3 — дренажный
трубопровод для отвода газообразного водорода из баков ракеты; 4 — пло¬
щадка для сжигания газообразного водорода, отведенного из баков ракеты;
5 — дренажный трубопровод на участке хранения водорода; 6 — площадка
для сжигания газообразного водорода; 7 — наполнит, коллектор для
заправки емкости жидким водородом; 8 — змеевик нагнетат. системы; 9 —
помещения для источников электроэнергии; 10—пункт управления заправ¬
кой; 11 — центр управления пуском; 12 — участок хранения горючего;
13 —участок для фермы обслуживания; 14— пусковая система; 15— ферма
обслуживания; 16 — месторасположение кино-, фотоаппаратов; 17 —
испарит, площадка
ХРАНИЛИЩЕ ТОПЛИВА — сооружение в районе стартовой
позиции на поверхности земли или заглубленное, в к-ром разме¬
щаются емкости для хранения ракетного топлива. X. т. оснащены
системами: газового контроля и вентиляции, контроля темп-ры топ¬
лива, термостатирования, отвода паров топлива и нейтрализации,
пожаротушения, заправки емкостей топливом, привозимым в перед¬
вижных емкостях, наддува сжатым газом (рис.).
ХРУНОВ, Евгений Васильевич (р. 1933, дер. Пруды Воловского
р-на Тульской обл.) — летчик-космонавт СССР, инж.-полковник.
Герой Советского Союза. Член КПСС с 1959. Окончил авиац. учи¬
лище. С 1959 служил в авиац. частях Советской Армии, с 1960 —
в отряде космонавтов. В 1968 окончил Военно-воздушную инже¬
нерную академию (Москва). 15—17 янв. 1969 совершил полет
в космос в качестве инженера-исследователя, вылетев с Земли на
КК «Союз-5», пилотируемом Б. В. Вольтовым. 16 янв. X. вместе
с А. Е. Елисеевым осуществил переход через открытый космос в КК
«Союз-4», пилотируемый В. А. Шаталовым, на к-ром возвратился
на Землю. X. в КК совершил 32 витка вокруг Земли, пролетев
1,3 млн. км, пробыв в космич. пространстве 47 час. 39 мин., из к-рых
37 мин. находился в открытом космосе.
ц
ЦАНДЕР, Фридрих Артурович (1887—1933) — сов. ученый и
изобретатель в области ракетной техники. Еще в студенческие годы
изучал труды К. Э. Циолковского и интересовался вопросами космич.
полетов. По окончании Рижского политехнич. uu-та Ц. в 1914—18
Ф. Хейс Ф. А. Цандер А. А. Штерпфельд Р. Эно-Пельтри
работал на заводах резиновой промышленности. В 1919 перешел
на авиазавод «Мотор» в Москве. В 1921 представил доклад о проекте
межпланетного корабля-аэроплана на конференцию изобретателей,
в 1924 опубликовал в журнале «Техника и жизнь» статью «Пере¬
леты па другие планеты», в к-рой изложил свою осн. идею — сочета¬
ние ракеты с самолетом для взлета с Земли и последующее сжигание
в полете металлт. частей самолета в качестве горючего в камере
сгорания piucefftSTO двигателя для увеличения дальности полета
ракеты. В 1930—31 Ц. построил и испытал на сжатом воздухе с бен¬
зином свод первый реактивный двигатель ОР-1. Первый ЖРД кон¬
струкции Ц. ОР-2 (на жидком кислороде с бензином) был испытав
в 1933. Ц. разрабатывал проекты двигателя 10 и ракеты «ГИРД-Х».
С 1931 он принимал участие й работе Московской группы изучения
реактивного движения, а после организации при его участии в 1932
Группы изучения реактивного движения работал там.
Теоретич. исследования разл. вопросов устройства космич ра¬
кет и их полетов, поиска оптимальных термодинамич. циклов воз¬
душно-реактивных и ракетных двигателей, а также вопросов сжига¬
ний нек-рых металлов и их сплавов в кислороде и фторе были из¬
ложены в книге Ц. «Проблема полета при помощи реактивных аппа¬
ратов» (1932). После смерти Ц. были опубликованы его др. термоди¬
намич. расчеты ракетных двигателей и труды по др. вопросам ра¬
кетной техники. Ц. проводил также большую популяризаторскую
работу, читая лекции по космонавтике в ряде городов СССР. Име¬
нем Ц. назван кратер на обратной стороне Луны.
«ЦЕНТАВР» — ракетпая ступень, используемая в амер. PH
«Атлас-Ц.». Вес ок. 17 т; имеет 2 ЖРД с суммарной тягой 13,6 т.
На «Ц.» впервые было применено топливо жидкий кислород и жид¬
кий водород.
ЦЕНТРАЛЬНЫЙ ПУЛЬТ ПОДГОТОВКИ — предназначен для
контроля работы систем дистанц. и автоматич. управления опера¬
циями предстартовой подготовки PH; расположен на командном
ЦЕНТРИФУГА 493
пункте стартового комплекса. На Ц. п. п. сосредоточивается инфор¬
мация о ходе выполнения операций предстартовой подготовки. Сиг¬
налы и команды Ц. п. п. поступают в обобщенном виде на пульт
пуска. Применяется в стартовых комплексах для особо мощных PH.
ЦЕНТРИФУГА — наземная установка, используемая в целях
отбора и подготовки космонавтов, имитирующая'длительнодейст¬
вующие ускорения. Ц. — сложное сооружение радиусом до 15 м и
более, мощность двигателей неск. тыс. кет, что позволяет создавать
центростремит. ускорение до 40 g и выше. При этом скорость нара¬
стания ускорения может достигать 5—15 м/сек.
В зависимости от расположения испытуемого в кабине ускорение
может действовать на него в направлении «таз — голова», «голова —
таз», «грудь — спина», «спина — грудь», «бок — бок» или в к.-л.
промежуточном. Нек-рые Ц. снабжены механизмом поворота ка¬
бины, что позволяет менять направление действия ускорения без
остановки Ц., еще более приближая условия эксперимента к реаль¬
ным условиям полета. В Ц. кабина для испытуемого может одновре¬
менно являться и барокамерой, соединенной через коллектор систе¬
мой труб с вакуум-насосом. Для изучения и тренировки вестибуляр¬
ного аппарата используется угловое ускорение как адекватный раз¬
дражитель полукружных каналов. С этой целью применяются уста¬
новка с малыми радиусами и установки, в к-рых ось вращения про¬
ходит непосредственно через голову испытуемого.
Значит, трудность представляет объективная оценка состояния
испытуемого. Чаще всего для этого применяются электрофизиоло¬
гия. методы исследования. При этом биопотенциалы от испытуе¬
мого через электроды поступают в предварит, усилители, к-рые
располагаются или непосредственно в кабине Ц., или на раме вра¬
щения. Строго по оси вращения размещается спец, коллектор.
От предварит, усилителей биопотенциал поступает через коллектор
в пультовую комнату, где регистрируется электронной аппарату¬
рой. Помимо биопотенциалов, с помощью приборов осуществляется
регистрация и др. наиболее важных физиология, показателей: ар¬
териального давления, объемных показателей внешнего дыхания,
концентрации С02 и 02 в выдыхаемом и вдыхаемом воздухе, окси-
генограммы (насыщения гемоглобина кислородом) и т. п. Те девиз.
Центрифуга
494 ЦЕНТРОБЕЖНЫЙ НАСОС
аппаратура позволяет наблюдать за внешним видом испытуемого, а
при наличии спец, аппаратуры иметь и рентгеновское изображение.
Ц. используется также для испытания бортовой аппаратуры К Л А.
ЦЕНТРОБЕЖНЫЙ НАСОС — лопаточная машина, в к-рой
механич. энергия привода при помощи вращающегося рабочего
колеса, снабженного лопатками, преобразуется в потенциальную
и кинетич. энергию жидкости. Проток жидкости между лопатками —
от оси колеса к периферии. Ц. н. — осн. тип насосов РД, применяе¬
мых для подачи жидких компонентов ракетного топлива или рабо¬
чего тела; бывает одно- и многоступенчатым с одно- и двусторонним
входом жидкости в рабочее колесо.
ЦИКЛОГРАММА ПУСКА КЛА — таблично-графич. изображе¬
ние последовательности операций подготовки к пуску, начиная от
вывоза из МИК космодрома и кончая пуском с указанием времени,
к-рое нужно затратить на каждую операцию. Ц. п. дает наглядное
представление о процессах подготовки и пуска КЛА.
ЦИОЛКОВСКИЕ ЧТЕНИЯ — посвящены разработке науч¬
ного наследия и развитию идей К. Э. Циолковского. Проводят¬
ся ежегодно с 1966 в Калуге 17—19 сент. Гос. музеем истории
космонавтики им. К. Э. Циолковского, Комиссией по разработ¬
ке научного наследия К. Э. Циолковского АН СССР, Комитетом
космонавтики ДОСААФ СССР, Ин-том истории естествознания и
техники АН СССР, Ин-том медико-биологич. проблем Министер¬
ства здравоохранения СССР. Тематика Ц. ч.: жизнь и деятельность
Циолковского, его науч. творчество, проблемы ракетной и космич.
техники, механика космич. полета, проблемы космич. биологии
и медицины, авиация и воздухоплавание, история аэронавтики и
космонавтики. В Ц. ч. принимают участие крупнейшие ученые, а
также науч. молодежь Москвы, Калуги и многих др. городов СССР.
Наряду с пленарными заседаниями и заседаниями по секциям
в программу Ц. ч. входят посещение памятных мест, связанных
с жизнью и деятельностью К. Э. Циолковского, Государственного
музея истории космонавтики, выступления участников Ц. ч. перед
трудящимися Калуги. Труды Ц. ч. публикуются отдельными изда¬
ниями.
ЦИОЛКОВСКИЙ, Константин Эдуардович (1857—1935) — сов.
ученый, заложивший основы совр. космонавтики и ракетной тех¬
ники. Род. в семье лесничего в с. Ижевском Рязанской губ. Глухота
(осложнение вследствие перенесенной в детстве скарлатины) ли¬
шила Ц. возможности поступить в учебное заведение. В 1879 Ц.
экстерном сдал экзамены на звание учителя. С 1880 преподавал
математику в уездном училище в г. Боровске, с 1898 — математику
и физику в женском училище в г. Калуге. С 1885 он работал над
созданием теории и конструкции целыюметаллич. управляемого
дирижабля, а затем самолста-моиоплаиа с металлич. каркасом
(расчеты уписаны и опубл. в 1894).
Замечат. технич. идеи, заложенные в этих работах, не были
практически осуществлены из-за отсутствия материальных средств.
В 1897 Ц. построил первую в России аэродинамич. трубу и с
материальной помощью Академии наук выполнил продувку про¬
стейших моделей (1900).
Наиболее ценными и прогрессивными работами Ц. являются его
труды по теории реактивного движения. Его талант, творческая
самобытность полностью проявились в этих работах. Они предвос-
ЦИОЛКОВСКОГО ФОРМУЛА 49Г>
хптили развитие науки в этой области на многие десятилетия и
были но достоинству оценены только много лет спустя после их
опубликования. Мысль о возможности использования реактивного
движения для создания межпланетных Л А была высказана Ц. еще
в 1883. В 1903 появилась его работа «Исследование мировых про¬
странств реактивными приборами». В ней Ц. впервые вывел законы
движения ракеты как тела перем. массы в пространстве без тяжести
и в поле тяготения, обосновал возможность использования ракет для
межпланетных сообщений, определил кпд ракеты, исследовал влия¬
ние силы сопротивления воздуха на движение ракеты и мн. др.
Работа Ц. указала рациональные пути развития космонавтики и
ракетостроения. Этим же проблемам были посвящены исследования
Ц., изданные в 1911—12, 1914, 1926. В 1929 опубликовал работу
«Космические ракетные поезда», в к-рой рассмотрел теорию особого
вида составных ракет.
Ц. нашел ряд важных инженерных решений конструкции ракет.
Впервые в мире он дал основы теории ЖРД и указал элементы его
конструкции. Им были рассмотрены и рекомендованы к использо¬
ванию разл. топлива для ракетных двигателей. Целый ряд технич.
идей, высказанных Ц., находят применение при создании совр.
ракетных двигателей, космич. ракет и аппаратов.
Значит, место в трудах Ц. занимали проблемы организации
межпланетных сообщений и перспективы их развития. Он доказы¬
вал, что от первых ИСЗ, межпланетных станций и полетов к плане¬
там лежит широкая дорога к городам и грандиозным поселениям
в межпланетном пространстве и к приспособлению космич. прост¬
ранства для нужд развивающегося человечества.
После Октябрьской революции 1917 науч. деятельность Ц. по¬
лучила всестороннюю поддержку Сов. государства. В 1918 Ц. из¬
бирается членом Социалистич. академии, в 1919 — почетным чле¬
ном Общества любителей мироведения. В 1921 Совнарком РСФСР
назначает Ц. пожизненную персональную пенсию. В 1924 Ц. —
почетный профессор Академии Воздушного Флота им. Н. Е. Жу¬
ковского.
Ц. принадлежит ряд исследований в других областях знаний:
в аэродинамике, философии, лингвистике. Последующее развитие
авиации и космонавтики, великие победы сов. науки и техники
в освоении космоса позволили особенно ясно понять гениальность
рус. ученого Ц., творческие дерзания к-рого стали основой космич.
исследований, открывших человечеству просторы Вселенной. Ц. был
награжден орденом Трудового Красного Знамени (1932).
Работы Ц. опубликованы в «Собрании сочинений» (т. 1—4,
1951—64). Литература о Ц. в книге: «Люди русской науки», т. 2,
М. — Л., 1948; Юрьев Б. Н., Жизнь и деятельность К. Э. Циол¬
ковского, в книге «Труды по истории техники», вып. 1, М., 1952.
ЦИОЛКОВСКОГО МЕДАЛЬ — золотая настольная медаль, при¬
суждаемая Академией наук СССР за выдающиеся работы в области
межпланетных сообщений. В связи с пусками первых в мире ИСЗ,
в 1958 были присуждены: 1-я медаль — гл. конструктору ракет,
2-я — гл. конструктору ракетных двигателей, 3-я — гл. конструк¬
тору системы управления ракетами; последующие медали — 22 сов.
космонавтам (1961—70) (рис., с. 496).
ЦИОЛКОВСКОГО ФОРМУЛА — осн. формула движения ра¬
кеты, определяющая ее характеристич. скорость, опубликована в
496 ЦИОЛКОВСКОГО ФОРМУЛА
1903. В соответствии с Ц. ф. характеристич. Скорость равна абс.
значению произведения скорости истечения реактивной струп дви¬
гателя на логарифм отношения нач. стартовой массы ракеты к ее
М „ __
массе гр-, оставшейся после израсходования массы топлива Мт:
v — и In MJMк = и In (1 + Мт/Л/К).
Ц. ф. распространяется также на составные ракеты, для отдельных
ступеней к-рых характеристич. скорости складываются. Эта фунда-
Циолковского
медаль
ментальная Ц. ф. показывает, что скорость, приобретаемая ракетой,
прямо пропорциональна скорости истечения реактивной струи,
т. е. основной характеристике РД — уд. импульсу, в то время как
относит, запас топлива и конструктивное совершенство ракеты
стоят под знаком логарифма. Поэтому возможности ракеты в пер¬
вую очередь определяются уд. импульсом РД. Из этой же формулы
следует, что для достижения заданной скорости полета относит,
вес конструкции ракеты имеет важное значение.
ЦИОЛКОВСКОГО ЧИСЛО — отношение массы рабочего запаса
топлива к конечной массе ракеты (или ее ступени) после израсходо¬
вания топлива (Мт/Мк в формуле Циолковского).
ч
ЧАСОВОЙ УГОЛ — координата в экваториальной системе
небесных координат, угол, отсчитываемый в направлении видимого
суточного движения небесной сферы вдоль экватора от точки его
пересечения с небесным меридианом до склонения круга светила;
измеряется от 0° до 360° или от 0 час. до 24 час.
ЧАФФИ (Chaffee), Роджер (1935, г. Гранд-Рэпидс, ш\. Мичи¬
ган — 1967, испытат. полигон мыса Кеннеди) — летчик-космонавт
США, лейтенант ВМФ. Окончил ун-т Пердью в г. Лафайетт, шт. Ин¬
диана, по специальности авиац. техника. С 1957 — офицер ВМФ;
служил на авиабазе во Флориде. С 1963 был в группе космонавтов
Нац. управления по аэронавтике и исследованию космич. простран¬
ства (США). Ч. должен был совершить космич. орбитальный полет
совм. с В. Гриссомом и Э. Уайтом на КК «Аполлон». Погиб 27 янв.
1967 вместе с этими космонавтами при пожаре в кабине корабля,
находившегося на полигоне.
ЧЕРНЫЙ ПОРОХ (дымный) — гетерогенное твердое топ¬
ливо, состоящее из (% по весу): нитрата калия (57—80), древесного
угля (13—20) и серы (8—22). В ракетной технике использовался
до разработки бездымного ракетного пороха и др. современного
твердого ракетного топлива, к-рым он значительно уступает но
уд. импульсу и эксплуатац. качествам. Применяется в воспламе¬
нителях.
ЧЕТЫРЕХОКИСЬ АЗОТА (азотныйтетроксид, а з о т-
тетроксид) N204 — высококипящий окислитель для ЖРД. Лег¬
колетучая жидкость, изменяющая свою окраску от светло-желтой
(при — 10°) до красновато-бурой (при 21°). Усиление окраски вы¬
зывается образованием двуокиси азота вследствие диссоциации
(реакция обратима).Плотн. 1,45 г/смг (20°), *°пл — 11,2°, *°Кип 21,2°.
Токсична. С рядом горючих (напр., гидразином и его производными)
образует самовоспламеняющиеся топлива. Взрывобезопасна и ста¬
бильна. Менее агрессивна по отношению к конструкц. металлам, чем
азотная кислота. Примесь воды существенно увеличивает корро¬
зионную активность. Ч. а. — полупродукт произ-ва азотной кис¬
лоты, доступна и дешева. Обеспечивает больший уд. импульс, чем
азотная кислота, но уступает ей в эксплуатац. отношении, обладая
более узким температурным интервалом сохранения жидкого со¬
стояния. Ч. а. широко применяется в ракетно-космич. технике в со¬
четании с монометилгидразином, диметилгидразином несимметрич¬
ным, аэрозином-50. В ГД Л В. П. Глушко были разработаны и испы¬
таны ЖРД с Ч. а. в качестве окислителя (1930—31), а для снижения
темп-ры замерзания Ч. а. до —40° предложено вводить в окислитель
моноокись азота.
ЧУВСТВИТЕЛЬНЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ системы управ¬
ления движением — устройства, регистрирующие откло¬
нения движения КЛА от требуемого и вырабатывающие сигналы об
этих отклонениях, поступающие в преобразующие устройства.
В системе управления движением центра масс Ч. э. контролируют
местоположение КЛА, его скорость и ускорение, а в системах ориен¬
тации и угловой стабилизации — угловые координаты и угловую
скорость КЛА
17 Космоиаигика
ш, щ
ШАТАЛОВ, Владимир Александрович (р. 1927, г. Петропавловск
Сев.-Казахстанской обл.) — летчик-космонавт СССР, полковник.
Дважды Герой Советского Союза. Член КПСС с 1953. Окончил спец,
школу ВВС, школу первоначального обучения пилотов и Качин-
ское военное авиац. училище летчиков, после чего работал летчиком-
инструктором. Окончив в 1956 Военно-воздушную краснознамен¬
ную академию, ныне им. Гагарина, служил в авиац. частях Сов.
Армии. С 1963 — в отряде космонавтов. 14—17 янв. 1969 совершил
полет в космос в качестве командира КК «Союз-4», осуществил
ручное сближение и стыковку К К «Союз-4» с КК «Союз-5», пило¬
тируемым Б. В. Вольтовым, в первую экспериментальную космич.
станцию, обеспечив А. С. Елисееву и Е. В. Xрунову возможность
перехода через открытый космос в КК «Союз-4». Ш. пробыл в космосе
71 час 21 мин., совершив 49 оборотов вокруг Земли, пролетев
1950 тыс. км.
Второй полет в космос Ш. совершил 13—18 окт. 1969 (совм.
с А. С. Елисеевым) в качестве командира корабля «Союз-8»; за 5 су¬
ток пребывания в космосе совершил суточный групповой полет
с К К «Союз-7» и 3-суточный групповой полет с КК «Союз-6» и
«Союз-7»; сделал 80 оборотов вокруг Земли.
ШВАРТОВКА в космосе — мягкое сближение и временное
соединение двух К Л А, напр. с помощью троса или др. средств.
Целью Ш. может быть инспекция, оказание помощи К Л А, терпя¬
щему бедствие, смена экипажа на длительно существующих обитае¬
мых ИСЗ, доставка грузов (запасов топлива, материалов жизне¬
обеспечения экипажа) и т. п.
ШВЕЙКАРТ (Schweickart), Рассел (р. 1935, г. Нептун, шт.
Нью-Джерси) — летчик-космонавт США, был воен. летчиком (1956—
1960); бакалавр наук по аэронавтике (1956), магистр наук по аэро¬
навтике и астронавтике (1963), ученый-исследователь Эксперимен¬
тальной астрономии, лаборатории Массачусетского технологии,
ин-та. С 1963 — в группе космонавтов Нац. управления по аэро¬
навтике и исследованию космич. пространства (США). Совместно
с Д. Макдивиттом и Д. Скоттом 3—13 марта 1969 совершил полет
по геоцентрич. орбите на К К «Аполлон-9». Выполнил сложную
программу по отработке систем лунного отсека КК, выходил в
открытый космос на 47 мин.
ШЕПАРД (Shepard), Алан (р. 1923, г. Ист-Дерри, шт. Нью-Гэмп-
шир) — летчик-космонавт США, капитан ВМФ. После окончания
в 1944 Морской академии США стал офицером ВМФ. В 1950—53
и 1955 работал в Школе летчиков-испытателей ВМФ. В 1958 окончил
Военно-морской колледж. С 1959 — в группе космонавтов Нац.
управления по аэронавтике и исследованию космического прост¬
ранства (США). 5 мая 1961 впервые в США совершил суборбиталь¬
ный космический полет (проект «Меркурий»), который продолжался
15 мин.
ШИРРА (Shirra), Уолтер (р. 1923, г. Хэкенсек, шт. Нью-Йорк) —
летчик-космонавт США, капитан ВМФ. В 1945 окончил Морскую
академию США, в 1957 — Военно-морскую офицерскую школу
безопасности при ун-те в Юж. Калифорнии, а затем — курсы лот-
ШЛЮЗОВЫЙ ОТСЕК 499
чиков-испытателей в Военно-морском авиац. центре. Летную под¬
готовку прошел на военно-морской базе во Флориде. Служил в разл.
частях ВВС и ВМФ. С 1959 — в группе космонавтов Нац. управле¬
ния по аэронавтике и исследованию космич. пространства (США).
3 окт. 1962 совершил свой первый полет в космос на КК «Меркурий»
(«Сигма-7»). Корабль совершил 6 оборотов вокруг Земли, пролетев
232 тыс. км за 9 ч. 13 мин. Второй полет в космос Ш. совершил в ка¬
честве командира КК «Джемини-6» (совм. с Т. Стаффордом). Ко¬
рабль был выведен на орбиту 15 дек. 1965 с целью встречи с кораб¬
лем «Джемини-7», выведенным на орбиту 4 декабря. 15 дек. «Дже¬
мини-6» подошел к «Джемини-7» на расстояние 1,8 м. Их совмест¬
ный полет продолжался 3,5 ч. За 26 ч. пребывания на орбите «Дже¬
мини-6» 17 раз облетел земной шар. Третий полет в космос Ш.
совершил 11—22 окт. 1968 командиром КК «Аполлон-7» (совместно
с У. Каннингемом и Д. Эйзелом) по орбите ИСЗ, продолжительно¬
стью 10 суток 20 час. 9 мин., выполнив 163 оборота вокруг Земли.
Ш. — единственный космонавт, совершивший полеты в космос
на амер. КК всех типов («Меркурий», «Джемини», «Аполлон»).
ШКАЛА ВЫСОТ (высота однородной атмос¬
феры) — характерный масштаб изменения плотности атмосферы
с высотой. На протяжении интервала высот, равного Ш. в., давле¬
ние изотермич. атмосферы в области гомосферы уменьшается в е раз.
Ш. в. пропорциональна абс. темп-ре и обратно пропорциональна
ср. массе частиц и ускорению свободного падения. В верхней части
гетеросферы Ш. в. характеризует также скорость изменения с вы¬
сотой концентрации отдельных компонентов атмосферы, причем
в этом случае в формуле для Н ср. массу М нужно заменить на
массу Mi рассматриваемых частиц. Для однозарядных положит,
ионов с массой М% выше максимума слоя F ионосферы Ш. в.
для изотермич. ионосферы вдвое больше, чем для нейтральных ато¬
мов той же массы и темп-ры, вследствие влияния электрич. поля,
возникающего в ионосфере благодаря различию масс ионов и
электронов.
ШЛАНГИ ТОПЛИВНЫЕ — гибкие трубопроводы, предназнач.
для транспортировки жидких компонентов топлива. Ш. т. соеди¬
няют заправочные трубопроводы с клапанами топливных баков ра¬
кеты, выходные горловины передвижных заправщиков со сливными
колонками хранилища топливных компонентов. Для неагрессивных
топлив шланги изготовляются из хлопчатобумажных тканей с внутр.
футеровкой резиной. Для устойчивости против внешнего давления
и прочности против воздействия внутр. давления шланги имеют
внутреннюю и наружную металлич. спирали. Для криогенных и
агрессивных топлив используют сильфонные металлич. шланги
с внешней металлич. оплеткой.
ШЛЮЗОВЫЙ ОТСЕК — спец, герметич. отсек КК, служащий
для выхода космонавтов из КК в полете без разгерметизации ка¬
бины. Ш. о. имеет 2 быстро открывающихся герметичных люка,
одним из к-рых сообщается с кабиной К К, а другим — с окружаю¬
щим космич. пространством. После перехода космонавта в скафандре
из кабины в Ш. о. находящийся в нем воздух выпускается наружу
и космонавт через внешний люк выходит из КК. При возвращении
в КК космонавт входит в Ш. о., в к-ром после закрытия внешнего
люка давление повышается до давления в кабине (производится над¬
дув Ш. о.); после этого космонавт через внутр. люк переходит в ка-
17*
500 ШОНИН
бину. Ш. о. был применен на корабле «Восход-2» при выходе космо¬
навта А. А. Леонова в открытое космич. пространство.
ШОНИН, Георгий Степанович (р. 1935, г. Ровеньки Луганской
обл.) — летчик-космонавт СССР, полковник. Герой Советского
Союза. Член КПСС с 1957. В 1950 поступил в Одесскую спец, авиац.
школу. В 1953 — курсант Военно-морского ордена Ленина авиац.
училища, по окончании с 1957 служил во флотской авиации. С
1960 — в отряде космонавтов. В 1968 окончил Военно-воздушную
инженерную академию (Москва). 11—16 окт. 1969 совершил полет в
космос на корабле-спутнике «Союз-6» в качестве командира корабля,
совместно с В. Н. Кубасовым, выполнив широкую программу научно-
технич. исследований систем корабля, изучения околоземного кос¬
мич. пространства, атмосферы и геолого-географич. объектов Земли,
медико-биологические исследования и испытания различных спо¬
собов автоматич. сварки металлов в условиях космоса. За 5 суток
пребывания в космосе совершил суточный групповой полет с К К
«Союз-7» и 3-суточный групповой поле! с К К «Союз-7» и «Союз-8»,
сделал 80 оборотов вокруг Земли.
ШПАНГОУТ — элемент силового набора несущей оболочки,
в т. ч. топливных баков, служащий для восприятия радиальных
усилий и придания должной жесткости; тонкостенное кольцо опре-
дел. сечения.
ШТЕРНФБЛЬД, Ари Абрамович (р. 1905) — сов. ученый в
области космонавтики. Автор многочисл. науч. и научно-популяр¬
ных трудов. Осн. работы: «Введение в космонавтику» (1937), «Искус¬
ственные спутники Земли» (1956, 2 изд., 1958) и др. Лауреат Между-
нар. премии по астронавтике (1934) и Междунар. премии Галабера
по космонавтике (1963). (Портрет, с. 492).
ШТОРМОВОЕ КРЕПЛЕНИЕ РИ — комплект устройств и при¬
способлений для удержания PH на пусковой системе при воздействии
штормового ветра, когда пуск PH уже невозможен. Ш. к. — ветро¬
вые захваты, тросовые расчалки и пр., часто Ш. к. и ветровое креп¬
ление объединяют в единую конструкцию. Ш. к. приводится в дейст¬
вие с помощью электрич., пнсвматич. или гидравлич. устройств,
управляемых дистанционно Применяется также постановка и съем
Ш. к. вручную.
ШУМ ПРИ РАБОТЕ ДВИГАТЕЛЯ — интенсивный, до 180 дб,
акустич. шум, создаваемый РД, гл. обр. реактивной струей,а также
вибрирующими стенками и др. Может вызвать усталостные акустич.
разрушения конструкции (см. Акустическая нагрузка).
ШУМОВАЯ ТЕМПЕРАТУРА — выраженная в градусах абсо¬
лютной шкалы темп-pa нек-рого эквивалентного активного сопро¬
тивления, дающего шум, мощность к-рого равна мощности шумов
данного устройства или объекта (антенны, входного приемного
устройства, среды, атмосферы или любого др. источника шума).
Понятие IK. т. удобно для сравнения и расчета высокочувствитель¬
ных систем связи.
ШУМЫ АТМОСФЕРЫ — хаотически изменяющиеся токи, воз¬
никающие во входных цепях радиоприемника под действием на
антенну поглощения и переизлучения солнечной энергии земной
атмосферой. Ш. а. увеличиваются при сильном дожде и отно¬
сительно малы при расположении радиоприемников высоко над
уровнем моря. Ш. а. проявляются на радиоволнах короче 5 см
и особенно сильны на радиоволнах 1,5 и 0,5 см. Для уменыне-
ЩЕЛЕВАЯ ГОЛОВКА 501
лия их действия в космич. связи обычно используют волны длин¬
нее 5 см.
ШУМЫ ЗЕМЛИ — хаотически изменяющееся тепловое радио¬
излучение Земли. При действии Ш. 3. на антенну радиоприемника
во входных цепях его возникают хаотические токи шумов. III. 3. про¬
являются на УКВ и тем сильнее, чем выше чувствительность и
шире полоса пропускания частот радиоприемника. Обычно шумо¬
вая температура Ш. 3. на входе приемника земной станции соста¬
вляет 20°—60° К и может быть снижена до 5°—15° К за счет соот-
ветств. конструкции антенны. На ИСЗ III. 3. не позволяют уста¬
навливать радиоприемники с высокой чувствительностью, поскольку
прием полезных сигналов и прием Ш. 3. идет с одного направления.
ШУМЫ КОСМОСА — приходящие из космич. пространства
радиоизлучения, вызывающие (при действии на антенну) во вход¬
ных цепях радиоприемника хаотически изменяющиеся токи. Соз¬
даются протяженными и точечными источниками и проявляются
на радиоволнах от 10 до 0,3 м, причем их интенсивность убывает
о укорочением волны. Из точечных источников наиболее интенсив¬
ные шумы создает Солнце, мощные космич. источники шумов лежат
8 созвездиях Кассиопеи и Лебедя.
ШУМЫ РАДИОПРИЕМНИКА — хаотически изменяющиеся то¬
ки во входных цепях радиоприемника, возникающие под действием
теплового движения электронов и неравномерности движения (ди¬
скретности) зарядов в электронных приборах, подключаемых ко
входным цепям для необходимого преобразования и усиления при¬
нятых сообщений. Ш. р. ограничивают разборчивость сообщений,
т. к. сильно затрудняют или делают невозможным выделение их
при уровне, равном или меньшем уровня Ш. р. Для улучшения
приема применяют малошумящие параметрические усилители и
квантовые усилители, а также спец, виды обработки принятых
сообщений (интегрирование, корреляцию и др.), позволяющие вы¬
делить их при уровнях ниже уровня Ш. р.
ЩЕЛЕВАЯ ГОЛОВКА — тип смесит, головки ЖРД, в к-рой
компоненты топлива впрыскиваются в камеру сгорания или газо¬
генератор через ряд, обычно концентрических, щелей.
э
ЭЖЕКТОР — струйный аппарат для подачи газа или жидко»
сти, в к-ром в результате сильного разгона эжектирующего тела соз¬
дается давление, меньшее давления эжектируемого тела, что и обус¬
ловливает^ движение последнего. Применяется в ЖРД как вспомо-
гат. струйный топливный насос и для стендовых испытаний РД
с целью создания разрежения у выходного сечения сопла (имита¬
ция высотных условий) за счет эжектирующего действия газовой
струи РД. Э. неоднократно предлагался для увеличения тяги РД
в атмосфере путем подсасывания воздуха газовой струей РД. Для
подачи жидкого топлива в камеру ЖРД Э. был предложен К. Э. Ци¬
олковским в 1914.
ЭЖЕКЦИЯ при пуске PH — процесс смешения в газо¬
ходах полузаглубленной или шахтной пусковой системы реактив¬
ной струи РД с потоком атм. воздуха, при к-ром реактивная струя
играет роль эжектирующего потока, т. е. подсасывает в газоходы
воздух из атмосферы, являющийся эжектируемым потоком. Созда¬
ние Э. — признак правильного выбора площади газоходов и, сле¬
довательно, отсутствия в них обратных потоков газа.
ЭЙЗЕЛ (Eisele), Донн (р. 1930, г. Колумбус, пгг. Огайо) —
летчик-космонавт США, майор ВВС. Окончил Военно-морскую
академию (1952) и школу летчиков-испытателей. Техно логич.
ин-т ВВС в Дайтоне присудил ему науч. степень. Был летчиком-
испытателем спец, видов оружия на базе ВВС Киртлэнд. С 1963 —
в группе космонавтов Нац. управления по аэронавтике и исследо¬
ванию космич. пространства (США). В составе экипажа КК «Апол¬
лон-7» совместно с У. Каннингемом и У. Ширрой совершил
11—22 окт. 1968 163 оборота вокруг Земли, пробыв в космич. про¬
странстве 10 суток 20 час. 9 мин.
ЭКВИВАЛЕНТ БОРТА РАКЕТЫ — комплект аппаратуры с
приборами бортовой системы управления PH, предназначенный
для испытания проверочно-пускового оборудования стартового
комплекса космодрома и бортовых запасных приборов PH. Аппа¬
ратура Э. б. р. обычно монтируется в фургоне автомобиля или
в пусковом сооружении космодрома.
ЭКВИВАЛЕНТ НАЗЕМНОЙ СЕТИ — комплект аппаратуры
с приборами наземного проверочно-пускового оборудования космо¬
дрома, предназначенный для проверки бортовой системы управле¬
ния PH. Аппаратура Э. н. с. монтируется обычно в МИК или в фур¬
гоне спец, автомобиля.
ЭКЗОБИОЛОГИЯ — наука о жизни на небесных телах, не
связанной общностью происхождения с земной жизнью. Иногда
Э. наз. астробиологией. Э. развивается пока лишь в теоретич. плане.
В связи с тем, что само понятие «жизнь» в наст, время является
объектом дискуссий и не имеет окончат, определения, предмет Э.
понимается двояко.
1) Если считать, что любая жизнь непременно должна быть зем¬
ного типа, т. е. основана на углероде и в качестве биологич. раство¬
рителя использует воду, то предметом Э. является установление
границ земноподобной жизни (допустимых интервалов темп-p, дав¬
лений и т. п.) и предсказание планет (звезд), на (около) к-рых воз-
ЭКЗОСФЕРА 503
можна жизнь такого типа. Анализ биологии, экспериментов по¬
казывает, что границы жизни очень широки. Напр., верхний предел
темп-ры определяется точкой кипения воды (при данном давлении),
нижнего предела (учитывая возможность врем, анабиоза) практи¬
чески не существует. Приспособляемость жизни к др. характери¬
стикам внешней среды еще более высока. Из планет Солнечной си¬
стемы единственной, на к-рой можно обоснованно ожидать наличия
жизни, является Марс, хотя окончательно этот вопрос еще не решен.
В пользу гипотезы о жизни на Марсе говорят синхронные с сезонами
планеты изменения яркости, цвета и поляризации т. н. морей (тем¬
ных областей), их способность противостоять засыпанию песком прй
частых пылевых бурях. Для развития идеи о жизни на Марсе много
сделал Г. А. Тихов. Им и др. авторами высказаны гипотезы о воз¬
можных формах марсианской жизни; этим гипотезам еще предстоит
пройти проверку наблюдениями. Для прямого обнаружения жизни
на Марсе сейчас разрабатываются автоматич. биологич. лаборато¬
рии и отдельные приборы для установки на зондах космических.
В них используются такие проявления жизни, как помутнение
питат. среды при размножении микроорганизмов, выделение мече¬
ного С02 при обмене веществ, активирование нек-рых реакций аде-
нозинтрифосфатом (АТФ), характерным для белковой жизни, и др.
Предположения об обнаружении микроорганизмов в метеоритах до
сих пор не нашли подтверждения. Органич. соединения, выделенные
из метеоритов типа углистых хондритов (в т. ч. цитозин, амины,
пурин, алифатич. углеводороды и др.), по-видимому, небиогенного
происхождения, т. к. не обладают оптич. активностью. Из др. звезд
вероятнее всего встретить жизнь земного типа около звезд спект¬
рального класса Fb и более позднего, к-рые, видимо, обладают пла¬
нетными системами.
2) Бели жизнь возможна и на иной материальной основе, то
предмет Э. значительно расширяется. Уже сделаны попытки теоре-
тич. построения «биохимий», в к-рых место углерода С занимает
кремний Si, группа бор — азот (В — N) и т. д. Вместо воды в каче¬
стве биологич. растворителя предложен аммиак NH3, сероводород
H2S, фтористый водород HF и др. Вопрос об осуществимости подоб¬
ных «биохимий» пока остается спорным. Если, однако, они воз¬
можны, то круг небесных тел, на к-рых возможна жизнь, расши¬
ряется практически безгранично.
ЭКЗОСФЕРА — область верхней атмосферы, из к-рой воз¬
можна диссипация частиц в межпланетное пространство. В Э. длина
свободного пробега нейтральных частиц в горизонт, направлении
превышает шкалу высот с вероятностью более половины. Вблизи
нижней границы Э., за к-рую принимается уровень, где в межпла¬
нетное пространство диссипирует i/e часть атомов, тепловая ско¬
рость к-рых превышает параболическую, длина свободного пробега
существенно зависит от направления движения. В случае движе¬
ния частицы в Э. вверх внутри конуса убегания весьма вероятно,
что эта частица без соударений выйдет из пределов плотной атмо¬
сферы; раствор конуса убегания возрастает с ростом высоты. Такая
частица в зависимости от величины и направления скорости, полу¬
ченной при последнем соударении, может двигаться либо по ги-
пероолической или параболической траектории (когда частица
будет безвозвратно потеряна в межпланетном пространстве), ли¬
бо по более или менее вытянутой эллиптической траектории во-
504 ЭКЛИПТИКА
Л
круг Земли (в этом случае частица рано или поздно возвращается
в атмосферу Земли). Время существования таких частиц, обладаю¬
щих эллиптич. траекториями, не опускающимися ниже основа¬
ния Э., ограничивается редкими (но все же случающимися) соуда¬
рениями с др. частицами Э. или ионизацией этих атомов при соу¬
дарении с энергичными заряженными частицами, имеющимися
в магнитосфере, либо под действием солнечного УФ излучения.
Время жизни нейтральных атомов водорода и гелия, обусловлен¬
ное фотоионизацией, составляет более 107 сек. Скорость диссипации
резко возрастает с ростом темп-ры атмосферы. Из-за относительно
малой массы и, следовательно, относительно большой величины
тепловой скорости диссипации подвержены в первую очередь нейт¬
ральные атомы водорода. Скорость испарения атмосферы опреде¬
ляется при этом скоростью подвода атомов водорода к нижней гра¬
нице Э. путем их диффузии снизу. При очень высоких темп-рах
(примерно более 3000° К) возможна заметная диссипация атомов
гелия. Поэтому на больших расстояниях от Земли (примерно более
2000—3000 км) нейтральную Э. образуют почти исключительно
атомы водорода, на более низких высотах заметную долю составляют
атомы гелия, а еще ниже — также и атомы кислорода. Роль аккре¬
ции нейтральных атомов в Э., по-видимому, невелика.
Распределение концентрации нейтральных атомов водорода
(см~3) в Э., найденное путем измерений рассеянного излучения в УФ
линии водорода на расстоянии R в единицах радиуса Земли Re
(Re = 6,38 тыс. км), по измерениям на АМС «Зонд-1» в 1964, харак¬
теризуется след, данными:
R 1,25 1,50 2 3 4 5 6 10
п„ 650 360 190 84 51 36 26 ~15
Л
Иногда Э. наз. ту область пространства, где соударениями между
частицами можно пренебречь. Это менее строгое определение, не
позволяющее указать нижнюю границу Э.
ЭКЛИПТИКА — большой круг небесной сферы, по к-рому
совершается видимое годовое движение Солнца.
ЭКОЛОГИЧЕСКАЯ СИСТЕМА — взаимосвязанный биохимич.
комплекс, в результате взаимодействия элементов к-рого возникает
стабильныц круговорот веществ. Любая Э. с., независимо от ее раз¬
меров и сложности, состоит из след. осн. элементов: организмов-
производителей, создающих органич. соединения из неорганич.
веществ; организмов-потребителей, питающихся организмами-про-
изводителями; организмов-разрушителей, разлагающих органич.
соединения отходов жизнедеятельности организмов первых 2 видов
до неорганич. веществ; и, наконец, неживых компонентов системы,
обеспечивающих возможность круговорота веществ между всеми
участниками системы. В космич. биологии и медицине под Э. с.
понимают искусственно созданную на борту КК биотехническую
систему, в к-рой имеет место круговорот веществ — регенерация
воздуха, воды и пищи, минерализация отходов жизнедеятельности
организмов.
ЭКОЛОГИЯ — биологич. дисциплина, изучающая взаимоотно¬
шения между организмами и окружающей их средой, включая все
растения и животные, обитающие в одной местности. Э. примени¬
тельно к космич. полетам изучает взаимоотношения между участни¬
ками биокомплекса КК и окружающей их средой в герметич. кабине.
ЭЛЕКТРИЧЕСКИЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ 505
ЭКОНОМИЧНОСТЬ ДВИГАТЕЛЯ — один из важных показа¬
телей совершенства РД, оценивающий затрату топлива на создание
данной тяги. Определяется величиной уд. расхода топлива или,
чаще, удельного импульса (уд. тяги).
ЭКОНОМИЧНОСТЬ СИСТЕМЫ ОРИЕНТАЦИИ — важная ха¬
рактеристика системы ориентации КЛА, определяющая суммар¬
ное потребление энергии всеми ее элементами за единицу времени
(обычно, электроэнергии, а в системах, использующих реактивные
двигатели ориентации, — также расход рабочего тела). Повышение
Э. с. о. — важная задача, т. к. система ориентации относится к числу
длительно работающих бортовых систем КЛА; во многих случаях
время ее работы совпадает с временем эксплуатации всего КЛА.
При проектировании системы ориентации большое внимание уде¬
ляют снижению энергопотребления всех ее элементов, в особенности
длительно работающих электродвигателей (моторов гироскопов
реактивных маховых масс, механизмов сканирования инфракрасных
еертикалей и т. д.).
ЭКРАННО-ВАКУУМНАЯ ТЕПЛОИЗОЛЯЦИЯ — внешняя теп¬
лоизоляция КЛА или отдельных его отсеков, напр. баков с кри¬
огенными компонентами топлива, состоящая из ряда тонких экра¬
нов с вакуумными промежутками между ними. Выполняется из
многих слоев тонкой металлизированной пленки, между к-рыми
находятся слои стеклоткани или др. материалов. В полете между
слоями пленки создается вакуум (см. Терморегулирования система).
ЭКСТРЕМАЛЬНЫЙ КОНТУР СОПЛА — контур реактивного
сопла, полученный с помощью вариац. методов и обеспечивающий,
при выполнении ряда исходных условий, макс. уд. импульс. Фор¬
мулы для расчетов Э. к. с. были опубликованы в СССР в 1957
Ю. Д. Шммглевским и Л. Е. Стерниным, а годом позже — в США
Г. В. Р. Рао.
ЭКСЦЕНТРИСИТЕТ ОРБИТЫ — см. Элементы, орбиты.
ЭЛЕКТРИЧЕСКАЯ РАКЕТА — ракета с электрич. ракетным
двигателем, способным обеспечить весьма большую скорость исте¬
чения реактивной струи при малой силе тяги (в тысячи раз мень¬
шей веса ракеты). Поэтому Э. р. может стартовать только после
достижения космич. скорости, напр. с орбиты ИСЗ; выведение
ее на орбиту должно осуществляться химич. или ядерной раке¬
той с РД большой тяги (больше веса корабля). Продолжитель¬
ность работы электрич. ракетного двигателя в полете может со¬
ставлять неск. месяцев; траектория полета в поле тяготения планеты
в этом случае — медленно раскручивающаяся спираль. Э. р. на¬
ходятся в стадии разработки, их применение перспективно в связи
с большим весом полезного груза Э. р. по сравнению с ракетами
др. типов.
ЭЛЕКТРИЧЕСКИЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ЭРД) — РД,
в к-ром рабочее тело разгоняется до весьма высоких скоростей исте¬
чения (невозможных в обычных РД с использованием химич. энер¬
гии топлива) с помощью электрич. энергии. Для ЭРД характерен
весьма высокий уд. импульс. Большой относит, вес электросиловой
установки (гл. обр. с ядерным реактором) определяет малую тяго-
вооруженность КЛА. Поэтому ЭРД могут применяться лишь на верх¬
них ступенях космич. ракет, после сообщения им 1-й космич. ско¬
рости, когда для разгона ракеты допустимы малые ускорения по¬
рядка (10 3—IQ"4) g. Для сообщения ракете 2-й космич. скорости тре¬
606 ЭЛЕКТРИЧЕСКОЕ ЗАЖИГАНИЕ
буется длительная, до нескольких месяцев, работа ЭРД. Созданы \
эксперимент, образцы ЭРД: электротермия., электромагнитный, \
электростатич. (ионный). В СССР на АМС серии «Зонд» и ИСЗ серии \
«Космос», а также в США проводится отработка ЭРД в условиях
космич. полета.
ЭЛЕКТРИЧЕСКОЕ ЗАЖИГАНИЕ — воспламенение топлива в
РД при помощи электрич. свечи (искровой или накаливания). При¬
меняется в малых РД или для воспламенения в зажигат. устройстве
горючей смеси (газообразной, жидкой или твердой), образующей
факел, воспламеняющий в РД осн. топливо.
ЭЛЕКТРОДИАЛИЗ — физич. метод очистки коллоидных раст¬
воров или взвесей от примесей электролитов при наложении элект¬
рич. поля, применяемый в СЖО КК. Сводится к удалению содер¬
жащихся в воде ионизированных частиц через полупроницаемые
мембраны из тонких пленок ионообменных смол, причем катионы
мигрируют к катоду, а анионы — к аноду. Э. малоэнергоемок и
не зависит от наличия гравитационного поля Земли, в связи с чем
его используют в системах физико-химич. регенерации воды для
предварит, обработки жидких выделений живых организмов с целью
удаления из них солей и др. ионизированных соединений. После Э.
вода дополнительно обрабатывается для удаления из нее мочевины,
микроорганизмов и др. органич. неионизированных соединений.
ЭЛЕКТРОДОМКРАТ — винтовой домкрат с электрич. при¬
водом, применяемый в пусковых системах, установщиках, транспорт¬
ных средствах и др. агрегатах стартового оборудования космодрома
и отличающийся простотой включения его в систему автоматич. и
дистанц. управления.
ЭЛЕКТРОЛИЗ ВОДЫ — разложение воды под действием элек¬
трич. тока с целью получения кислорода в СЖО КК; производится
в электролизерах системы физико-химич. регенерации газовой
среды. Э. в. при космич. полете (невесомости или пониж. гравита¬
ции) осуществляется в условиях искусств, силового поля или с по¬
мощью пористых гидрофильных элементов за счет смачиваемости
и капиллярности.
ЭЛЕКТРОМАГНИТНЫЕ ИСПОЛНИТЕЛЬНЫЕ ОРГАНЫ с и-
стем ориентации КЛА — токонесущие контуры, электро¬
магниты или пост, магниты, создающие управляющие моменты за
счет взаимодействия их собств. магнитного поля с внешним магнит¬
ным полем, в к-ром находится КЛА. Эффективны только на КЛА,
движущихся вблизи Земли или др. планеты, обладающей доста¬
точно мощным магнитным полем. По сравнению с реактивными дви¬
гателями ориентации преимущество Э. и. о. в том, что их работа не
связана с расходом рабочего тела, запасаемого на борту КЛА.
ЭЛЕКТРОМАГНИТНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (плаз¬
менный, магнитогидродинамический) — ЭРД,
в к-ром рабочее тело находится в состоянии плазмы и разгоняется
с помощью воздействующего на него электромагнитного поля.
В ЭРД возможна весьма большая скорость истечения (сотни км/сек).
Находится в стадии эксперимент, разработки. Впервые прак¬
тически применен для системы ориентации на сов. автоматич.
станции «Зонд-2», запущенной 30 ноября 1964 по направлению
к Марсу (рис., с. 507).
«ЭЛЕКТРОН» — наименование систем из 2 сов. исследователь¬
ских ИСЗ, выведенных на разные орбиты одной PH для одноврем.
«ЭЛЕКТРОН» 507
Электромагнитный РД: а — принципиальная схема; б — схема двигателя
со скрещенными электрич. и магнитным полями; в, г — схема и внешний
вид «пинчевого» двигателя, США (вокруг сопла двигателя расположены
12 конденсаторов, разряд к-рых создает «пинч-эффект» в плазме, т. е. эффект
ее сжатия магнитным полем; тяга примерно 50 г, скорость истечения 10 —
70 км/сек); 1 — рабочее тело; 2 — насос; 3 — электропитание; 4 — гене¬
ратор плазмы; 5 — ускоритель плазмы; 6 — вход рабочего тела; 7 — дуго¬
вой генератор плазмы; 8 — поток плазмы; 9 — зона действия магнитного
поля; 10, 11 — электроды; 12 — магнитные силовые линии; 13 — ток кон¬
денсатора; 14 — сопло
исследования внешней и внутр. зоны радиац. пояса Земли. Пер¬
вая такая система (ИСЗ «Э.-l» и «Э.-2») запущена в СССР 30 янв.
1964, вторая («Э.-3» и «Э.-4») — 11 июля 1964. «Э.-1» и «Э.-З» имели
орбиты с высотой апогея ок. 7 тыс. км (при высоте перигея 400 км)\
цель — изучение внутр. зоны радиац. пояса. Отделение их от PH
производилось на активном участке полета при работающем дви¬
гателе последней ступени. ИСЗ «Э.-2» и «Э.-4», выведенные на сильно
вытянутые орбиты с высотой апогея 68 и 66 тыс. км (при высоте пе¬
ригея 460 км), изучали внешнюю зону радиац. пояса Земли и космич.
пространство за поясом. «Э.-l» и «Э.-З» имели вес 350 кг, диаметр
0,75 ж, длину 1,3 м\ «Э.-2» и «Э.-4» — вес 445 кг, диаметр 1,8 л,
длину 2,4 м. Системы ИСЗ «Э.» позволили получить обширные дан¬
ные о рддиац. поясе и магнитном поле Земли, что необходимо для
обеспечения радиац. безопасности при полетах К К с экипажем, и
открыть ряд новых физич. явлений в околоземном космич. про¬
странстве (рис., с. 508).
508 ЭЛЕКТРОРАЗЪЕМ
ИСЗ «Электрон-1»: 1 — гер-
метич. корпус; 2 — жалюзи
системы терморегулирова¬
ния; 3 — солнечные батареи;
4 — антенны; 5 — детектор»
микрометеоров; 6 — прибор
для регистрации корпуску¬
лярного излучения; 7 —
масс-спектрометр; 8 —детек¬
тор протонов; 9 — прибор
для изучения энергетич.
спектра электронов радиа¬
ционного пояса
ИСЗ «Электрон-2»: 1 — гермегич. корпус;
2—жалюзи системы терморегулирования;
3 — солнечные батареи; 4 — антенны; 5 —
магнитометры; 6 —датчики солнечной ориен¬
тации; 7 — сферич. анализатор для изучения
энергетического спектра частиц малой энер¬
гии; 8 — прибор для изучения химич. состава космических лучей; 9
прибор для изучения энергетич. спектра электронов радиац. пояса;
10 — масс-спектрометр
ЭЛЕКТРОРАЗЪЕМ — многоканальное штепсельное соединение-
$ кабельной сети КЛА и наземного оборудования космодрома.
Э., разрываемый перед стартом КЛА по команде, поступающей
с проверочно-пусковой аппаратуры, наз. разрывным, а взлетающего
КЛА — отрывным. Количество кабелей, подводимых к борту КЛА,
может достигать десятков и даже сотен, поэтому Э. объединяют
в неск. отдельных блоков. Пристыковка наземной части Э. к борто¬
вой части производится вручную или с помощью механизма сты¬
ковки. Для облегчения стыковки блоки Э. снабжены направляющими
ЭЛЕКТРОХИМИЧЕСКИЕ ИСТОЧНИКИ ТОКА 509
штырями, входящими в отверстия ответных блоков КЛА и обеспе¬
чивающими необходимую центровку.
ЭЛЕКТРОСТАТИЧЕСКИЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (и о н-
н и й, коллоидный) — ЭРД, в к-ром рабочее тело, обычно
щелочные металлы — цезий, рубидий, а также др. элементы —
ртуть, аргон ит. п., сначала подвергается ионизации, а затем обра¬
зовавшиеся ионы ускоряются в сильном электростатич. поле до
скоростей в десятки и сотни км/сек. Чтобы реактивная струя была
нейтральной, в Э. р. д. предусмотрено устройство для нейтрализации
пучка ионов электронами. Находится в стадии разработки (рис.).
В орбитальном полете впервые испытан на КК «Восход» (1964).
I
СГ^Ш
гж
Электростатич. РД: а — принци¬
пиальная схема; б — схема цезие¬
вого ионного двигателя; 1 — рабо¬
чее тело (цезий); 2 — насос; 3 —
электропитание; 4 — ионизац. ка¬
мера; 5 — электростатич. ускори¬
тель; 6 — ионы; 7 — элекхроны;
8 — эмиттер электронов; 9 — радиац. экраны; 10 — вольфрамовый иониза¬
тор; 11 — подогреватель ионизатора; 12 — ускоряющий электрод; 13 —
нейтрализующий электрод (эмиттер электронов); 14 — электроны; 15 —
значения электрич. потенциала; в — внешний вид и реактивная струя
ионного двигателя с 19 пучками (США)
ЭЛЕКТРОТЕРМИЧЕСКИЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ — ЭРД,
рабочее тело к-рого нагревается до высокой темп-ры с помощью
электрич. дуги, омич, нагрева и др. методов (см. Дуговой ракетный
двигатель). Нагретое рабочее тело — обычно газы с малым моле¬
кулярным весом (гелий, водород и др ), далее расширяется в сопле.
Скорость истечения может достигать 20 км/сек. Находится в стадии
эксперимент, разработки.
ЭЛЕКТРОХИМИЧЕСКИЕ ИСТОЧНИКИ ТОКА — источники
электрич. тока в системах энергопитания КЛА, основанные на элект¬
рохимия. процессах, в частности аккумуляторы разл. типов (сереб¬
ряно-цинковые, никель-кадмиевые), гальванич. элементы (наир.*
окиснортутные батареи), топливные элементы. При малой длитель¬
ности полета применяются аккумуляторы, заряжаемые на Земле до
510 ЭЛЕМЕНТЫ ОРБИТЫ
полета. Системы энергопитания КЛА, предназначенных для более
длит, полетов, имеют аккумуляторные буферные батареи, периоди¬
чески заряжаемые от бортовых источников электрич. тока, напр.
солнечной батареи, и обеспечивающие питание бортовой аппаратуры
в периоды повышенного энергопотребления, напр. в сеансах связи
или в периоды, когда солнечные батареи не работают (в тени Зем¬
ли). Энергоемкость совр. аккумуляторов достигает 100 вт-час на
1 кг веса и существенно уступает энергоемкости топливных эле¬
ментов.
ЭЛЕМЕНТЫ ОРБИТЫ — величины, характеризующие поло¬
жение орбиты в пространстве, ее размеры и форму, а также положе¬
ние небесного тела на орбите. Элементы, характеризующие положе¬
ние плоскости орбиты и ориентацию орбиты в этой плоскости, вво¬
дятся след, образом. Пусть движение небесного тела рассматривается
в системе координат P0xyz (рис.) с началом в центре масс центр,
тела, а оси Р0х, Р0у, PQz пересекают небесную сферу в точках X,
Y, Z. Будем рассматривать пло¬
скость большого круга XY как
основную, а точку X — как осн.
точку на этом круге. Предполо¬
жим, что плоскость орбиты пере¬
секает небесную сферу по боль¬
шому кругу N AM, а радиус-вектор
перицентра пересекает небесную
У сферу в точке А. Тогда прямая
N'P0N, по к-рой плоскость орбиты
пересекает осн. плоскость, наз.
линией узлов. Когда движение
небесного тела происходит против
часовой стрелки, если смотреть
из полюса С, точка N наз. вос¬
ходящим узлом, а точка N' — нис¬
ходящим узлом. Дуга XN, обозначаемая через Q, наз. долготой
восходящего узла или просто долготой узла. Угол MNY, обозна¬
чаемый через i, под к-рым плоскость орбиты пересекает осн. плос¬
кость, наз. наклонением орбиты, наклонение орбиты — это также
дуга большого круга ZC. Дуга NA, обозначаемая через со, наз.
угловым расстоянием перицентра от узла. Величины Q, i и со со¬
ставляют первую группу элементов орбиты, первые 2 из них харак¬
теризуют положение плоскости орбиты, а третий — ориентацию
орбиты в этой плоскости. При этом i изменяется от 0 до я, а Й и
со — от 0 до 2я. В случае движения планет за осн. плоскость чаще
всего принимают плоскость эклиптики, а за осн. точку — точку
весеннего равноденствия. В теории движения ИСЗ в качестве осн.
плоскости часто берут плоскость экватора, а за осн. точку — точку
весеннего равноденствия. Элементы, характеризующие размеры и
форму орбиты, — параметр р и эксцентриситет е. Для эллиптич.
орбиты это будут параметр и эксцентриситет эллипса, для гипербо-
лич. орбиты — параметр и эксцентриситет гиперболы и т. д. Послед¬
ним, шестым, элементом является т — момент прохождения через
перицентр. Этот элемент определяет положение небесного тела на
орбите в нач. момент времени. Элементы р, е, i, Q, со, т наз. кепле-
ровскими элементами. Они определяют орбиту независимо от того,
является ли она эллиптич., параболич. или гиперболической. Раз-
ЭНЕРГОПИТАНИЯ СИСТЕМА 511
личие будет лишь в том, что для эллиптич. орбиты е < 1, для пара-
болич. е = 1 и для гиперболич. е > 1. В литературе часто встре¬
чаются раз л. модификации элементов р, е, £, Q, со, т. Так, в случае
эллиптич. орбиты, как правило, вместо р рассматривается большая
полуось а, иногда среднее движение, а иногда период обращения Т,
определяемый формулой Т = 2л/п. В случае параболич. или гипер¬
болич. движения вместо р используется элемент q, наз. перигелий-
ным расстоянием или перигейным расстоянием и т. д. Эксцентри¬
ситет е иногда заменяют элементом, наз. углом эксцентриситета и
определяемым формулой е = sin ср. Вместо элемента со часто рас¬
сматривают элемент л = Q + со, наз. долготой перицентра. Эле¬
мент т иногда заменяется ср. аномалией в эпоху М0 = п (t0 — т)
или ср. долготой в эпоху. Здесь t0 — нач. момент времени (эпоха).
ЭЛЕМЕНТЫ ОСКУЛИРУЮЩИЕ— элементы орбиты, рассмат¬
риваемые как функции времени, через к-рые координаты и состав¬
ляющие скорости в возмущенном движении выражаются теми же
формулами, что и в невозмущенном движении. Э. о. — очень удоб¬
ные переменные при изучении возмущенного движения. Если бы
возмущающие силы отсутствовали, то Э. о. были бы постоянными,
а орбита небесного тела была бы конич. сечением, напр. неизменным
эллипсом. Под действием возмущающей силы элементы будут из¬
меняться со временем и эллипс будет изменять свое положение
в пространстве и свою форму. Оскулирующий эллипс обладает тем
свойством, что в каждый момент времени касательная к нему в той
точке, в к-рой находится движущееся небесное тело, будет совпадать
с касательной к истинной орбите в той же точке.
ЭЛЛИПС — замкнутая кривая 2-го порядка, геометрич. место
точек, для к-рых сумма расстояний от 2 заданных точек (фокусов)
есть величина постоянная. Э. является одной из возможных форм
орбиты при движении в гравитационном поле притягивающего
центра. При этом притягивающий центр оказывается расположен¬
ным в одном из фокусов эллиптической орбиты.
ЭЛЛИПТИЧЕСКОЕ ДВИЖЕНИЕ — движение, совершаемое по
эллипсу. Примером Э. д. может служить движение в задаче двух
тел. Поскольку движение многих тел Солнечной системы (планет,
спутников планет, ИСЗ) происходит по орбитам, близким к эллип¬
тическим, то Э. д. часто используется в качестве первого приближе¬
ния при изучении истинного движения небесного тела.
ЭЛОНГАЦИЯ планеты — угловое расстояние на небе
между планетой и Солнцем.
ЭНЕРГЕТИЧЕСКИЙ ПОТЕНЦИАЛ линии радиосвя¬
зи — определяет возможности данной линии по скорости передачи
информации при заданной дальности или возможные дальности
при заданной скорости передачи информации. Э. п. определяется
для линии радиосвязи мощностью, излучаемой от передатчика,
усилением передающей антенны, площадью приемной антенны и
температурой шумов приемника. Скорость передачи информации
пропорциональна Э. п. и обратно пропорциональна квадрату рас¬
стояния.
ЭНЕРГОПИТАНИЯ СИСТЕМА — бортовая система КЛА для
питания электроэнергией его аппаратуры и оборудования. Источ¬
ники (генераторы) электрич. тока в Э. с.: аккумуляторы, гальванич.
и топливные элементы, солнечные батареи и установки, изотопные
генераторы, ядерные энергетические установки и др. Э. с. обычно
612 ЭНЕРГОСНАБЖЕНИЕ
имеет аккумуляторную буферную батарею, заряжаемую от источ¬
ника тока (напр., солнечпой батареи) в периоды, когда энергопотреб¬
ление аппаратуры меньше мощности этого источника, и обеспечиваю¬
щую энергопитание бортовой аппаратуры в периоды, когда ее энер¬
гопотребление превышает мощность источника. Автоматич. устрой¬
ства Э. с. осуществляют переключения, связанные с изменением
режима системы и контролем ее работы. Энергопитание бортовой
аппаратуры — обычно пост, током низкого напряжения, напр.
28 в или 12 в. Для отдельных приборов предусматриваются преобра
зователи пост, тока в переменный. Наиболее широко распространены
Э. с. с солнечными батареями. Перспективны Э. с. с топливными эле¬
ментами, изотопными генераторами и ядерными энергетич. уста¬
новками.
ЭНЕРГОСНАБЖЕНИЕ космодрома — совокупность си¬
стем, устройств и агрегатов для получения энергии со стороны или
выработки ее на космодроме, распределения и подачи энергии по¬
требителям. Для нек-рых агрегатов стартового комплекса в каче¬
стве автономных источников энергии используются дизельные и
бензиновые двигатели внутр. сгорания. Э. оборудования старто¬
вого комплекса дублируется и осуществляется как от гос. сети,
так и от автономных дизельных электростанций. Электропитание
производится по 2 отдельным кабелям, что повышает надежность Э.
комплекса; при обрыве кабеля гос. сети электропитание осущест¬
вляется от дизельных станций и наоборот. В систему электрорас-
лределения стартового комплекса или технич. позиции входят
центр, распределит, пункт, трансформаторные подстанции осн.
вооружений и система дистанц. управления распределением элек
троэнергии. С трансформаторных подстанций ток напряжением
380/220 в и частотой 50 гц подается на распределит, щиты и с них —
потребителям.
ЭНО-ПЕЛЬТРИ (Esnault-Pelterie), Робер (1881—1957) — фравц.
ученый, член Парижской академии наук (с 1936). Окончил Париж¬
ский ун-т. Свою деятельность посвятил развитию авиации. В 1908
получил диплом на звание летчика. Э.-П. — создатель первого моно¬
плана (1906—07). Он изобрел систему управления самолетом («ручку
управления») и авиац. звездообразный двигатель. С 1912 начал за¬
ниматься теорией реактивного движения, результаты исследований
публиковались в 1913, 1928. В 1930—35 был издан его двухтомный
труд «L’astronautique». (Портрет, с. 492).
ЭРД — первый в мире экспериментальный электрич. РД элект¬
ротермия типа, созданный В. П. Глушко в ГД Л в 1929—33. В камере
с соплом взрывались электрич. током металлич. проводники (про¬
волоки) или впрыскиваемые через форсунки-электроды струи про¬
водящих жидкостей (ртуть электролиты). Проволоки подавались
ролико-шестеренчатым механизмом с приводом от электродвигателя.
Импульсное питание ЭРД электроэнергией осуществлялось уста¬
новкой, состоявшей из трансформатора (100 кв, 10 ква) с 4 кенотро^
нами и масляными конденсаторами на 40 кв. 4 мкф. После отработки
процесса в открытом пространстве с длительностью непрерывной
(импульсной) работы до неск. минут, проводились испытания на
баллистич. маятнике камеры с соплом (рис., с. 381).
ЭРО (Eyrauci), Ашиль — франц. писатель. Автор фантастич.
романа «Путешествие на Венеру» (1865), в к-ром описывается меж¬
планетный полет на ракетном аппарате. В качестве рабочего ТОДД
ЭФЕМЕРИДА 513
для реактивного двигателя предусматривалось использование воды.
Именем Э. назван кратер на обратной стороне Луны.
ЭРОЗИОННОЕ ГОРЕНИЕ — наблюдается в РДТТ с большими
плотностями заряжения. При увеличении скорости потока про¬
дуктов сгорания вдоль поверхности горения выше порогового
значения (— 100 м/сек) происходит увеличение скорости горения
топлива. Практически Э. г. проявляется в нач. периоде работы
двигателя.
ЭРОЗИЯ — разрушение, повреждение поверхности твердого
тела под влиянием механич. воздействия потока газа либо жидко¬
сти, в частности содержащего твердые частицы, а также при кави¬
тационных явлениях. Наблюдается, напр., в крыльчатках насосов,
форсунках, соплах, автоматике и др. агрегатах РД.
ЭРОЗИЯ МЕТЕОРНАЯ — разрушение оболочки КЛА под дей¬
ствием мелких метеорных частиц (космич. пыли). При скорости со¬
ударения в десятки км/сек каждая метеорная частица, взрываясь,
раздробляет и обращает в газ количество вещества, значительно
превосходящее ее массу. Величина Э. м. оценена приближенно и
составляет 10“4—10-6 см/год. Наибольшее влияние Э. м. оказывает
на поверхности иллюминаторов, оптич. приборов, солнечных бата¬
рей, радиац. поверхности КЛА, приводя к изменению оптич. харак¬
теристик.
«ЭСРО» («ESRO») — наименование исследоват. ИСЗ, создан¬
ных Европейской организацией космич. исследований («ESRO»),
выведенных на орбиту амер. PH «Скаут». «Э.-2» («Ирис») запущен
17 мая 1968, «Э.-l» («Аврора») — 3 окт. 1968. Вес 75 и 84 кг, высота
апогея орбиты 1084 км и 1532 км, соответственно. Предназнач. для
изучения заряженных частиц и рентгеновского излучения («Э.-2»);
исследования геомагнитных явлений в ионосфере («Э.-1»). 5 дек.
1968 запущен «Э.-З» («Хеос-1») весом 108 кг для исследования маг¬
нитя. полей, космич. излучения, солнечного ветра; орбита с высотой
апогея 225 тыс. км. 1 окт. 1969 на орбиту с высотой апогея 377 км
выведен ИСЗ «Борей» («Э.-1В») весом 85 кг, для регистрации элект¬
ронов и протонов, исследования полярных сияний, определения
электронной и ионной концентрации в атмосфере.
«ЭССА» («ESSA») — серия амер. метеорология. ИСЗ. В 1966
запущено 2 ИСЗ «Э.», на к-рых установлена телевизионная аппа¬
ратура для исследования облачного покрова, а также актинометрия,
аппаратура для измерений уходящего излучения. Они двух типов,
одни регистрируют на магнитной ленте изображения и передают
их по команде, когда проходят над спец, установленнььми стан
циями слежения, другие постоянно передают зафиксиров. ими
изобпажение.
ЭТ 1ЛОВЫЙ СПИРТ С2Н5ОН — горючее для ЖРД. Бесцветная
высококипящая жидкость, плотн. 0,789 г/см3 (20°), ГПл — 114,6°,
*°кип 78,5°. Смешивается с водой и др. спиртами, химически стабилен,
не агрессивен по отношению к конструкц. материалам. Применялся
в 1930—60 с содержанием воды 15—25% по весу (с целью удобства
охлаждения камеры двигателя и по экономия, соображениям) в паре
с кислородом жидким. Заменен более эффективными горючими.
Предложен Г. Обертом в 1923.
ЭФЕМЕРИДА (в астрономии) — ряд значений координат есте¬
ственного или искусственного небесного тела, звездной величины
перем. звезды или др. параметров, характеризующих движение
514 ЭФФЕКТИВНАЯ ПЛОЩАДЬ АНТЕННЫ
или физическое состояние небесного тела, вычисленных для ряда
последовательных моментов времени в будущем. Э., определенные
теоретически, служат для поисков небесных тел и организации
их наблюдений.
ЭФФЕКТИВНАЯ ПЛОЩАДЬ АНТЕННЫ — нек-рая площадь,
выраженная в с к-рой антенна, установленная в направле¬
нии прихода сигнала, «собирает» энергию электромагнитных ко¬
лебаний. Обычно для параболич. и рупорно-параболич. антенн
Э. п. а. составляет 0,35—0,55 геометрия, площади раскрыва антенны.
ЭФФЕКТИВНАЯ СКОРОСТЬ ИСТЕЧЕНИЯ — условная вели¬
чина скорости истечения, получаемая делением величины тяги РД
на величину массы расходуемого в 1 сек топлива.
ЭФФЕКТИВНОСТЬ РАКЕТНОГО ТОПЛИВА (относитель¬
ная) — характеристика топлива, определяемая конечным резуль¬
татом применения его на ракете, т. е. полезным грузом, переносимым
ракетой при заданном маршруте полета. Э. р. т. устанавливается
сравнением результатов применения разл. топлив в сходных усло¬
виях на конкретной ракете путем проведения расчетно-конструк¬
торских проработок, подкрепленных экспериментами. Иногда при
предварит, оценке новых топлив или при их выборе упрощенно
определяется Э. р. т. вычислением конечной скорости ракеты или
величины полезного груза для заданной конечной скорости по мето¬
дике, учитывающей из параметров топлива только уд. импульс и
плотность. Э. р. т. зависит также от условий его применения. Для
нижних ступеней ракет уд. импульс имеет меньшее значение, чем
для верхних, а плотность топлива более важна для нижних сту¬
пеней.
ю, я
ЮПИТЕР — крупнейшая планета Солнечной системы, пятая по
порядку от Солнца. Ср. расстояние от Солнца 5,202 а. е. д. (778 млн.
км), эксцентриситет орбиты 0,0484, наклон орбиты к плоскости
эклиптики 1°18',3, время обращения по орбите 11,862 года. Ср. ско¬
рость по орбите 13,1 км/сек. Альбедо 0,73. Ю. желтее Солнца.
Поверхность Ю. не видна; определены физич. характеристики
фигуры, образуемой непрозрачными слоями атмосферы: ср. диа¬
метр 140 720 км (11,04 земных), сжатие 1 : 15, масса 1,9-1030 г
(317,8 земной), ср. плотность 1,3 г/см9, ускорение силы тяжести на
экваторе Ю. за вычетом центробежного (2,26 м/сек9) 23,0 м/сек1
(2,35 земного), 2-я космич. скорость 57,5 км/сек. Период обращения
вокруг оси тропич. зоны атмосферы 9 ч 50 мин 30 сек, полярных зон —
на 5 мин И сек медленнее. Сильный радиоисточник, расположенный,
очевидно, на твердой поверхности, дает период ее обращения
9 ч 55 мин 30 сек, наклон плоскости экватора Ю. к плоскости орбиты
3°4'. Видимый диск Ю. пересечен серией темных полос, параллель¬
ных экватору (облачные образования), в умеренных южных широ¬
тах плавает (дрейф по долготе) «Большое красное пятно» (диаметром
10—40 тыс. км), возможно, состоящее из кристалликов. Темп-ра
наружных слоев Ю. в подсолнечной точке 131° К. Атмосфера К),
состоит из водорода, гелия, примеси метана и аммиака (менее 1%).
Под 50-к.и слоем облаков кристаллич. аммиака и льда, возможно,
есть зона, где аммиак выпадает дождем и паром на нижний ярус
облаков из льда и воды. Радиоизлучение Ю. на волнах длиннее 5 см
усилено наличием 2 радиац. поясов, простирающихся на 3 радиуса
в экваториальной плоскости. Это указывает на магнитное поле на¬
пряженностью 2—5 гс. Ю. имеет 12 спутников, 4 из них — гиганты,
крупнейший — Ганимед — диаметром 5,6 тыс. км (превосходит
Меркурий). Могут служить естеств. космич. станциями для изуче¬
ния Ю. В либрационных точках орбиты Ю. движутся свиты астерои¬
дов: 9 — впереди Ю. и 5 — позади. Создаются АМС для полета к Ю.
ЯДЕРНАЯ РАКЕТА — ракета с ЯРД, позволяющим получить
существенно бблыпую, чем у ХРД, скорость истечения (уд. импульс)
при значит, величине силы тяги. Я. р. должна быть снабжена
радиационной защитой от излучения ядерного реактора (особенно
надежная защита необходима при наличии экипажа). Я. р. нахо¬
дится в стадии разработки.
ЯДЕРНОЕ РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО — вещество (или совокуп¬
ность веществ), выделяющее в результате радиоактивного распада,
деления или синтеза ядер энергию, несомую продуктами реакции,
используемыми в ЯРД в качестве рабочего тела, либо для передачи
энергии другому рабочему телу.
ЯДЕРНЫЙ РАКЕТНЫЙ ДВИГАТЕЛЬ (ЯРД) - РД, источ¬
ником энергии к-рого является ядерное ракетное топливо. В ЯРД
с ядерным реактором тепло, выделяющееся в результате цеп¬
ной реакции деления, сообщается рабочему телу (напр., водо¬
роду); активная зона ядерного реактора может быть твердофазной
(такой ЯРД близок к осуществлению), жидкой или газофазной,
ь радиоизотопном ЯРД используется энергия радиоактивного
распада (рис., с. 516).
струя
Принципиальные схемы ХРД
(слева) и ЯРД (справа): 1 — бак
с жидким окислителем; 2 —
бак с жидким горючим; 3 — бак
с жидким водородом; 4 — насос;
5 — камера сгорания; 6 — сопло;
7 — выхлоп газов из турбины;
8 — турбина; 9 — тепловыделя¬
ющие элементы; 10 — стержни
управления; И — защитный
экран
Ядерные РД: а — с твердофазной активной зоной; 0 — с жидкой актив¬
ной зоной (расплавл. уран удерживается на стенках реактора в резуль¬
тате его вращения под действием центробежной силы); в—с вихревым
газовым реактором (газовый вихрь из урана и водорода); 1 — подача
рабочего тела; 2 — сопло; 3 — активная зона реактора; 4 — циркули¬
рующее рабочее тело; 5 — реактор; 6 — подача водорода; 7 — ядер-
ное газообразное горючее; 8 — корпус двигателя
'6'
японский исз
Г) 17
ЯНГ (Young), Джон (р. 1930, г. Сан-Франциско) — летчик-кос¬
монавт США, офицер ВМФ. В 1952 окончил Технологии, ин-т
в г. Атланта, шт. Джорджия, и служил в ВМФ. В 1959—62 — лет-
чик-исиытатель. В 1962 установил мировые рекорды быстрейшего
подъема на высоты 3 и 25 км на истребителе ВМФ. С 1962 — в группе
космонавтов Нац. управления по аэронавтике и исследованию
космич. пространства США. Совм. с В. Гриссомом 23 марта 1965
совершил почти пятичасовой полет в космос (3 витка орбиты) на К К
«Джемини-3» в качестве 2-го пилота. Совм. с М. Коллинзом совершил
полет в космос на «Джемини-10» в качестве командира корабля.
«Джемини-10» был выведен на орбиту 18 июля 1966 и за 70 ч. 46 мин.
43 раза облетел вокруг Земли, пройдя расстояние — 1,7 млн. км.
В полете была произведена стыковка с ракетой-целью «Аджена-10»'
и двигатели этой ракеты были использованы для изменения орбиты
«Джемини-10». После отделения от ракеты «Аджена-10» произошла
встреча корабля «Джемини-10» и ракеты-цели «Аджена-8».
Совместно с Т. Стаффордом и Ю. Сернаном 18—26 мая 1969
совершил в качестве члена экипажа К К «Аполлон-10» облет Луны
с выходом 21 мая на орбиту ИСЛ. После 61 час. 40 мин. пребывания
па орбите ИСЛ на 32-м витке К К перешел на траекторию полета,
к Земле. В полете выполнялись отработка систем КК и науч. иссле¬
дования.
«ЯНТАРЬ-1» — наименование сов. автоматич. ионосферной
лаборатории, запущенной с помощью геофизич. ракеты в окт. 1966.
для исследования взаимодействия реактивной струи ЭРД с ионо¬
сферной плазмой. Макс, высота подъема 400 км; экспериментальный,
плазменноионный ЭРД был включен на высоте 160 км\ в течение
дальнейшего полета проведено 11 циклов его работы; зарегистриро¬
вана скорость реактивной струи — 40 км/сек. Получены данные,
имеющие большое значение для решения проблем управляемого
полета аппарата с ЭРД в верхней атмосфере, на высотах 100 км
и более.
ЯПОНСКИЙ ИСЗ — «Осуми», выведен на орбиту 11 февраля 1970
с Центра космич. исследований в Утиноура (о. Кюсю) твердотоплив¬
ной 4-ступенчатой PH «Ламбда-4 С-5». Угол наклона орбиты ИСЗ к
плоскости экватора 6°, высота в апогее 5100 км, в перигее 350 км>
время обращения вокруг Земли 144 мин. Головная часть 4-й сту¬
пени PH, являющаяся спутником, имеет форму трапеции высотой
1,5 м, диаметром 1 м, весом 23 кг. Вес установленной на спутнике
аппаратуры (радиомаяк) — 9 кг. PH — неуправляемая, весом 9,4 тг
стартовая тяга ~ 36 т. PH разработана Токийским университетом,
а двигатели фирмой «Ниссан мотор». Первые 4 попытки Японии за¬
пустить ИСЗ (1966—1969) неудачны.
ПРИЛОЖЕНИЕ I
ОСНОВНЫЕ СОКРАЩЕНИЯ,
ПРИНЯТЫЕ В ТАБЛИЦЕ
ANNA (Анна) — Army, Navy, NASA*
AF (Армия, Флот, Национальное
управление по аэронавтике и ис¬
следованию космич. пространства
США, Военно-воздушные силы)
ATDA — Augmented Target Docking
Adapter (Мишень, приспособлен¬
ная для стыковки)
ATS — Application Technological Sa¬
tellite (Спутник для технич. иссле¬
дований)
Bios (Биос) — Biological Investigation
of Space (Спутник для биологич.
исследований космич. пространства)
DME — Direct Measurement Explorer
(Спутник серии «Эксплорер» для
прямых измерений)
Dodge (Додж) — Department of Defence
Gravity Experiment (Гравитацион¬
ный эксперимент Министерства
обороны США)
EGRS (Secor) — Engineering Satel¬
lite (Технич. спутник «Секор»)
ERS — Environment Research Satellite
(Спутник для изучения окружаю¬
щих условий в космич. простран¬
стве)
ESRO — European Space Research Or¬
ganisation (Европейская органи¬
зация по космическим исследова¬
ниям)
ESSA — Environmental Science Servi¬
ces Administration (Управление
по научной информации об окру¬
жающей среде)
GGSE — Gravity Gradient Satellite Ex¬
periment (Экспериментальный спут¬
ник с гравитационной системой
стабилизации)
GGTS — Gravity Gradient Test Satel¬
lite (Спутник для испытаний гра¬
витационной системы стабилиза¬
ции)
HEOS — Highly Elliptical Orbit Sa¬
tellite (Спутник на орбите с боль¬
шим эксцентриситетом)
IDCSP — Interim Defence Communica¬
tion Satellite Programm (Промежу¬
точная программа оборонных спут¬
ников связи)
IMP — Interplanetary Monitoring Probe
(Зонд для исследований межпла¬
нетного пространства)
Intelsat (Интелсат) — International
Telecommunication Satellite (Спут¬
ник дальней связи Международ¬
ного консорциума)
IQSY (МГСС) — International Quiet
Sun Year (Международный год
спокойного Солнца)
IRIS (Ирис) — International Radiation
Investigation Satellite (Междуна¬
родный спутник для исследования
радиации)
ISIS — International Satellite for Iono¬
sphere Studies (Международный
спутник для исследований ионо¬
сферы)
LES — Lincoln Experimental Satellite
(Экспериментальный спутник связи
лаборатории Линкольна)
Lofti (Лофти) — Low Frequency Tran-
sionospheric (Спутник для иссле¬
дования прохождения низкоча¬
стотного излучения сквозь ионо¬
сферу)
Midas (Мидас)—Military Defence Alarm
Satellite (Спутник противоракет¬
ной обороны)
MOL — Manned Orbital Laboratory
(Обитаемая орбитальная лабора¬
тория) e
ОАО — Orbital Astronomical Obser¬
vatory (Орбитальная астрономи¬
ческая обсерватория).
О GO — Orbital Geophysical Observa¬
tory (Орбитальная геофизическая
обсерватория)
ORS — Octahedral Research Satellite
(Октаэдральный исследователь¬
ский спутник)
Oscar (Оскар) — Orbital Satellite Car¬
rying Amateur Radio (Орбитальный
спутник для радиолюбительской
связи)
OSO — Orbital Solar Observatory (Ор¬
битальная солнечная обсерватория^
OV — Orbital Vehicle (Орбитальный
летательный аппарат)
ПРИЛОЖЕНИЕ
519
p.wrcos (Пагеос) — Passive Geodesic
r‘ n Karth Orbiting Satellite (Пассивный
геодезический орбитальный спут¬
ник Земли)
rFP — Rendezvous Evaluation Pot
(Контейнер для оценки возмож¬
ности встречи на орбите)
Samos (Самос) - Satellite and Missile
Observation System (Спутник си-
стемы наблюдения за поверхностью
Земли)
Secor (Секор) — Sequential Collation of
Range (Последоват. сопоставление
расстояний)
SNAP — Space Nuclear Auxiliary Power
(Вспомогат. ядерный источник пи¬
тания)
SR — Solar Radiation (Спутник для
исследования коротковолнового
излучения Солнца)
Starad (Старад) — Starfish Radiation
(Спутник для исследования ис¬
кусств. радиации по программе
«Морская Звезда»)
Surcal (Сёркал) — Surveillance Calib¬
ration (Калибровка аппаратуры
системы слежения)
Syncom (Синком) — Synchronous Com¬
munication (Спутник связи на
синхронной орбите)
Tiros (Тирос) — Television Infrared
Observation Satellite (Спутник для
наблюдения, оснащенный теле¬
визионной и инфракрасной аппа¬
ратурой)
Тгаас (Траак) — Transit Research and
Attitude Control (Исследователь¬
ский спутник для испытания систе¬
мы управления положением спут¬
ника типа «Транзит» Во время
его пребывания на орбите)
TRS — Tetrahedral Research Satellite*
(Тетраэдральный исследователь¬
ский спутник)
TTS — Test and Training Satellite
(Спутник для испытаний и трени¬
ровок)
WRESAT — Weapons Research Estab¬
lishment Satellite (Спутник научно-
исследовательского института во¬
оружения)
ЗАПУСКИ КОСМИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ В 1357—6& гг.
О.
о
о
о
И
s|
и 5
о *
2*
gx
* «
?чВ
S^s
|2*
o.g|
|5х
*
со SB
uas
s S g
„bS
g н «
X со O
vox
H m о
2<Ь»
4 a о
ю 2 a
5 V C[
*go
о “ В
o|s
x * в
о*П
« g и
tr в «
DOn
О o."
О о
«Ха
в о
нхо
в я в
61е
05 в
В л в
и
я*
2 s
ч
SB Н
g*
о
X
Высота
апогея,
афелия
или апо¬
селения
(KJH)
947
1671
2548
3968
2799
1881
2213
114600
102320
1484
197,2.10е
3320
968
173,6.10е
346
42400
739
848
[УНУ3744
-480000
1088
847
1679
149 • 10е
750
748
589
Высота пе¬
ригея, пе¬
ригелия
или пери¬
селения
(км)
228
225
356
650
186
226
263
185
146,4 • 10е
559
163
147,1 • 10е
239
245
217
212
>акеты на Л
512
-40000
556
159
187
120 • 10*
693
373
170
Период
обращения
(мин) (для
гелиоцент-
рич. орбит—
суток)
96,17
103,75
114.8
134.18
115.7
105,95
110.18
101,47
450
125.7
96
406.9
90,4
765
94,19
95,27
! попадание р
130,0
22300
101,28
94,7
103,72
312
99.16
95,81
92.16
Наклон
орбиты к
экватору
или к эк¬
липтике
(град)
65.1
65,3
33.2
34,25
33,38
65.2
50.3
32.3
1
3238
89,7
0.127
89,9
47.0
80.0
84.0
Первое
33,35
75
5031
81.64
80.65
3,3
484
51,28
80.1
Дата пре¬
кращения
существо¬
вания
(мировое
время)
4.1.1958
14.4.1958
31.3.1970
28.6.1958
6.4.1960
23.10.1959
13.10.1958
6.12.1958
21.1.1959
*ч. орбита
1 5.3.1959
ич. орбита
26.4.1959
июль 1961
28.9.1959
20.10.1959
14.9.1959
20.4Л960
26.1U959
8.3.1960
лч. орбита
5.10Л967
26.4.1960
Срок
существо¬
вания
объекта
(сутки 3)
92
162
12 лет 2 мес.
200 лет
93
692
454
1,76
0,6
33,6
Гелиоцентр]
150 лет I
5 1
Гелиоцентр]
13
23 мес.
46
62
1,5
150 лет
199
30 лет
19
108,24
Гелиоцентр]
100 лет
2731
1038
Число
частей
объек¬
та на
орбите2
N - lN i-* И 1 Iе*- 1- 1— Iе" 1 1- 1 1-”" l„
Дата
запуска
(мировое
время)
4.10.1957
3.11.1957
1.2.1958
17.3.1958
26.3.1958
15.5.1958
26.7.1958
11.10.1958
6.12.1958
18.12.1958
2.1.1959
17.2.1959
28.2.1959
3.3.1959
13.4.1959
7.8.1959
13.8.1959
19.8.1959
12.9.1959
18.9.1959
4.10.1959
13.10.1959
7.11.1959
20.11.1959
11.3.1960
1.4.1960
13.4.1960
15.4.1960
Обозна¬
чение
запущен¬
ного
объекта
CM —< CM CM ^ ^ W-Л CM CM
о aa eoa?-<© u Pa>^Pd.ooa> ?-o ««jwpp® _» aaa?-o
i'- t" oo oo oo oo Ооаосоооозозозозозозозозозозозозозозооо©
»n »o 1ПЮ1ПЛ юю1ПЮ1Л1П1Тйлю10!<5ююллЮ|0(оасой
О» О) 0)0)0303 О) О) О) О) О) О) О) О) О) О) О) О) О) О) О) О) О) О) О) 0) 0) o>
8 8 вав8 вввв8ввваавв8в8ввваввв
о о ооии иииоиооииоиииииииоииоо
4-1 CM (O^intO
-••йдяйййййййяяяяаяайя
ПРИЛОЖЕНИЕ I 521
— с © t"
% S^ooot-cO
Г» iOC5 St
(DO
HQtO 1^'”" d CO © © d
© ci ci • oooooo©d
CD>DiOCO CJ^I>000
«-* 00 Г-* 05 05 OO 05
£2 iC5 St d Г- © © ©
£2co<J,cot^'^,0505
я - -
_ ce ^
_d t *
“"Jg
ft©
.oc?
tc '
-oq^qjocDco ggg^SS^o
РГ^ЗД^юСМоб© Q CO OO OO COQO5CO.c!cO«5^00 CO 00 CO 05 О 00 OO Cl OO (TO
g ^ © © Cl i C © c5©<*-«©-< ddstfC^^dOdd-* OO C- —icjc5 — ^fCMOCOO
^ 'd *- .n oo — ci r
ciHMiOir-nH
dOO OO CO CO r £*
coco r £
Mi'to
ft 3
X ffl
о os <o о os
USSSaSr- $$8:58$ 8Д5맮Ж&Д ч. 3 «8Д
f---Voo^e «32S8S! §?SS5S”82gS;8 « * SSs
со oo oo oo do ©СО к
о ooss^asig ssiss^a sssa^ostsss? a. a. ^aa?ssas8n
s ssfssssss sasosss sassesassa s s aassassassss
ИИ ^ ЙгН<
dll ию
©00
sa
I lei In
£1 **
piiSsa:
22SS8^!
** 4 *
INh ^
st *-h I ci o,d st sf со
^a a°a2§s88
<2 ci d *—I —< *-h
2 СГ5 05 05 05 05
Д st id I Г-j I l —* I
5 cd cd ci ci
2--M-H ~H Ю
W§S^8
H©„ со
щ.
со
О
Н ос Н
Г.^Я ё
I Р ю © ©
f-<dCMCO
о
о
г^§°©<
сою'5*
^ e°*5f О
тнчнчнм | «* in i *->co I eo^
| ,^d-
I I
^ I
I I
I г
1 11
888©
© 05 05 05
888888
05 © © © © ©
88©©© © © © ©
© © © © © © © © ©
|
i
II
© CD © ©
© © © ©
© © ©
id * d со
*00 00 00 00
©©*H*S*-«d
d‘ ci d ci * d ci d d’
CO
CO
© St
* ^ St © CD
* r~| r~ id
а a si
oci об о»
со ""l '“I'"i ""I
'"l ^ ч-l st ci © i-^ об ci
00 CO *-i ^h»hN
©■
a
Я0,5
об d* d’
о aa авав
^ ou oouo
◄◄◄◄◄ft ◄ ◄◄ftft ◄ ◄◄◄ ft ft ◄ ◄ *«◄◄◄ ◄◄◄
вааввВ вааВВ ввва 8 В вв Ввав ваа
OUCJUUU иооио иоио О С UU ООО О ООО
Продолжение
-522 ПРИЛОЖЕНИЕ I
ПРИЛОЖЕНИЕ
523
• оог^щю
O<f.^oo «эг^
, - ^ Я теп тт *-'£'С2д2о^]'0~*еъоз<хпп~г*со-о'оосч~«с>-*т^'о -юп r^coa
nMi5‘ 2””" 3£S3Sl$?3S?3S§3S?3?3SS«B'a'm'0'a® ■~"S "S*
Я2
sago
О СО
t^oo
оо со см оо см о ю о оз со о со г- о со со ~гг< ео*-нсо со *-> со о
sssRsasaasasssSsSssasa sss ssss as
i OiO I'-^l''^ lO iO
о»-Г<Яоо N6500
аз оз os оо о о
H „
Scm
О OS
а
О
^5 Ю СО СО СО 2 <? с©"Н С^СО ?2 05 СО «с* S? 3 2 05 in « £ 35 С]_
SS^S^SSSSgffiffiffiSSffiSSSSSS "So SSS 88
ssssi sggs sags iq^ss. oSga.oSioS sj щ s
t^^-ico
O "Г- C^ifji
«Vnn ^осюрр^рр^юсмю£££«£~££см££ cogg £^?о -g
t^t^ooeo
•6't^t>,t'* 00iOt^l'-~3,~yO5t'*t'- 0
NN«ON
СОСОФФ
05 05 05 05
«Г5 irt iC5 CO
06 <x5 'З' см
CM CM СОСМ ri
CM
CO CO
cS^
5 о I t^os’
coo
$s2
05 05
<fa6
cm cm cm cm см см cm cm 00 см щмм^мм
fp^g^p^CDCpCPCP^ CD CD CD CD CD CD
05 g G5 05 05 05 05
li^odoooqoqoqoqoqoq I 00 'q.os os о os’ -h’
t"-’ >? ^ cd со ю iri t^’ 00 oocd,-.'a,“H.
CM*-«CM (M —i *-« CM CO .rH 35
I о I
X
s
s
3§£
Ю cd
c
CO
. sr_
s
a
CM
2
CM
§
CM CM
SS
o*
1 о
^ о
•O'
CO
5'я
§28S^S
§ зд E SL
:g"SR',rnNiQ §•
о «?5 “
R** ^ о
S
«2
CM о
CO
3*
I Ч-Ч CM | I CM СО I | ^ччч^ | I CO*-i I ИИГНСОГ'^ j CO | CO | CO CO | ^ *h i
см см см см см см см смсмсмсмсмсмсмсмсмсмсмсмсмсмсмсмсмсмсмсмсмсмсмсм CM CM CM CM CM CM CM CM
CD СО СО СО ЩШШ со со со со CO CO CO CO CO CO CO p CO CO CO CO CO CO 50 CD CO CO CO CO CO cop CO to CO COCO
05 05 05 35 ФАА ФпАшФ0505 05 05 05 050ФФаФ0505о5Ф05Ф05ф 05 05 05 05 05 05 05 05
^-a*iriif5 in ю cd ^cdcdcdededcdt^t^c^t^t^ooooodooooooooooooos'osos’os’ оз os’ os’ os’о о оо
sssa as*5 гйа s’22 22
_ — tj^cm _тг g«-?-S «Zip’® - X*e a.^wi'o К ас н р ©-хх^-З в оа><о со Г®
К at» и р в в в в в в в о в в о о в в в в а а а е о в о в еса оааааа саса
СМ СМ см CM CMCMCMCMCMCMCMCMCMCMCMCMr-lCMCMCMCMCMCMCMCMCMCMCMCMCMCM^JCMCMCMCM СМ СМ СМ см см
соррср ФСОФСОФСОФСОФОФСОСООФФФФФФФФФСОСОСОФСОСОСРСРСО со СО СО СОСО
05050505 05 05 05 05 03 05 05 05 О 05 05 05 05 05 05 О 0> О 05 05 05 05 О 05 05 05 05 05 05 05 О 05 03 03 Oi 05 05
ПИ»1! race СОСО СОСО СОСОСО СОСО
ии оо оо ооо оо
s s н S *тЧ я !S N S К л s К <D - isi s В Г- Я S „ *. 00
я яle age* &•*« §** § &§** 8*e | § &
щгттшмшыии
l.l.|x<xl“oSSHS§|5S£S*feEl||
£*&!-*&§• вйе,аойне.о.о,«е.о.в«вк
Офф" ОФ £ V фф
oooS оо оо оо
XXX XX
ф ф ф ф ф
ООО оо
ШШ bss дааввёднваёввёёёв
оооо oUO OOOOO0OOOO0OO000U
laES&il ШШ
■al!ib“s IS|aP
gogo о S о
-И-w = :—
< -< <5 A tt*< *< <J < *< A
s в Bgssaag as
О О OoSUUOU Oo
Д
Продолжение
524
ПРИЛОЖЕНИЕ 1
Н £г «
о 5 s
Зон
CQ Св"
со со
*оЧ
S Ч sc
5 о w
я°
к
л Kg
Н о ^
с ь 9
osb
2 а§_
»st
s к
§■§3-
cg«
■g§w
go
к к
ggg
O.I-J
cj «о i
К as
= Ё
OO
i°l
*1
S Q
о a о
a::.
СОЮ в»
WftX
o ®
;x »
'* is
git
igi «
ftS а и 2"?
c£gsS?
я Э® £ &s
й со EJ
A a si
ttx о
ГМ ^
3*
О К л
§Sg«
5,Kt;3
°§S|
x о tP
OS'S?
- — lO О О CM им
. rioo^^oo . , Sfi2g^MS‘nc,3^X)OM - юл-
ci^ioo<- Z^c2S;2E':29oocc’0°ooooa5oc:Moir:
oo LiO Я—I oo 1 CM ЧГ CM 00 CM t'- l^. t^- OO —1 r-- <♦■ я—
05 - oJ CM CM CM CM CM Г- и-
J2 gj
— C5t— CO 05 »- 00
ifi 05 CO CO 05 CO
со со ic о
05 ifj CO *3> 00
. OOOOCOf
«crooos — l-
н СО T-. r- CO c
SQ0^sf<fr;vf5<?'»-O5CJa5OC0^-'r-|C05 05 C0inif5^Hfclf5inC0l.
OOO05C0COC0c0C1C105lOG5'p-iOOO.O05O^S.SiC?C0 1'-C
I CM CM CM CM им CM CM CM CM CM СО им О CM я-м CM Г J <Г CO lO CO CO VO CM CO i-н ^
Q>
0 L- ЧТ
oocooc
Э СО им г>-I/O F
• 05 05 им C
0 И- СО И
ST
X
а
Ю СО со О С] 05 СО — СО СМ СМ »С <- со .-
coos я^со co oqco^co о<т со^^ u-j irjco со Ф
Q005 05COCC lOCOCOtOOVf 05 О |> О О <f lfit^050 CJcOCMe?
00 00 им я-м я-м я-м я-м ОС 05 О 05 05 00 05 05 05 СО 05 00 05 Q 05 05 00
яям ни ,м нм ,н.-и- ~ 2 s
ч
ч
. . 00 StOCOOOCO-Cf-CTOSt-^COO СО 05 о оо о _ ^
*J aoSoiS 00^0СО СО СОО^О СО ©05.0$ С^ОО СО <^05 я* g2 ig ^ СО
^Г_ I ^ о ю ю 6 о о' о о ^ о'м О inVci СМ « oV Ю ,“г5г ~
СОГ^05СОСОС^Г-1^-Г^Г^<Т1^Ю05СОСОООООООСООСОГ-
”|®0
Н 05 05 ^
оЗЗ1'
®,od'"2 *■
. | й .
I I Он
а-.
о СО
со см см со см г~
со со со со со со
05 05 05 05 05 05
им' см ^ см см* см
'“1 '"1 05
Ю 00 СМ СО 00
см со CO CO
1
1 1 CO*^ 1
* 00 <r Ю
5*"S52
as
ай06
Я
а
cjirt ю
Я
ч
Н о
‘*?§ч
Ю 0J
а
0OC0O5 g
s
о
e-
« ъ H
K K§
n
E- P*
oSh
4 * 2
rt
H
о
См l—
и
о 4 4 oo
8 gg
2 °°
н CO
rt 4oo»fo
in a cm
,o2
iO
4—1 in
CM
\)
^ CmS
// 8
X
CM
d
Щц
filsf
—S3 I —
I •*■ I I I I *■ I
I I
СО я-м СМ я— СМ я-ч СО я-м I Мниннн
ев X 45 Ч
E-OOS
со р*а*
«Ш
СМ 01 О] СМ 03 О CM СМ СМ СМ СМ СМ СМ
СО СО СО СО со со со со со ср со со со
05 05 05 05 05 05 05 05 05 05 05 05 05
О О О О О О им’ * я-<‘ им" Я-.' „.
ОО О <Г СО О-’ я— И^ -в* Ю нм S
я-я СМ СМ СМ СМ СО и-С
см CJ см см см с
(О со со со со в
05 05 05 05 05 С
: * * * *см‘см
СМ СМ СМ СМ СМ им им ^HHCMCMC04f*!fs};«^«^^iO
1 я*Г t'-* СО <* 05 НМ им" м‘ со СО C^j aj С-’
2S522o3
• х ге
2 о i . ь
» 5 3-0 X
ю к Я £м «
.9 о >* 2 fi
Ю ря Д НЮ
О сс о
з-s- х51>?3.о к ao71ii<3?'g ?
fQ ТЗ ЯП ЯГ> |*Л ПО ЛП_ЛП ЛО.ПП.ЯП ПГ ПО ТПГ ЯП ОО ПО/10 ПО пП.пО 00 О ОООООООООя—(я—1я—ihm
C'3CM'MdCMr3CMC\idCMddCMCMCM^ldCMCMCMCMCMCMCOCOCOOgCOCQCOCOCQCOeOOOC,5C5
cococpcococpcococpcocPcocococococococococococococococococOcOcpcQcpcocOcp^
05 05 05 05 Ф 05 05 05 05 05 05 05 05 05 05 05 05 05 05 05 05 05 05 05 05 Ф w d 05 05 05 Ф 05 05 05 05 ф
юсссогого сосооо со
Qoaau^ouu исо .
... „»т_р SSSSH7BSS S-T^-2
112 £&А sg slim &9S«S SB § t
n ю x
i-A И^и-Ё*
B8 0B3o
ou uuou
3533=
oouuu
я<м!««!Р<
ввавВ
uuuuo
a BBBoBoBoooB
-- UUUUOOOOOOU
CO^ifSCCl^OOOS О я-M CM СО Ю
00 CO CO CO CO CO CO -J* *<r
ПРИЛОЖЕНЫ Е 1
52.
2 1- I- 30 ~ 05 ^ 05 О С
о со ^ ?0 2 ^ ^ г - -1 <
55 |5 Г-1 § со Ь> Й ж ^ -м ^ '-”’
§ *D СО СО CJ <Г Г- СО ^ J 05 05 .П
со со со ГО
^ 35 ГГ 35 CD — О <•■ t- I- <*■ .О СО .О 05 Г1 «г* —I СО Г- I- I— .о о —
£5 ^ oj со со со эо :ч со со <г зо со -р- г. см со со <г eg со <?■ о
'OCJOao t— •'.сосо-г'нсою'т-ссог— t— t— i— I—-crincocO'Trj^T — —<c]ioco
<r^-i со со со со со — — CD CD
<rOM«-
00--0!5
CO CD CD CO —
со со со со
c—
05
't О-'ОСОИ*? <"«? OM »“ i'. СО Л О i!5M c
CM OO CM 05 CO •*- X) CD 05 t— CD 'O CD <T iD l— M 05 •—
t— — CD СО ^ -У ■*-! ^ CD CD 'D CD I— — CM CM CM CO
СО СО СО cn ift
3.553S qa;5S>lSf:Sn Й
CDCOCCCDOO o«Jl35000lfl|rtW^l^jfl
CD CD CD CD 00 05 05 00 05 00 05 05 05 05 05 05
l— О Ю iD -9 -T О C— CD CO CM iT5
со со ^юю o^ob eg o O5^o Q-^.с^-сг oo oo co-cr .n
2? C 0,1 ^ 92 2 °S <51""" °o ^ 2 ^ з* £> C'j ® © © 05 05
05a00505C00050005CDS'DCDin0505a00505000501^l-7XIC)0
ии *-i ч-iojcoeo
М^1«-,АЛ <t1CO'C]t—CDC—C—OOOOl— CD t—ifSCO t— 'O — CO CD CM uD Ю — 05 05 t— CO Q C—
-'t^-'teoifi in q q oo q oq oq oc x 05 05 05 cm со — t^cq^co 00 <r c^co <£0_a5^ ooooqcoo^o5 cooot^
aoooaoaoco t—-<rcDOOCOcOCOCDCOCDCO 00'DiD3000>yQ00500
cot--^»i'»ooooo5r-oocoeococc
со со »л со со со со со CO CO CO
I ggiig ggggg
I I I I Ю Ю CO CO t—* CD* I t—' 00 t—' t—’ t-‘
CD t—’ CM* D j DJ* © 00 —* © £-■ Ю
CO CO CO CO
g g gg
I cd It-’ I I I t—|oo
05 C^> 00 CO
со CO CO =? со со C
SSSS2SS •;
t I I I 1 00 CO ?) — 2 05 О I I 1 I 5
—' 0 cm' -1 CO ■“*.
— CO — t— , — CM c
3 - J
55
2—5 лет
часа 19 mi
8
742
9
29,1
4,96
53,4
323
46.7
44,9
19.7
50 лет
2,95
50 лет
29.7
5 лет
5 лет
15 лет
5,2
25.8
геогранич
3*
S
33
Л I
а 1
Сн
о
а>
И
237
18.6
69,7
24—30
7,05
18,2
1000 лет
геогранич
»
1 год
12
Я
& I II'
I I I I I
I г
I I г
Iю г
I-
*■ Ю 10 Ю Ю CD CD CD
Ю OO M* <jj CO vt* Ю
СООЭСРЮ CD CD CD CD CD
05 05 05 05 05 05 05 05 05
CD CD CD CD * CO* CD t—' t-| Г-* !
CD CD 05 £~j gqj 05 DJ 00 05
* l—’ t—0000000005 05*05*0 !
яя'ваяя®яя2
*3" <f ^ Ю «Dl'XOSOnr^^rtri 23 CO «Jt lO Ю О СТ 00 05 о О 2 о**^) со Ю Ю CD t— 00 05 25 05 О
SbSSSSSSsS
5 со со со со со СО со Р
gliiiills
3S2
б 05 05 а
§83
со со
о и
Scvj
1Ш
I ISlSsI
О UUUUUU
<*« <««
н8аа аввва
ииои ооооо
COCOCOCOCO
OUUUO I'
iSSSSHjgS ^
,*5S*3S55 «£ о
|азаяайоо(йо
!BBEBE8**gS
SSXSXM^D
fli fll #n ^ Ирл
ааёаа 0000 8
иосюо ииои о
Э CD CD CD t— t—
526 ПРИЛОЖЕНИЕ 1
S ef в ^ 5
|£§S|?
«5#§§'
в I
« « S 5 «
н 53 в а *-
о 2 9 « дЗ*
S g в в I б
д S*as
ВВ В*
м as «
а^вц*
ж о ® К 4
&£§*
«яЕ* *"?
н S 5? «* о 5
SaofflftJ
*цш
в Ио
о«
58
ffS
So* §•
1Ш
«81*
см ю ю
00*^ 00
coco io
зssssa=8sss8gsssssss§3§§ *gggg
ем см eo *-i см *-i 1й1ноол^с^10 50^ооо5хо5а)0)ооооо5оо:'1^^ Я чн cm
*н ТН СМ ^
ч * 05Ф^;ю «о оо со _ оо со со со оо оо со i> op см чч ©ючч В
05 ОО ОО if^iO СО ^О^^нч-^OS^i/JiOSCO OsSo-a^f'СО CS^CO 05 Д СО •$< £-»*1
OOOWNOOOCD 1>©1>1>СМдО©1Г5ф05^СОСОС»ОСОСОч^^еМ*^СЮ*^05© а) оо CNJC^t>
оО ОТ) 05 О 00 05 СО О 05 О О 05 00 05 ч-ч 05 00 05 О О О О О О О О 05 О 05 СО СО 00 CM *d<
4-1 5 4-1 '"'*■< "ч ,-|_.^ч,_,_(^ч^ч,___ ^чео csdSoooiab
10 и
Ю О 05 СМ СО СО <t «$тООЮ Oi CMOO^CMO^OSOOt^^COCMOCO
О 05 05 05 00 05 С^ 0^05 05 05 00^ СО ^05^Ю 05 05^00 05 05 О О CJ^C^ Ю ^
05 05 05 00 «Й1 СО О 05 05 05 О) t-"» Ю 00 00 *4* «S* 05О5О5О5О5
05 00 00 Ю СО СО СО Р5 СО 00 00 sf 05 СО t* Ю СО СО СО СО СО СО СО
£8 $
05 00 СО СО СО 005«4<0
ill
ii
1 in
05 05
3 л
ill!
Очч Ю
1 Ч-НЧН 1
2^i
1 см’ 1 1 со см ем 1
S Йа'й
1 1 1 1 1
*5
1 1 1 1 1 СО**Ф 1
^‘8
1 СМ СО СО чЧ
ем os чч*^
см
ь* Е* Н Н Н Н Е-< Е*
- s е |«gg s ss^^g §§§§
"5-"reS'*s5e.0eoe'
«•"я 2 i is~ ms «§ sis®
В Сц Н Еч
Д gsf 05 О) I- g
аЧсм 4 ^SS^SS 4
£oSgo Я ^
©
СО Ч-Ч | азинн | | 00 CO
- 05 СО I I чЧ
I 1^1 I I 1^1 Г
ч-t^» | CM | ИЧгНГОСО
g з
05 05
ОО Аииич( *h«hCJ ж CM CM CM CM CM CM яч ‘
~'дг'й йй1"3 sssssass s
s4 *яи' ft I ч-ч’чч* —’ 4-1 ft чм' CM CM* CM* CM
Я 2 ЯЙЯЙ 82ЯЙЯ
SSS33333 3333333333333S33?S3cScS^cS3cb<SсъcS33
05 05 05 05 05 05 05 O505O5O5O5O5O5O5O5O5O5O5O5O5O505O5O5O5©05©©05O5O5O5^©
о
§
IP
m в
rococo
ooq
SSH SqL!
|иШ§г
igiis§gs
О 0) V CQ
uuo
cococo со
uuo о
ЧВЯВйНй
§•««*<!>« i
Saaasis
h О н О
© о о о
»&§•§*£*
ООО ©
иии о
со со со со
оооо
со со со
2 ООО
ХяННИ^ ЯКНН
о^зэ§й§дgggaBg
§giii§S"il8ift®
i &&sp &&&&
СО © © © © © © ©
иоо оооо
СОСО
5оо
«ОО»««&«
в Р*Р*5 Я Я о Я
gSSggggg
Sчё«лад а
м со со а, в хл в
оо о
е
о
4j<! Р'Р'Р'Ч! <!<!■«! <
ав оооЭ ваа ёэоввв в
ОО ОООО ООО оооооо о
<J <«ь <«*<
а ввви вввВв
О ОООо ооооо
чч СМ СО <f Ю ср Г- 00 05 Оч-)СМСО^Ю СО Сг ОРфО'Ч смео-^юсо
22 2222 222 S 8 Sncmcm ?3cmcmcmcm
ПРИЛОЖЕНИЕ I 527
. кооаосооасоеосхр со да oo со см см см со о oa со 2J ^ ® Я? «5 SSSStropir
■ gjgaocgo^aooOQ ю&ососо^^сооаф^^отсо^сосооаг-© оеооо^ч
CD C0D1 Ю CO CO <P CO CO ?5 05 UO 00 CO 00 00 <r СО Ю CO CO -3> © CM CM in о Ю s* CO CO £
CD ^
^ —оа^оо^оосо^ноа
S*m CM Л . SOiOHindt' c«-
£28 ^Scm-co-8-^ —
#- r*
oaooQOQCDOain^-i^oOiooar-oaeoQ
оюс1Я^ооомсоооо1П’НЮсо?| r**<5^ юoa ю
смсоооо0ч-но5смюч-<соч-1'а'<*см05»9'см Я £м 2 см £ £
о от >»
ч
^Ёотаэз:
N о,
о
§8?5
со ©s адйвзазг 38 §5§^So &$$Si$5go»$§$r«. $©дбд
« gssffs^ssss sssssasssssassassssss S£88&&
cooa со^н
2882
g£:
VO-T
0,«3<
Oco‘
;эд
^^СОЧСЮЮЮЮСО
I СО О CO CD
I It
oo .ooeg cd^hOi oo со
?3
I I I I г-" см' от oo' об oo I
8 • 558^888
OS 4—i H H
<44^ <44 goa. <4 2 2s
ioo«^t^юг*-^оосмсо ^сосооо-а; 4
(н a H ci.
н см 2 И 2 ,;со
со со 00-^ ^ *■»'“'* 2 il(lt5o Ч ft g°o
-« SggS°°“”N <Sg^“s aNS8
«г II
00 00 4 4
I - II
I ИМИИ I '—< CO ▼“!
Г1 I 1*4
D1 I CO*-. I I -H-H I
I I
^cScScS cS S cS cS cS cS cS cS cS S ScScScScScS cScScScScS «ScS «S cS cScS<ScScp
05 05 05 05 05 050505w 05 05AQ05 05 05 05 05 05 ОТ 05 ОТ 05 A 05 05 05 05 05 05 ОТ 05 05 05
со со со со *aj *a| -з| ю ю ю cocd'coco’cocd ftcocot^i^-"t^ I t-| ® t-' t>j ® oj oo oo’ oo" * I
^H*aor^£» cm‘ «^ad^gjaj^ooajaj ^'юсоопоо os e»j ч-J со со о«рн юt-~ aj о ю <r sr
см со ю сссог-оосаочмодсо^л со^ооо5о*н^мео^юсосо^хооо5000^мео*аипюю
^ ^ ^ ч-н ч-i СМ 05 CM CM CM CM СМ СМ СМ СМ СО СО СО СО СО СО СО СО СО СО СО СО СО *У *4<'З'** sf <n
3 ШШШ ШШ ШИ* 38 аа ааааа
Продолжение
528 ПРИЛОЖЕНИЕ 1
л 1 и
■gwgSS
§§!“*?
Яяй^о
00 ич Ю О СО О irt *sf CD l— 00 iO CO —ч со о иЧ op CQ
Г" Г- C- CD »0 OS 05 £1 CO «5 00 CM СО О О Г— 05 ^«OOOOOOQOt^OOJ—«3; CM
осхоомпоооооахлл^м coa ю ^^осооо^м^ме^^я^й
Jg 2? —Ч I 05 lO -ч >рЧ
со со ^
ЬыСоТа
перигея,
перигелия
или Пери^
селения
(*«*)
л
g°o^q5*3jM£j 0005 оо-ч юоооо ююо пг- .с.о^сс
ягзагяеяяаЗвЯаяЕ заг sssssssssssssssssss
&
йериод
обращения
(мин) (ДЛЯ
гелиоцент-
рич. орбит —
суток)
95*2
95*2
95*2
1407.8
91,60
715*0
97.8
97.8
104*09
98,42
99.5
3838.8
89.69
90^8
8830
89,00
893
2097
90,75
90
106,38
106.65
106,63
106.66
104,70
90,087
89.4
90,59
88.6
91,14
91,83
88,7
90.70
95.05
Наклон
орбиты к
экватору
или к эк¬
липтике
(град)
Т
Г- СО Ю О СО CM HOW t*. CM CM CO Г4- 05 CM r- 05 Ю О ОЮО 4
НИИИОООО^® -ч_05_05 05 СО Л 05 05 05 05 05 СО 00 0 05 ЮЮ 00 05 О £
C0CDC0O*C5<f0505a5QCiO-4<f^t<^H СМнчСО 05 05 05 05 0505 Ю Ю05 НЧ05СМ
ЮЛЮ ччСО<**^Г-05СОСОСОООеО 05 Ю 00 ^-COOOOOOOOOI^COCOr-OSOS^iOp-OO
® « g *>
.1964
.1964
.1964
.1965
~1965
.1965
.1964
.1964
.1964
.1964
.1964
1966
.1964
.1964
.1964
.1964
.1964
.1964
.1965
.1965
.1964
.1964
iflgie
8.11
17.11
18.11
31.3
19.12
27.12
18.9
6.10
22.9
28.9
2.10
янв.
26.10
7.10
13.10
20.10
4.11
28.10
23.2
21.8
5.11
28.11
т'
Cdok
существо¬
вания
объекта
(сутки3)
82
91
92
неогранич.
221,66
46 лет
484
492
800 лет
15 лет
100 лет
16 лет
5
21,7
3,86
4,78
8
15 мес.
20,5
1
500 лет
»
»
500 лет
1,01
6
17,28
5,07
123,23
301
8
25,34
7 лет
Число
частей
объек¬
та на
орбите2
*^| |4-H|SJ<^4|^^4*H^^4-H^4 ИНН ,4. |« , | е»5 СМ СМ | СМ | CM g | СО
Дата
запуска
(мировое
время)
18.8.1964
»
19.8Л964
21.8.1964
22.8.1964
22.8.1964
25.8.1964
28.8.1964
28.8.1964
4.9.1964
13.9.1964
14.9.1964
18.9.1964
23.9.1964
24.9.1964
4.10.1964
5.10.1964
6.10.1964
6.10.1964
»
10. ЮЛ 964
12.10.1964
14.10.1964
17.10.1964
23.10.1964
24 ЛОЛ 964
28.10.1964
2.11.1964
3.11.1964
1
Обозна¬
чение
запущен¬
ного
объекта
1964 46А
1964 46В
1964 46С
1964 47А
1964 48А
1964 49D
1964 50А
1964 50С
1964 51А
1964 52А
1964 53А
1964 54А
1964 55А
1964 56А
1964 57А
1964 58А
1964 59А
1964 60А
1964 61А
1964 62А
1964 63А
1964 63В
1964 63С
1964 63Е
1964 64А
1964 65А
1964 66А
1964 67А
1964 68А
1964 68В
1964 69А
1964 70А
1964 71А
1964 72А
[
Название
запущенного
объекта
Космос-38
Космос-39
Космос-40
Синком-3
Старфлаш-1В
Космос-41
Космос-42
Космос-43
Эксплорер-20
Нимб ус-1
Космос-44
OGO-1
Космос-45
Секретный ИСЗ
Сатурн-8А7
(Аполлон)
Секретный ИСЗ
Космос-46
Эксплорер-21
(IMP-2)
Секретный ИСЗ
Космос-47
Секретный ИСЗ
Секретный ИСЗ
Секретный ИСЗ
Секретный ИСЗ
Эксплорер-22
Восход
Космос-48
Секретный ИСЗ
Секретный ИСЗ
Секретный ИСЗ
Космос-49
Космос-50
Секретный ИСЗ
Секретный ИСЗ
Страна
СССР
США
США
СССР
СССР
США
США
СССР
США
СССР
США
США
США
СССР
США
США
СССР
США
США
СССР
СССР
США
США
СССР
СССР
США
США
1
Ч
г тт %жш ш ш т?ж
ПРИЛОЖЕНИЕ I 529
1% • 10е
977
339
2498
2494
ТТсмтол —
со
CM OJ
178
1086
1084
1075
1075
846
410
26191
264
304
420
822
2582
291
1192
634
2802
2789
733
736
1856
1856
1856
512
377
659
339
о
. со OOC^J V?
Г"
<г
О о
— ТО 00 •$ С^
. . lO Ю СО iO
gg~~' ~
inN>QOOOO
СО СМ СМ СО ТО 05
О О О О -Н
CJCDOOiOOiiOCDt^OCD
ofiirtqoot^o«jf Wint^
4iTOCMTOn^ti4iCM»rS£j
СМ ТО ОО C>> - - ~ ^
оо ос ас нч050505юе»--;от
Г' ^ ЯС'»С'»С'-С'*С'*00О
CM MNiiiOM
ч
пз
t-r-Oh
00 05 05 СО С©
486
470
88,16
89,69
92,5
87,60
87,81
106,36
106,33
106,3
106,26
94,94
90,46
456,26
89.5
89.5
90,52
97,68
119,23
88,85
98,7
96,40
145,47
я
«$«о£§5 § Cl
тотоср
*3<ТО05 Н СО СО СО 41 О СО 05
41 е000005050500
tr"
SS3.88
о ^ О ^ ч-н
iO tr*> оо оо
_ см см то
'COvJU^'oOCM
о СООЭ^ТО
30.71
89,99
89,86
89.97
89.97
37,77
r-*^00 in 00 —< Clin
05 1 o O^C^^ifJiOOO^-i
^OOTO*^OOCOCMOOCMCM
ti?5c^COri05050'TTOTO
— S2JS
Cl Cl Cl Cl 00
CM *SwS ^©c>c^©©®
то TO TO со со со то то то
TO TO TO СО О CO CO
лч. орбита
6.12.1964
18.10.1968
лч. орбита
лч. орбита
1.12.1964
5.12.1964
14.11.1965
13.12.1964
12.12.1964
13.12.1965
3.1.1965
11.1.1965
19.1.1965
9.2.1965
29.1.1965
12.8.1966
20.2.1965
16.9.1968
3.2.1968
3.11.1967
22.2.1965
17.3.1965
15.3.1965
Гелиоцентр]
50 лет
17,41
1427
100 лет
еэ
я я
а> а> то
д- у 05 05
о о ч—1 os с*Т
§§ 8
а> а>
UU
0,63
100 лет
»
100 лет
270,12
26
30 лет
21,6
8
25
20 лет
500 лет
5
559
40 лет
50000 лет
»
20 лет
20 лет
2,71
1303
1076
985
0.1
20
50 лет
8
1
1
И
^ 1 Iю 1
| | 05 | | ?М
| 1< | ТО — СМ ТО 41 то —
M l-n 1 |S—м
5.11.1964
6.11.1964
18.11.1964
21.11.1964
»
28.11.1964
30.11.1964
4.12Л964
10.12.1964
10.12.1964
11.12.1964
13.12.1964
»
15.12.1964
19.12.1964
21.12.1964
21.12.1964
11.1.1965
15.1.1965
19.1.1965
22.1.1965
23.1.1965
30.1.1965
3.2.1965
11.2.1965
in in in Ю1П1П1П
cp со со со cp cp cO
05 05 05 05 05 05 05
® cm * cm* cm’ * ^ см см см to
2 DS
1964 73А
1964 74А
1964 75А
1964 76А
1964 76В
1964 77А
1964 78С
1964 78А
1964 79А
1964 80А
1964 81А
1964 82А
1964 83С
1964 83D
1964 83А
1964 83В
1964 84А
1964 85А
1964 86А
1964 87А
1965 01А
1965 02А
1965 ОЗА
1965 04А
1965 05А
1965 06А
1965 07А
1965 08А
1965 08C
1965 09A
1965 09B
1965 10A
1965 11A
1965 11B
1965 11C
1965 12A
1965 13A
1965 14A
1965 15A
со geo
Её-
d,d, о,а ' Л„ Р^ю
а? <и зя о) а> Я НмД
я &3 о,о,^»я fcjo я о
§§д22§як«|§
allli§««gs8
aSgSSss S&M
co<5cocow * £
tCn
H
cocococo
S? ouuo-
|ЗчВНКЯА
fl graft i
Итщ
£&»&&&&«
H о> а) о аги
UUQU
<*<*<*< <;£• <<
aaaa' aB aBa as
uuou uo ooo 33
§<!<!<!-<?!<!•<<!<!?!<:<! •« -<P* ?:C
§ввааВвввдВаа a aB Ba
Ennrvinr^nnr'.rvui Г ^ rul Г>кГЛ
HUOOUOOUUUUUU
В
rv-uu
. . _ _. ,ou
uo uuou
SS8a Ш Ш §8
18 Космонавтика
os O^^n^iOlDt^OOCJO
8 88888888888
CM TO -<f< iO
8 8.
е?тотос?
Продолжение
530 ПРИЛОЖЕНИЕ I
Высота
апогея,
афелия
или апо¬
селения
(км)
t"
О —* > О СО СО •»— CM t'- 05 05 С— СО —СО МФН
CO'-fCOCOCO'.-^'COO — COOQ^rCOCOCOCDei <4^ СО — —■ СО iO lO >П — ^ о со о»
C5 05 05 35 05 05 05 0500®OCMCMC0a0a6t^S2 СдСМСМС0С0.ПС0О5СМЮС0«Т^1> — ODCSI
тч t ^ 1 со 05 *—< *—1 СО lO СМ
со со *-•
Высота
перигея,
перигелия
или пери¬
селения
(км)
ю
OCgOO^rg-HO-HCDOJ^-i.oCOCOCOiOCO С0С0СМСМ.ПО00®С5-^00£>СМ ад
S*CO OOOOQOQOS'^-vPOOOS-^'t'-aSOO NOOi
05a5050505050S05CMCM<£lCM*-HCMCMCMin'r-i K^rji-<?J?)05?4iO-r--<t,db^T--ir- 00 —1
^ CM CMOJ
R CO
Период об¬
ращения
(мин) (для
гелиоцен-
трич. ор¬
бит—суток)
CO -
X
o< a»
MONNiNOOHOiiOt' —* 0O4f St^ CO OO 00 iO CO 00 iOCM CO СОГ1
юЮю^л 10_1Пirt ю^ooф и ю со02 дсостоюu5vt oq os r-^o *-^о^ со
cocococococococoLot^'t'^aioocococoi-o feooosos^^-ccTosooo lOt—Ч-Гоосо in in 05
0000000005050500000000505 rtoo OO OO *-< CO OO CM OO 05 О 05 05 iO -<f> ao
— я r< CO —
в
Наклон
орбиты к
экватору
или к эк¬
липтике
(град)
g=S§S^SSSggt-.$ SJ5 Щ.ЩШЛ SJSSSigg 8q
ooooooooososos^t—cococoos^ oo in со 05 о о in ю m m tin >j? см ^нсм«л
t4» 1"» t-» l'— l-— F- F— t'— 00 00 00 СО О Ю Ю Ю 05 CO CO CO 05 00 05 COCD05054fOOOOCO CO OO CO
Дата пре¬
кращения
существо¬
вания
(мировое
время)
17.3.1965
17.3.1965
15.1.1968
25.9.1968
4.11.1967
19.3.1935
24.3.1965
23.3.1965
2.4.1965
5.4.1965
25.4.1965
3.5.1965
26.5.1965
8.6.1965
15.51905
Срок
существо¬
ваний
объекта
(сутки3)
1000 лет
1000 лет
»
»
1000 лет
1000 лет
»
»
5 лет
2.5 года
2.5 года
5
4,98
1036
1289
964
25 лет
1,09
2,69
4 часа 54 мин.
8
10,1
3000 лет
»
неогранич.
8
14 лет
5,14
7 лет
1500 лет
26,5
39,43
неогранич.
10е лет
30000 лет
8
Число
частей
объек¬
та на
орбите2
Ю СМ СМ 05 Ю СП — *Ч CM t-1 СО -Н CM cn in СО тН со
I 1 1 1 1 1 1 1 1 2 11 1 III И
Дата
запуска
(мировое
время)
9.3.1965
»
»
»
»
»
»
11.3Л965
»
12.3.1965
12.3.1965
15.3.1965
»
18.3Л965
18.3.1965
21.3.1965
23.3.1965
25.3.1965
25.3.1965
3.4.1965
6.4.1965
17.4.1965
23.4.1965
28.4.1965
29.4.1965
29.4.1965
6.5.1965
»
7.5Л965
ино
и«о
и^о
0300800 ажш ....
иоооцои uouu ии
S 2В2 22:22222 ЯЯ § §
со со со СО СО СО СО СО СО СО СО СО СО СО Со СОСО со я
ПРИЛОЖЕНИЕ 1 531
U-ccio-^rcoiCtPO
OJ CO Oi I' CO CM О
CD CM <t< CD N^'^NOPJ^^OOOOOb^zO^OOCOvl'Or'^-t'inO
“Cf CD со t"- t^<f<fCO'-iOQCOiC>niCvOLniOCJ-^-i '-|CDCCLnOiCOCOCOaiO^-*C'4
СМСОСОч-( ^«н^И.ОСдоб^ЮЮЮЮЛЮЮ . СМ*3>СМ<Г CD inimnCMOOlft;3j
"" S escT«
?-»—I 00 CM CM JT <3 £
jc '005CC0^0^2
Jr^-н \П kO iOC4!^^
Г»
cm h'COinco n-41 лиюингооооооои . <? c'j vt os to 10 os с о; r1 Q
CO CD l" О CD ЮМ^'НфЛЛС1ЛЛЮ1П|ПО)Ь CD0000ininCDC04-lO'3‘O<y
THOOr]4t'rHt'CliOimniOiC'M<PN^i'r<inOO»HNiOin(MTHir.»H
BJrg t'- О DO 02 CD
S$S|SS$S8S
c «
CM Ц lO <t Ю CM<« 00 00 CD CO _vO<" OO^CO NN CD 00
00 gcoSt^t^ r«- 05 ^C^CO t> Ю Ю irt 10
«лйл^ввваГ'Г ►Сеосоо^оооооюююююсм'а'одо^оосодрем in ю о осм
0 00 0000000»
8S&
о
r-Tcbco o<f*oo© go in (n>o>oinN^o»^(»w»Ninifimg3f N
L.2:^nn/TsfflrtttO)OJOi©OJO)® lOOOW-e'NQoJOJOObOOOiN
•o' 44
-s-
a
С0ччО»С0'3'00_
t^O CD t^t^OO r-^O
*#«004^^44103'
CDl^OOOCOinOCO
ffisSS 2 388 83S.o?----n^""ASRS^<J?^^S5SS
Й WSS88 88S8SSSSS8Sffi!8SS0S8SSS§aas|S$
cgcgcS
ill
Нн
1
1
cd££c2
00 0 0
О
1965
1968
1965
1
li|ss
2S Soo
1 1 1 * -Ow,H 1
i
11^1
lO in
CD CD
О О
1 1 1
ЮЮФ ^
1 1 (ptDhj
<D
CD CD CD CD
CD 1
• t-’ OO CD
1 CM | 1
1 1 1 0^2 ftl-00 1
1 ' CO 1
• 0000 1 1
C\i О Ю
СМ -гн' •З*
С*'
CM CM CO •**
»-< CM CM CM
n
"Я8
06
°°2
,F4"H T
CD*
c—'
н ь н л
3-^8 88«-ig
* ^888 £
0Ю®*
ЧРН ^
5^, §> ft ft ft
«S4 *£S5^?i£>s> -.„
8 2Й8Й 2® --S 2
CL
н H H
5 « 0><£;
S ««Scog
СЫоз, e w® R
лл~
I Iе151
n |H —<-* I
со I NW I COM«
— 11- I I-" 11— \~
000 ^000
1O10 in in in
CD qp CDCOCO
00 0 0 0
*
1965
»
1965
1935
1965
1965
1965
1965
»
iC in in 1П in
QD CD CD ФФ
ft ft *22^ *22 *
»
1965
1965
»
1965
1965
»
1965
in in in Ю in in
CD CD CD CD CD
CD CD CD CD C"-1"” t~"-
h-VV fV
l> Is* 00 00 00
28Й ЙЙЙ
CO 00 О Ю 00
3
222 2d5
88 ”” 2
со ■з; *5 ir, cd 1-оооооо©~смсососососо.з!1Псосог-аооообоо©ч-см:моо
CO CO CO CO CO CO •3' «3* «з< «31 ^З1-T-3* «31 «3* >3sr*3'5'««««inif5lOiO««inirt«««««*OCDCDCDCDCOCD
£x££££&£ cDcpoooo £©£©©£££££££©£©£©£©©©££©©©©©
ООООООО» OOOOOO о о о oo о о о оо о оо о о» о о о о о оо о о» о о о о
.О in
СОСО
оо
sjcccc
sou
,r £SS
iS**6
К*ц 3 л TO
re ish
Г?3 н н <ь
Ч г; ш <utJ
<и йцм
XXX
* <*> 0)
н
5ии
со
r-gS *
1 i*s &Т* i
R i я *
1§Е§§1
<хЦ~1
X К С
а> го
и
X
SCO
Ко
' в о««« о*«Т О 6 О О О О §*!£§* 0*2 2 §«
as 2 я я 2 я a s § ° g s g s £ а §" я о оы 8 «!! § а
isiss
^gg^cog*;
5 ж а
2 «
5s«£SSo5£s5S5ooo agcogSi
о £-xx xx 25 ¥*®«pd g
n о O) 0)0) в) 5 »mm^ 0)
r \ г ч г Л n n Krl"Wn П
CO
Й
so
£w
о w
St
*§•
X
00
ё aaa gas
и ООО uOO
<;рн <jph< < н<< ^Рн0«
gS ags в SB ass
Ou OuO О uU Oyo
Й 288 888 88 888
18*
«<◄: я<| &,< <-
оно ЯН иа Он я
оно яп он оя я
U О о оо оО оО о
'-I Г) со *з« л
<* ^ 5!2tSC
со со со со со
Э1-00 ОЭ © -г-1 см СО <f iO
5SS ЗЙ ЙЙ ЙЙ Й
532 ПРИЛОЖЕНИЕ I
v Н Я S
5 о g а
III*
5 PQmCd
<8
О
А
til
С £ g
у s Ь
Яа&я
PQ ® Ф Р
И ц S
.S
°3
«Я
О ® ^ О • о
я &ж БЕ I
w 1Л
Я * ф
gg§-«gcg
sls“ga
сей 2 ы ^ ”
Э s
« Я
И а* ч
о ® я
^ § о *
я я ® 5
g|8я|1
ItMi*
^So w
4S
5 к?
яч£
М Ф
Яц
я к
as^
® Я зг
“Si
xgSB а
о о 5 * 5»
*|ш
>» о «
5SSasSS§S5SSSS882Sg8SSISSS3
4*-**“**"*Сч*-*СО*ТООСОООЛЮЮЮЮОООСОСОСОСОСОООСОО'1С'1
2 05 S* 05 05 ST t^OOOO СО 1-1— °2i£> T2S
g иит4и<п<-< OQ CO '—i «О «О СО СО «О СО 05 t- t- С«- t>- t«- О OQi l'- t> д tO>nl>
Ю gggg
° и
CM СО СО Ч—(in CM •& y* 00 ЦО 4-1 ©Q Ю О Ю С0*н
ooc>c>oo о со iqos СО О CD CD t^C*2.© *^<4.
SSSSSSAONN^COCODCOtDinOOVCOCOCOCOQinin^
Ф$ОФФФФ^СОСОСОЛ|П>П|ПЛФФ|Л1Л|ПЮ1ПЮС0АФ со >cr со oo со
I 11III
об о oo oo ^ I I
Я ч-l §м* c^ cm
I I
I
Ю iO iO tO Ю Ю Ю
СР ФС05Р<ы5Р^
0> 0О>С)О)$О)
ю
CD t"“
,2s,
oj 1
1 1 05* 1 1 о о" О О о о
• ииииичч
Ы*
h»
••••••
a si
( I ю88
ни
sH«i
чн OS CM CO CM *
11 III I IIII
.CM ч-Н . СО ТЧ
8
d К e tj
HOOS
fc*5 2 a
8Ae
ScSi 8 888 8 88888
0)0)0) w5 w w5
й4"!4"!4"! л4"! ft ft*“!,"!,p"! ft^ *1 *"1 *"!'■"I
05 05 Ol 05 050505 ©ft © © © © ©
°i"222 22 oj S3 8 <?*" юю^’^’ю
pill
г?&»й
о я о
о
s|.
|1£
® Ф ф
Щ
Wg°
CO
CO
см О
.£
coco
oo
SSiSKgSoSSSS^SS,,
§§^^S^S'S§'g,S«§4
Й-н йи
а а г
ago
?45i?lii§agft§§§§§§8?8S§§S? ofi?«
l,s|ll3||§litfi§§§§s§l§Pi§i§ii^,§&gR3
g«o ® иЙ&ДЛos2№oooooooSoooooSoS£RgOroo
пЯ ллРн Д КЙй о«ДДДДК о*й л ф
X X X X v X
0) ф ф ф Я ф
о и и и К и
Ф я
я я
t[x
ПРИЛОЖЕНИЕ I 533
Г—
а^
’as
os —< :м
о см со
см со г-
t^o^H ioor^cMCM--ascocoooco-*wSco
со 53 t" int—cococo-r-igo-^fc^ oco-cf
■-T CO CM .1Г5^«0®ЮСОО-ТС1 -«tCMCIj
2%
cm ci
CO •— l-"- irt
^,1^00'-
З^оЗ R§R 2SS
£< * NNifl CM m u
s *
2 «
m
>»CO»- s
P*
4
С0ф00£2с0©Ю1^0аСМСМ0Э00 00С0^О*а«
0005^^ C^ OS CO 00 СО О О _^|П1Л
x ^” x* ~^
СГ-t"
<5§ os
CO in CO t^oo
SSsS^
s. |%
®8si
ч«гч
CO S? ^
Й
CM ^ SC «й; os ^ Ф CO «4; CM ч-н
rococo об c^ смг^ю
S£SU8£8co£os^ Ц& SSoSo 3 8
&3&£S$8 Sv S £££ S8S 83Я 33аааа88838338
m CO il
coeoa
os© a
O — ^ CM
-1
2 *2
^ ft CO
IB-
f
ooeoooasg? m
as Efm
смO®
П
85, *
22*^* 1 £2
os cm’ in
CM CM CM
CO in 00
*«
“I
cm’ ^j CM s ^
. . • Q. CM CO
I I I I 122 1222
аз sm
m3® м lT ч« а««
coV^eo* £»~рц«<3§
sii
'rtOOO§
Б 00
. ЧООСО 00
ч-ч см *cf со i" со cm cm oo
Г” 11 11 ■*"11
16.10.1965
19.10.1965
28.10.1965
28.10.1965
2.11.1965
4.11.1965
6.11.1965
8.11.1965
12.11.1965
16.11.1965
19.11.1965
23.11.1965
26.11.1965
26.11.1965
27.11.1965
29.11.1965
»
3.12.1965
4.12Л965
6.12.1965
9.12.1965
10.12.1965
15.12.1965
16.12.1965
17.12.1965
21.12.1965
21.12.1965
»
»
»
22.12Л965
24.12.1965
28.12.1965
28.12.1965
7.1.1966
19.1.1966
»
1965 83A
1965 84A
1965 85A
1965 86A
1965 87A
1965 88A
1965 89A
1965 90A
1965 91A
1965 92A
1965 93A
1965 94A
1965 95A
1965 96A
1965 97A
1965 98A
1965 98B
1965 99A
1965 99B
1965 100A
1965 Ю1А
1965 102A
1965 103A
1965 104A
1965 105A
1965 Ю6А
1965 107A
1965 108G
1965 108A
1965 108D
1965 108B
1965 108E
1965 109A
1965 110A
1965 111A
1965 112A
1966 01A
1966 02A
1966 02B
эЗ
Г0
о
CMCO-Cfhrt
as os as нч cm cd
oioaio o"7
£ £ £ л £ 2 йо
SSSSHSo*
ооогоое-
ОССщ fto сСн
КДД|СК|Г
S ®
CO
•Sc?e?a
*S oj со asOo о и
3&&&&§§c
^SS§288«
ft««8wK»^
X *
<u CO
о
сэз (.л| ■ .—v >. ■
о £
2 s р*ы л w x •
ffiStf
® I*
X
H
CO ^ coco
О I oo
M8?®8S I <. "
e p и °*i^p?je'T ft!5!
Я i x S о о°э ЙЮ « j
E§sg§§HgHg^
Г«с»* £
coco
uo
Язв I I i яя
ЯЯ§§§ЯЯ
?? Г “ “ 1 “
ftftC*»?»? О» ft
X Х*ййX X
иоиаооа quum oo 3
оооЯооЯ я00Э ooa
OOO^UOU OooU oo©
|00BB088B
pOOoOQooO
*<*-<< ft ft ft <J
HH^OOU
PRnoo"
ообооо
ю со oo as о ~н
t* t'» Г» 00 oo
со со со со CO CO CO
CO OQ
00 00 oo
со со CO
-ГН СМСО
а
■^н см со ^ mco .
00^000
Продолжение
534 ПРИЛОЖЕНИЕ
ё « S 2 s ^
§о®к|к.
ngflS
н £ ЧД8л
О £ « 05 ВС
"Sfl8
я я в
о*5>а!
*йЦ°Л
О О /—v О м и
gasgs I
e-aile-s
С ~ о
^ <*■ I" О vft ю <м см ю со о
Й&П SISSSSSSS?
OS-it'OOCDr-lOOiOiCvrt'-OQ'^OOCO-^C'J^rJ^-CSaO^T — О
О <=> С4! М в} С£Э се 0D Г J Гч ^ СО ^ ■ч-* СО О 05 05 О
сооа*^,?^1^^1с^ю^чго»-'0осэос^с*эс»зссоосо'глр-ю
iiSSSg!8S2§
я I
«
05 5 <Т in ГО о— Г- 0500 Г- Г- in 00 02 !М с2<?Г‘^^ял
oqosA со со об со о io incoifoco лоасо^ооосооО'У in in in >r; r^_ 05 со oq
-- x - ' ‘ «^ os if: os oo esiftcoooooooc^jgoosifseoifsorogcoosojoooj^-o
OS <X 05 00 ^ 00 05 ^ OO 05 OS 00 05 00 00 Q О © G Г~ 00 05 00 ОС О 00 OC lO
I5C0 lf5 ?
0 050 £
a
00« iO— 05 O'
°lir2.c
•2 00 05 w iftt^ciifSOOO v
э«^оо if5os oo eo -cf a> a
®Oo3oSo5 О t2Sn©e00500 <§?005 5 Ю
Я 1
.So J»
g’ScSSS'*
G С) о s о S
CO So = P.3
Pля«2
4s О ~
СЧ 2\] Г4
eocvir^
05 05 05 ОТ 05 05 05
^ CO CO 05* СОТО РОСТi I I 1 1
t) s ^
gas-
“111
iHi
M* t)
и
2Ф
я 2
>» .
X
я
- к -
н
”2.г | ~ | 1
л «а* «в1
SR1* RR
^ ^ifJ^OoS
■ ©«•^Г-а*
t* ь
О) а>
Ч Ч»
5
г*
§ s.t-J а || g
'Jo^oot^ «00^00 Jt В
J о ^ -J 5 о о
о ю О ооо
о о О о го
О C4J Н
fN S
н н
05 0)
J ч ч
§11*1
$N*1
I «$< М СО М СО МСОСОМчм I CNJOl-»—1СМ0М^м-«—
I** I
*н ^ ^ m ^
св»й«
Р «О ?
л ft 5
Rsxe
со со ср ср со ср ср ср ср ср ср ср ср со ср со со ср со со со со СО СОСО со со со со со со со ср
со ф со со со 3 со 3 3 33 33со 3 со со 3 со со 3 3 со ср со 3 ср со со со 3 со 3
05 3 05 05 05 05 05 05 05 О) 05 05 3 05 3 05 05 05 05 05 05 3 3 3 05 3 3 0000)0 05
* см* oi ri pi oi см* ci pi ri cl со со со со со со со со со ~ со со ~ <f
га8~®ггЕга88 зз
Sgsog
о в Eo §
£*&»£
о « о
о
QJ S*
я О ев
eSH
А ЯМ
ffi§S
СоХ-СЧСС-С-СЧС-СИКСт-С-и-*
Г0'3’10срс0г^00050'—'ГМГО -jrif5«Dt^Q005Q»-<C<IeO«^»f5iftept*I>-00050 — lMOQ<^irt
оооооооо-тнии »н^»нч-|»-^?5мс^сЛмм51«мсас5|?5сосоеог5сосо
со со со со cocoeoeococgeoeocgcQeoeococococoq
со со со со со со
со ео со со со со
05 05 05 05 05 05
Вп‘
СО gn
о во
We? се •
О О « А О
о 8 s« i s«
pucu^cu <<xcup4-< i <ja a«<<;<«:a.<a
gsgggaalggaBSBSgagaa as gaaaasas
quOq UOUuoUQ puoOoUOU6UuUU Oo 0UOOO0O0
^ и
5§S2 83
•9* «O' ^ «Э* ^ ^ *>T "T *3" «O' «Я* «О*
ПРИЛОЖЕНИЕ
535
смоозсосососоэссгоз
*- со см со « о os со in ,п
riCOiftC'JOW CM CM СМ со
о
я
-.r-.^CooOJOCOOiOiOJ^L^JOCOOSO'tf'QOOS^OO
Э »П СО 03 сч см о «г* t'- ш см
5озозоэсм-н~озосмсо
3CDCDCDt^t^MT-C}CDiC
соосог'-ооосооосмоо
0005ФР305005СС10г;Л
ti *-( м ^ о: c\i м ^ "l ^
cd
~X~
tt
-S^SSio54.2S?Soosj.82S
»'3S|2$S2KSS38|iagg3g|g^|
иООЮС
со со со
in со
eoifj^CM o32<^!
ao os ОЭ oo о oo i
^ s
O irji
s
_K _
S
см ю•j*'»o cp t»®He>_iOkneot»oSooM8
ir^cs со о ою® аоооосоаоо^сзс'-ч^сзо^'и*
$882888838 Я?$£^888300000
CM 00 О
ssi.
oooc
^25 о 8»noo8^oooc oo oo 2
i'Safco Й ^S^S^uo?5d5cd юл
CM Ю
CO
I-
in
?1
°s
CD CD CD CD COCpt'-C^
1111 11®$
COt-l^jcD ^ CD CM C-- CO ^
CM^HCOQ CO^COCM
Э CO CD
z%%
1 t- CM t- 00 00 00
CM CM CO‘ CD
^gP3
Eh £ <5
« ч
'S*S^S8S3
Я
g 00r- S И к g g g
;00^55rcd оЧЧоосо-1П««&«ллАллоо^ЧЧЧ
283 ^^gg g 882
Я 8
я
я
^ я
^ £ «со
Я в»5>52®''
О CM lO t^ _ СО о
^i2 ^ ~ О
я
о
£-
"Г-1<Г -н ГМ | | СМ | t^»H*4^-iCO | нн | СО у-4 | | | | | | | <J< ■нЧ СО -3« ^СОтНгНЮ^ j © ч-ч СМ |
ft^’tT'l "l^’"I^*■?^ ft ft4"!4"!
<Т in lO Ш lOimnininincDCDCDCDCDCD COCO
jdcc-J^: ла^^очнсосо^оо’оа о со
03 03 05 © Os
fH t> [н. Г-. t^-
»n CD 00 DJ ^5 ^ 00 00 C5 oc ai
ч"ч ’ни ч-н ч-ч ч-ч CM CM CM
^ P<rv^-i H '1^ . ИИП^Л®^«'-’'И
я я i ala BflS 6eg*2»AAetefAAA д* *
Bflo o?pJ 1 32 2 SS'Wj H COCO COCO CQ 73 cc о 3 2
“ § 8 s «5 « S5f Efft^фооооооо s E 2
||§ g g* 11® i |хз!,о*ааааааз § Is
||К|0 «£ K&&2 -hhhhhh^m^qC
„ § со со
,я! З^ЯЯ Я37^ав
О OfcS? Ен О 3V О ф S О О ~
sEgsosg^sssssE
1Г!«1 !°I “III |
К о и
ЙЙЙЗ |аа811§Н1|| gg
OOOoOOUUOOoU оо
иооя
ооио
оыыоы нооаьонаиов
пИИин РпоДРпДРипЯ
ОООоО ОиоООоООиоУ
ISiS 3flSSf§5®§2s SS
DObhN
?3$$
О 03 ©■и-CM CO
5 CD Г» tH. r-t<-
r •$ «я «я ««• •*•
Продолжение
536 ПРИЛОЖЕНИЕ I
g « Я о 5
liSfl?
И «3 nj g о
tt I
Я К Я Я «
н 5 ч £.я„,
SBgsss
Я о. я ч *.
DQ о» ft е а>
ВЯ
§ aSgSs
sSskEI
я,Я
Ояд1’
о к 5 I I *'
° i §g оi
§5 ST . А
lifssy
^5 H 4 fth
g^iE&j
«-1 in OO 05 irt irt 05 05 CO
q N n^irjoj^oj °o л ю л
© as i> os cm cfT t^” c-'t*- oo
coxoo^ooreoorececot'
CM 4f ^-1 ч-1 ч-I чН -*-1
re
cn S да с^см KoooSoSSSn^ oo u§ . cm
G '"H
_ ем cm r-
» 05 OS CM 05
«■* Wo N«eOOOOOOOt»»HinoCOOXCi5^i in CO -HOSO COOifi^iflO*- ost^f-
00 Ю О 4—i 05 05 00 05 05 05 CM Ю CO CM CM 05 05 05 00 05 О «3* 05 05 05 05 СО СО СО in CJ 1-НЭ0
Р1Г
►5 g® 2
Пинии | CO
I- I- Iе
I CM I HCJHH I
ПРИЛОЖЕНИЕ I 537
„ ~ ,о 00 о Л0000 00м 05 00^чг
Ь'^®?3?]£зс2 l2«wwcocS?3«eoooao
оа м 00 05 ю
со со со о о
со со со со
05 ос 00 -'О^о
Э^г;*^'^мео^05ооюоо ососоог^сооао
iS £ 25ь522£
СО го со со со со С
я
lOint^tDOl'CT'C
I со со со сг — ~
I со со со с.
> со со со со
«
За оо 00 оо o^ jjg
0<-NWNN М
За оа со со со со
Р
-О
^ 05 vO ^ ч-«
сэ со — *-•
11
со
оа
Sf NNNNNH^
ci Ч"1 ю """l '**• ""1 л
^Я-КЯЯЯ
t"
I
м
I I
СОСО
оа 35
I 122
я я
“ И
^ 5£
I
<м И сч
гч'Ооа*
со *i Р
оа^лс^со .
coc^jг^оо и
со со юсо 3
И
S8:
1 СО 00 00 00 00
t-l Ьч
g 5 Н m
««8§®§о,
, *ч2
?8я
J
* ft ft ft ftft ;
—• III I ^ ^ | | «ч^^чМ-НИИКСО | CO *-< •*-» | ^нмсо^нн I I I I I I | имни^тчи
CO t0 CD CQ SO CO CD
За За За За За За оа
ft ^ 'I ^’t ^ ^
ч1 ** ч *1 ftq см_ <м_
oaig^oisf t^oo
СО^ЮСОЬ-ООфО
О©О©О®©ч
ГОСО^
UO £
Сц
*8« §£co£
£ £'T>>p>
||o000
«Ь * 4
О Q>S
О О
С С
э а
и о
2 -«ч;.*а,о,в,в,«•■»;<< сиц№0. в,ч<<|.<ч!
a aaaggggaaa gaagg gaaaa
U UUUuuquUOu оООоо oUOOO
ёёйнаяэ
ggSSogS
о
ю
£ SSSSg2SS3255
ю ююююююююююю ююююю ююююл
§3 СО W «
1П1ПЮЮ1П1Л Л
Продолжение
538 ПРИЛОЖЕНИЕ I
I Высота
апогея,
' афелия
или апо¬
селения
(км)
1411
345
1362
1784
380
414
302
z-' 625
2135
564
310
317
436
297
373
35771
— 630
512
326
291
11124
232
286
1 1083
1423
224
738
~ 630
114612
114612
111229
Высота
перигея,
перигелия
или пери¬
селения
(км)
х
°*£<5 ою^ло-ггоооюоосог^осо^с^оссоссмго Г" О3!
< 8) "я" )23°°
X
гг,
Период об¬
ращения
(мин) (для
гелиоцен-
трич. ор¬
бит,—суток)
104,66
89.8
100,3
109,0
90,12
90.02
89.5
96.92
108,6
92,53
89.2
89.5
91.3
89.8
90.1
1434
97.1
92.2
89,45
89.3
218,9
88.5
89,2
106,60
ягкая посад*
113,63
88.6
93.93
97
6671.8
6671.8
2829,6
Наклон
орбиты к
экватору
или к эк¬
липтике
(град)
40.02
72,9
48.4
39,52
80.03
106,98
65
81,2
48.4
3237
51.5
65
71
48.4
65.7
1,37
56
71
85,03
64.6
28,40
51.6
51.8
90,23
М
101,97
51,67
239
81,2
33.06
33.06
323
Дата пре¬
кращения
существо¬
вания
(мировое
время)
16.2.1967
6.7.1967
11.3.1967
6.3.1967
7.3.1967
21.3.1967
8.3.1968
21.3.1967
7.5.1967
7.4.1967
30.3.1967
5.8.1987
17.4.1937
12.4.1967
10.4.1967
20.4.1967
19.4.1967
24.4.1967
14.10.1967
_
Срок суще¬
ствования
объекта
(сутки 3)
'
100 лет
8
142
100 лет
17,02
10,15
8
50 лет
371
40 лет
1
8
52
17
8
> 10е лет
50 лет
132
17
8
3 года
2
8
1000 лет
2,6
10000 лет
1,11
171,1
50 лет
> 10е лет
»
»
Число
частей
объек¬
та на
орбите *
Ю Ч-Н Ю | | ^Нч-(^(ч-(СМч-(ч-(СВч-нГ^СОч-( | ч-н ^ СМ СО «ч СО -н чЧ | |
Дата
запуска
(мировое
время)
8.2.1967
8.2.1967
14.2.1967
15.2.1967
22.2.1967
24.2.1967
27.2.1967
28.2.1967
3.3.1967
8.3.1967
10.3.1967
13.3.1967
16.3.1967
21.3.1967
22.3.1967
23.3.1967
24.3.1967
25.3.1967
30.3.1967
4.4.1967
6.4.1967
8.4.1967
12.4.1967
14.4.1967
17.4.1967
20.4.1967
23.4.1967
26.4.1987
27.4.1967
28.4.1967
»
1 ^
Обозна¬
чение
запущен¬
ного
объекта
1967 ИА
1967 12А
1967 13А
1967 14А
1967 15А
1967 16А
1967 17А
1967 18А
1967 19А
1967 20А
1967 21А
1967 22А
1967 23А
1967 24А
1967 25А
1967 26А
1967 27А
1967 28А
1967 29А
1967 ЗОА
1967 31А
1967 32А
1967 ЗЗА
1967 34А
1967 35А
1967 36А
1967 37А
1967 38А
1967 39А
1967 40А
1967 40В
1967 40 С
Название
запущенного
объекта
Диадем-1
Космос-141
Космос-142
Диадем-2
Секретный ИСЗ
Секретный ИСЗ
Космос-143
Космос-144
Космос-145
OSO-3
Космос-146
Космос-147
Космос-148
Космос-149
Космос-150
Интелсат-2
Космос-151
Космос-152
Секретный ИСЗ
Космос-153
ATS-2
Космос-154
Космос-155
Секретный ИСЗ
Сервейер-2
ESSA-5
Союз-1
Сан-Марко-2
Космос-156
Вела-Хоутел-7
Вела-Хоутел-8
RES-18
Страна
к<<;ааа<!ааааа<аа<!а<!аа<!<<а • -<ja<j
лЕоилSaaoooaouoQOdOQdObuubHaug£ыоы
0*5-00 й|йЯоооЯоООООйООИпДооЯНро£ 5ЙОЙ
0 НОО0 н00000и00000^00^0000и000Й^OqO
со into r-ooosQ^rqeo-^iotpt^oooso^c^co-tfuacet-oooiCj ч* :м
со со со со со со со ^-э* ^ Ю Ю iO Ю »Л Л Ю Ц5 ЦЭ UO CD СОСО
Ю Ю Ю Ю 1ЛЮЮЛЛ1П1Л1ОЛ1ПЛЮЛЛЛЛЮЛЮЛ1П1П1ПЮ Ю irt
ПРИЛОЖЕНИИ I
539
-•* эо
-i м го о
Г1 Г1 OCD
777
809
296
-850
60600
205
1105
1107
343
293
240
214383
осмдо^ддодслдоооооооосссо® оосм аог^г^со.п^г-
^t'-o3oO^?l?1CM?5cMCMOQin-*-CM ОО «Jf t'-COCOOQCMvr-.f
00 Vf Од Од Од Од Од Од Од Од Od fjСО 00 Ю СО СО СМ ОО Од Од
Од '-• со со
со
я
<*■ iCh-
о О О Од
со с© г» <г
О0 00 м
ОЮСМООСМ'в'ОдкОЮООСМ
1 —
<D
OCO'^'OdiniOvf^t^f^f^f^Od—I'M X CM ОО ^ —'Ht*COO
(оои^^ии^и 5So^ coo Йсо~* сзо оо оо о ем о о
«З'СМОдОдОдОдОдОдОдОдОдСМ^нСММд^СМ М ' СМ ' 20 ОО
о
а
HJ
•0*
о
о
1®
со со й сг^
стТстГ^н io
СМ СМ СМ Од
§3?$^
SSS8g^SS888g
с§ ^^^^см 5 да** м о^да од^см о г^22
кП^ео coco со со со оо со со од о со од в^см.§ ^дадада® (мем
— ЗдООООООООООООдОдОО ^OOOOlOdOOOOOOOOr^t^
Г- *. *н а «“•
5 °
o<jia<ji2?^
СМ СМ Ю о
00 СО 00 00
ОО .£« t>* OdOdt'.
^^СОдобсОкПГ^^^^^
1АО0чн«4* »*ОдОдОдИО**7ч-«Ь»
ООООкОС^кПчГООООСООдОдСО
С Ь
° а
oo»SSS«ScSS8§ооод я^о© ooSodoo
cScScoSSSScoSSSюс^2?с2 «Soo sj^SSkn»-оооо
4-1 O'""
X
ч
"я1
X
>»
ч
13.7.1967
20.sTl967
18.5.1967
30.5.1967
30.5.1967
30.5.1967
4.5.1969
15.6.1967
9.6.1967
12.8.1967
11.10.1967
14.6.1967
18.10.1967
13.6.1967
15.1.1968
Гс
25.10.1967
20.7.1967
20.7.1967
25.6.1937
30.6.1967
X
X
X
н н
>*2
* * с ч
°2
65
20 лет
8
200 лет
20 лет
1
1000 лет
1000 лет
8
7.9
7.9
710
4,5 года
22
1000 лет
1000 лет
»
»
»
»
»
»
»
8
8
128
6
1,76
217
131
33.16
33.16
8
10
10000 лет
10000 лет
1 1—'
ч-4 | «3«СО |ПИИН«н чНСМ
W 1 1 1 11 1 1 , j |
>»
4.5 Л 967
5.5Л967
9.5.1967
12.5Л967
15.5.1967
16.5.1967
17.5.1967
18.5.1967
22.5Л967
22.5.1967
22.5.1967
24.5.1967
24.5.1967
»
31.5.1967
»
»
»
»
»
»
1.6Л967
4.6.1967
5.6.1967
8.6.1937
12.6.1967
12.6 Л 967
14.6.1967
16.6.1967
16.6.1967
17.6Л967
20.6.1967
29.6.1967
»
1967 40 D
1967 40Е
4 1967 41А
1967 42А
1967 43А
1967 43В
1987 44А
1967 45А
1967 46А
1967 47А
1967 48А
1967 48В
1987 49А
1967 50А
1937 50В
1967 51А
1967 52А
1967 52С
1967 53А
1967 53В
1967 53С
1967 53D
1967 53Е
1987 53 Р
1967 53G
1967 53Н
1967 53J
1967 54А
1967 55А
1967 56А
1967 57А
1967 58А
1967 58В
1967 59А
1967 60А
1967 61А
1967 62А
1967 62В
1967 63А
1967 64А
1967 65А
1967 65В
ccmS* g
ИИ ^
coco coco coco
и о о и оо«*
SHggggSSSHS^,
««"Г77Т« <2 «м «Ч5 -
ЯЯ§§§§ЯЯ§ЯЯаД!
ggsSssggsggSgfc
aa°3°$aaS о,ао^
xsKSSKxxSxss
Qi 0) О) 0) 0> ШСО
ио ии S3
• со СО СОСО
< I ВС*<*< ЛЛОнЛЧ а <
a^lgs 8888Э «н!в 3 i
и uOU OCJOOO иООО S Q
о^ааа скас
иаиоо иаоа оаа
ониои иной ийя
иОоии оОиО UUO
8S
ю ю
с8 с§
Од О см
_cot^-
Ю Ю irt in ю ю ю
сог^оодао
со
ю ю ю ю ю
5S8S «8о5
1ОЮЙ1П юлю
Продолжение
540 ПРИЛОЖЕНИЕ I
Высота
апогея,
афелия
или апо¬
селения
(км)
33028
33548
33555
33553
33553
33553
268
208
7750
582
604
556
903
208
6050
346
220
301
449
892
528
39750
313
450
386
1581
380
292
205
401
208
1116
370
35912
н Период об- Высота
к ращения перигея,
»у (мин) (для перигелия
к- гелиоцен- или пери-
;е трич. ор- селения
бит—суток) (км)
1308,9 32980
1309,8 33006
1311.6 33079
1313.6 33156
1313.6 33156
1313.6 33156
89.1 199
Падение на Луну
88.8 144
692,3 745
94,30 390
92,48 480
95,62 542
97,89 411
~ 88 145
~480 196
89,72 174
~88 145
89,4 202
90,43 142
102,20 834
92,3 280
715 500
90,38 286
92.08 315
Мягкая посадка на Луну
92.2 210
102,5 206
89,95 150
89.3 202
~88 145
89,75 122
~88 145
106,81 1041
90,1 212
1438,3 35745
Накло
орбиты
экватор
или к э
липтив
(град)
7,18
7,22
7,2
7.1
7.1
7.1
51.8
50
146,3
75.08
101,72
101,62
86,03
50
85
79.94
50
51.8
111,8
98,97
71
64,5
33,46
32.94
72.9
81.9
80.07
51.8
50
106,10
50
89,28
72.9
0,90
1 № 1
«SO
*lEBsf
МфИ in СО со со со to Ф со to со <Р to to to со со со to
аФА j фф® ® фффффффффффф os
Дата
Срок суще- крап
ствования суще
объекта ва*
(суткиа) (ми]
вре
> 10е лет
»
»
»
»
»
8 12.7
2.6 16.7
0,06 17.7
Спутник Луны
7 лет
15 лет
12 лет
40 лет
0,06 31.7
Спутник Луны
25 1.9
0,06 8.8
8 17.8
13 29.8
1000 лет
115 17.12
487 30.12
26,19 9.10
1,87 9.9
2.6 11.9
8 19.9
173 3.3
18,69 4.10
8 24.9
0,06 19.9
10,2 30.9
0,06 22.9
1000 лет
8 4.10
> 10* лет
Число
частей
объек¬
та на
орбите*
н | | j | | |«чс*г |*^нсо
Дата
запуска
(мировое
время)
1.7.1967
»
»
»
»
4.7Л967
14.7.1967
17.7.1967
19.7.1967
25.7.1967
27.7.1967
28.7.1967
31.7.1967
1.8.1967
7.8.1967
8.8.1967
9.8.1967
16.8.1967
23.8.1967
24.8.1967
31.8.1967
7.9.1967
8.9Л967
11.9.1967
12.9.1967
15.9.1967
16.9.1967
19.9.1967
19.9.1967
22.9.1967
25.9.1967
26.9.1967
28.9.1967
Обозна¬
чение
запущен¬
ного
объекта
1967 66А
1967 66В
1967 66С
1967 66D
196) 66Е
1967 66 F
1967 67А
1967 68А
1967 69А
1967 70А
1967 71А
1967 72А
1967 72D
1967 73А
1967 74А
1967 75А
1967 76А
1967 77А
1967 78А
1967 79А
1967 80А
1967 81А
1967 82А
1967 83А
1967 83С
1967 84А
1967 85А
1967 86А
1967 87А
1967 88А
1967 89А
1967 90А
1967 91А
1967 92А
1967 93А
1967 94А
Название
запущенного
объекта
IDSCP-3-1
IDSCP-3-2
IDSCP-3-3
IDSCP-3-4
LES-5
Додж-1
Космос-168
Сервейер-4
Космос-169
Эксплорер-35
(IMP-6)
Секретный ИСЗ
OV-1-86
OV-1-12
ОСгО-4
Космос-170
Лунар Ор битер-5
Секретный ИСЗ
Космос-171
Космос-172
Секретный ИСЗ
Секретный ИСЗ
Космос-173
Космос-174
Биос-2
капсула
Сервейер-1
Космос-175
Космос-176
Секретный ИСЗ
Космос-177
Космос-178
Секретный ИСЗ
Космос-179
Секретный ИСЗ
Космос-180
Интелсат-2
Страна
*4 Рч««Рч<« «^«ХРчР^^РчР,^
S g0g0 00 0g00gg00880 0880gsa8sgg
О gUoO ОО UoOUooUOquU 000^00^0^0^
Ч
OQ О) О —1 C\J со iOCOt'-OOQSO*“,CMC0^1 Ю CD t— 00 CD О 1 Г J СО <Г О со
Об 00 Од Од Од Од Од Од Од Од Од Од О © О О О © О О О О чм ** ч-j ** ч-j
ю lOiOimn юю юююююФсоФФФ'З с5ФсоФсососососох>со
ПРИЛОЖЕНИЕ I 541
сг^<г^смооюлоо»г5осооог^о £-ооооо^оэ Р5ст>ог^ооол^л— t^-coco^rcocooio
S§gcS5^?5S|S5SSS?5S5SS3 83382SS3888
8 Si 8 ^ l ~ l \
>»
as
S§a2S588S82858§gi$SSS888 8зВ228аШч8а§8888а
l £« ~ \ l «Г l
X X
§
cd
Н?»Л°1аА
u«8s:ssfl““
' ee ^
4 X
ё
■я—
апв'ооюмою»н® ымд^®ллол
СЮ0202аео00202020200 K~*05 0200 0200 000
к
"ST
§ со сЁ^с^см ю 8 Sr^Si t^2
Ю® Ц5»ООСО«^‘ч^'ч-Г«^'^'оч-Г*^^ЦЗО СМСМ-н^ЮСО
О02С0С0|ПС0С000*-<О*0ЮЮ1'-00€0 00 © С" Г— CD 00
г» irt цз о
1> СО ЮСО krt 02 U
юооГ^осм 10020
СОЛО 00 СОСО«Э*Ч
о _ со см оооо
00«>-*Ю со ^
Ю Л Л и S# ЧН •- Л
ocot'-^t^eoooco
1
888
w О) O w w
88'
I^r-
88
1
II
ФФФЮ COqSSSS
0 0200 ^ФФОA
1
1
1
00 00 00
Sp
О 02 02
00
1 ООО 1
1 ^ООи
l CM
’S3
>s
1 CM*-^
cm oo cm cm cm* t-* —<
13
1 CM
1 CM
1 CM CM CM
ю
o^joo
СМч-I
о as
00
d2
02'"l ^ ой^.^О
<rH CO '-'fiM^j 00
d
4-1
3S5S
ё н S
н НЛН н и § н 3
02 о _^«Йо © _ ^ со ”:м а> ts
~ воооо»1 В о R®ю<f'"too ч2оо*чгео_о 400см ооо^сооЕг<»55й
Ю о С* <T (—) о -Г2»Н 4f> <Оч-4*-н 5 00 о о
8см8
a
А 2
'|2 8е
8 1 *■ S
ю о
ю^имми«^и | T-i^-irq-^H-^^TH^-i^-i^ioo^HTH^-i | | | оосмг^лсм-^госом | t- см см *-i
22222222222222^h^S^hZ2S^^Zn^< 22222 ~2222^ с•
"ssssaass^R^ss”""®*^^^ asaa'’5222^3'0
SSSIIsslllllsllls^s^alss
со СО eg СО ср ср СО СО со ср ер ер со гr> <• о ер СР СР CP СР СР СР fP <*j>
22222222°*®*^®*°*®* 02002 о лоо л о5л
со
о
|Я8|§6§§3§§§§§^§Л||^§§§” §?3а*й
gS|||°l8|§§8S8|S<!g'|H§§8S §°11й^
«гикк «КхЖКККК&Х и^* И«й^ к »г
о? 02 аз di oj
««БВ^ЗВНЗЧЯЗ
3lii|li!il|i!
а>
О
OOouOUOUUooogoUoOUUUoUO<! «OgOUUU
а а< л Он ^ *< ^ <; < а «< с л
ооооваоьаиаыи
ппооДЯиНРоиЯи
иОООииОииО^^О
2228^^^^Кл^™<-8$32:в:ч1е0'*,''0сс,1'^00а:)О «к* сд со л
cccoSSS^£SbJ£§££-2-2'2££3SS33 SSSlsS
C0C^0002O-^CMrC<ttOCOr^00
'C'if'JSf ^люююллюл
ерерсоеоеосоеоеоеоесеосоео
Продолжение
542 ПРИЛОЖЕНИЕ I
Высота
апогея,
афелия
или апо¬
селения
{км)
^10 33 2Я£22Л5Д£Я?с2152!1£?£??ое,Э®'!»,оэ*-1Г'-аосО'^=>^оос'0=5 1ГЗ -J до до
о о со £3£:r;29^£22?:£020050s,"H,'Nt^t>,ooo5rqocMt'-oc'i'«-4''->.*>cooo о о 51
Ю СЧ ч— ЗС ГО 5о чТ СО O'} СО (Г) СЧ 00 00 СО CD оо Ю СЧ СЧ <Г -3" 'З* СЧ Г- >п СЧ Г~- СЧ о 05 Ю
ч-< ч-ч °2 ) 02 05 ^ч 02 1— Ч-* сч
) ^2 1 со
Высота
перигея,
перигелия
или пери¬
селения
(км)
«§1 ?5?SSsSsSSaSa?3S52aaa2?3S2§S2?52SS3 »ЯЙ
( *
Период
обращения
(мин) (для
гелиоцент-
рич. орбит —
суток)
ад г- о оосчсо incoo аг> о 05
05 05<исеоо c^oo^cdoo.^c5 ^*^^4-100 Ч--ЧН1 <teoc^irt^io ч-ча^е*^
—ГяГг^Г к<0 10в>оооГг-ов50505ое»эо5ооосчоов»ооч-Гоэоооог^Г^ооо505 сч оо сч
фоо 0202осо2оосо02ооаоооло5от^^оаоооо2Жо)аочгн02оооаоа2а2 о о о>
СО
Наклон
орбиты к
экватору
или к эк¬
липтике
(араб)
masW сог-ч-« г» л <f ч-i iO со
<•*005 *1 О СО ч-СЧЛО© 05t>^«* UO^UJOO СЧ <f О ч-ч 05 >dh
00*^05 ч-Г— Ю005^-СОЮи01Г5^ СЧ О о СЧ ^Гоо СЧ О <Ю со <М-Г аооо Ч-ч
ео1'*союа5оеоосососоооеооо-^*оою»лч-1о0ч^»пеосо«о>аьоог^05 05<3* г-
Дата
прекраще¬
ния суще¬
ствования
(мировое
время)
24.3.1968
>ич. орбита
2.3Л969
13.3.1963
24.1л 968
10.4.1968
24.3.1968
2.4.1968
11.4 1968
4.4Л 968
к Луны
ЮЛ 1.1968
19.4.1963
20.4Л968
29.4.1968
26.4.1963
30.6.1968
28.4.1968
26.4.1968
25.4.1968
2.3.1969
15.5.1968
11.10Л968
Срок
существо¬
вания
объекта
(сутки *)
33
3000 лет
1000 лет
Гелиоцент{
362
8
40 лет
11
60 лет
27
8
12
500 лет
8
0,42
1000 лет
»
Спутни
215
5
5
12
8
73
8
5,5 лет
2
0.1
310
14
50 лет
5 лет
100 лет
1 ГОД
134
Число
частей
объек¬
та на
орбите *
41 41 со 00 ТН ч-1 СО | чн Ч-ч -гЧ СЧ -а* СЧ 00 чн ч-ч СЧ ч-1 ч-1 ч-1 | ч-ч,-Чч-1СО | СЧ СЧ ч-ч СЧ СЧ ч-ч -ч
Дата
запуска
(мировое
время)
20.2.1968
20.2.1968
2.3.1968
2.3.1968
4.3.1968
5.3.1968
5.3.1968
5.3.1968
13.3.1968
14.3.1968
14.3.1968
16.3.1968
21.3.1968
22.3.1968
3.4.1968
4.4 Л 968
6.4.1968
»
7.4.1968
9.4.1968
14.4.1968
15.4.1968
17.4.1968
18.4.1968
19.4.1968
20.4.1968
21.4.1968
24.4.1968
25.4.1968
26.4.1968
1.5.1968
7.5.1968
17.5.1968
23.5.1968
24.5.1968
30.5.1968
Обозна¬
чение
запущен¬
ного
объекта
1968 10А
1968 11А
1968 12А
1968 13А
1968 14А
1968 15А
1968 16А
1968 17А
1968 18А
1968 19А
1968 20А
1968 21А
1968 22А
1968 23А
1968 24А
1968 25А
1968 26А
1968 26В
1968 27А
1968 28А
1968 29 А
1968 ЗОА
1968 31А
1968 32А
1968 ЗЗА
1968 34А
1968 ЗЗА
1968 36А
1968 37А
1968 38А
1968 39А
1968 40А
1968 41А
1968 42А
1968 43А
1968 44А
Sag
Й**
m Si
и ал.
я
щн°
** я
ЯЯЯДЯЯЯЙЯ £ЯЯ
:ss8c888S888lSg 588
5SK35 xSCICK—КЖК xSCi? хКК
о> а> Рч <"
О о И
8ёвёэ8ёав8аё88ёаа
ооооиииоиооооиоои
РнРнРнР-)^РнР-«РчРЦРн&чРиг^Рн
UOUOhOOOUOOOhUоыцОО
иоооиоиоиоаияоаняоо
ааоииоиооисоиояиооо
и
р
ао»-мп<*и
D О ~ч СЧ со 'Т ю
р г* г» S
5 со со со со «о «о
СО Г'- 00 05 О >-чСЧ
[^ ** "* “
СО СО СО СО
сг» о —< :ч со
О» 05 CD
со со со
ПРИЛОЖЕНИЕ I 543
sgs§sllilililss8gisls!s^"|8s^§s^§s^8 m
3|g81||||||||22i2pg=S§M2spagS§2|i§g|Ss||Sg
- ^4°lrv«^44'=..-l<4:-*|!? °г5. »T.«iR;<4rt .•*4$?R.»!|-*S5.H<W'inS4 sK”
gsssgggjgggjsgggsssgsssgsssssssssssssssssi-jss
ss
“.«S^w2S22222:2<e8tec$S.<s; So » ® § ~..S S. °q3S o «ft^ccg cc «.
ргг2?зооос>ооовззя52азё$88за^®2й38г?5гю;2гз;§^ ss^
-_ ,«— ||M|| iii»)-. |«---— |-« —
Ш111 iiiillill iiiiiii iiiiiiililiii
****** *«3<e<eaj^t-;r-;r-;r-; *®<»oo<»ooooe5o5o>;ei=i®>;
-•'“’222 23^^-<Г“5‘Я25 sss®®1-00 “ггаяй^ггаггз
йё
8ё
§1
Ph^OhCU^PhO.^^ о* Л & <« pL4^^CUCUPHCl(^PUP*fU^№
8в88вёё8в cooBBBB оВВоВиёВёоиЗо
UUUUUUUOO OOOOOUU UOUOOOOOUOUUO
iiliii
§8§gg§ggg §2=2222 ggggggggggggg
Продолжение
544 ПРИЛОЖЕНИЕ I
Высота
апогея,
афелия
или апо¬
селения
(км)
К о
05 SO t—Ю КО SVJ О О чм 00 C\J t— 4-1 Г— in ко СО О CV1 ОО О 5о '3!
^ Й Й ^ Ю ююосо^оеосо ОО
1 « ""
Наклон Период Высота
орбиты к обращения перигея,
экватору (мин) (для перигелия
или к эк- гелиоцент- или пери-
липтике рич. орбит— селения
(град) суток) (км)
71.3 89,6 210
2,9 1418 35116
26,37 630,3 184
3 1435,8 35776
3 1431,2 35597
50 87,3 140
71 92,1 282
93,74 103,04 260
65 712 490
74,97 94,55 483
65.4 89,4 147
65.4 89,9 205
31,63 89,78 231
62.3 94,8 490
62.4 112,2 514
99.00 101,39 797
51,7 88,5 185
51,67 88,6 205
74 95,3 523
65 89,1 198
61,9 112,5 538
82,15 88,90 150
106,0 89,73 130
0,09 298 ~110 млн.
3237 97,78 378
Облет Луны и возвращен*
65.4 89,9 206
51.5 91,75 255
65.4 893 203
65.4 89,7 201
74.06 109,3 1168
71 91,7 282
106,24 93,30 136
2838 6750 418
35.00 100,16 765
г Дата
существо- «Рскраще-
существо- ния суще.
вания ствования
объекта (мировое
(сутки >)
И 4.10.1968
>10в лет —
~7 лет —
>10в лет —
0,06 2.10.1968
104 16.1.1969
18 мес. —
5 лет —
7 лет —
5 12.10.1968
8 19.10.1968
И 22.10.1968
10 лет —
100 лет —
100 лет —
3 28.10.1968
4 30.10.1968
40 лет —
18 18.11.1968
200 лет —
20 23.11.1968
14 20.11.1968
Гелиоцентрич. орбита
10 лет —
7 17.11.1968
5 18.11.1968
6 мес. —
8 29.11.1968
8 7.12.1968
3000 лет —
91 5.3.1969
8 12.12.1968
500 лет —
Число
частей
объек¬
та на
орбите1
| | | МчнСО со | |*ч*нюео<£^ J со | *-i ,рч |
Дата
запуска
(мировое
время)
23.9.1968
26.9.1968
26.9.1968
»
2. ЮЛ 968
3.10.1968
3.10.1968
5.10.1968
5.10.1968
7.10.1968
11.10.1968
11.10.1968
19.10.1968
20.10.1968
23.10.1968
25.10.1968
26.10.1968
31.10.1968
31.10.1968
1.11.1968
3.11.1968
6.11.1968
8.11.1968
10.11Л968
13.11.1968
16.11.1968
21.11.1968
29.11.1968
30.11.1968
3.12.1968
4.12.1968
5.12.1968
7.12.1968
Обозна¬
чение
запущен¬
ного
объекта
1968 80А
1968 81А
1968 81В
1968 81С
1968 81D
1968 82А
1968 83А
1968 84А
1968 85А
1968 86А
1968 87А
1968 88А
1968 89А
1968 90А
1968 91А
1968 92А
1968 93А
1968 94А
1968 95А
1968 96А
1968 97А
1968 98А
1968 99А
1968 100А
1968 100В
1968 101А
1968 102А
1968 ЮЗА
1968 104А
1968 Ю5А
1968 106А
1968 107А
1968 108А
1968 109А
1968 1ЮА
Название
запущенного
объекта
Космос-243
OV-2-5
ERS-28
ERS-21
LES-6
Космос-244
Космос-245
Аврора (ESRO-1)
Молния-1
Секретный ИСЗ
Космос-246
Космос-247
Аполлон-7
Космос-248
Космос-249
Секретный ИСЗ
Союз-2
Союз-3
Космос-250
Космос-251
Космос-252
Секретный ИСЗ
Секретный ИСЗ
Пионер-9
TTS-2
Зонд-6
Космос-253
Протон-4
Космос-254
Космос-255
Космос-256
Космос-257
Секретный ИСЗ
HEOS-1
ОАО-2
Страна
СССР
США
СССР
СССР
Европа,
США
СССР
США
СССР
СССР
США
СССР
СССР
США
СССР
СССР
СССР
СССР
СССР
США
США
США
СССР
СССР
СССР
СССР
СССР
СССР
СССР
США
Европа,
США
США
п/п
о> о ^ ю со г- оо os © -н cvj со ю со t» ар о> о^моо^юео^ао О)
СО СО СО СОСОСОСОСОСОЧГ;^,«5,'3,;<Г«3,'а,*3,«9««3* ЮЮЮЮЮЮЮЮОО Л
Г— 1--» t— Г— С— с—
ПРИЛОЖЕНИЕ I 545
^|§!!§|§аз1Ш§| §! I ||| piipipgll
oo>2
ppp^iM^ §§ i p| ipiS 2§iip|IS£i2
cqSco®
&88S^
i|gSi-is-Si.sisii si | piiiiii рн|1§11
Ё
■ffiffits
lmm
■R1r
3 S^l
8з$§£®г|з||sas8| si s gs®|sss£i Isssslisslss
III 11 ||t|| |1 I | III II llll
%р'"ЦЧШ'$ *' 1 '2' s'saa Msg""^2
3023|^S®lsS«"”|- sf ь «5*SS
O s s S^S s
8 й A A A
-a issi
т-кгсмсосо — 1Лчнч-че4гм<Мч-1:ч)ч-1чн
чн чН ч-Н *H м Cb ч-t eo | Ит^ИИИ | ч-t чН |чНчНчН
liliiiiil II 1 I1I11IPI liiiii ill
33 * **ЭДИЯ
ШШШШ^а и § *mmn
iiiilliiiiililll II I !!!!!!!!! IIIIIIIIIIII
gg g sssagasgs gggggg ggg
Продолжение
5*в ПРИЛОЖЕНИЕ I
! Высота
апогея,
афелия
или апо¬
селения
(км)
| 713
805
410
494
338
39700
39860
1135
ИЗО
280
410
272
326
317
>рабле
343
35803
120000
05 ОО ОО
lOCOiOO1
1098
349
343
1 350
Высота
перигея,
перигелия
или пери¬
селения
(км)
| 644
284
214
280
203
470
31680
Ю lO VO
05 00
О 0»Ч т-t
206
179
194 1
ируемом ко
209
35777
16000
О t— 05 Г'-
CJ -м 2
396
206
4906
О т-1 Г]
050 СО
тн СМ СО
*
« « 1 I
gSlfjJs
97,9
шбита
95,2
90,4
92
89.7
713.7
i36
OOOOOQ
-д
$8
о
р;
- ‘-’05СОО
8««3§
NffSNO
О 00 05 05
00 00
05 05 —
05 00 05
ГМ
05 05 01
00 00 05
-8
Щи*
Л
я
Я
1
*
Наклон
орбиты к
экватору
или к эк¬
липтике
(град)
f
ri -ч.
оо о 7^ оо «3 03
я
к
£
99,91
99,93
51,8
108,76
51,6
64,97
65.4
Облет л
65.4
1,0
32
82
51,8
71
100,0
<=>**
Niflh.
00 СО 00
оо оо и»
т-Гт-Гсо
ююсэ
65,4
Дата
прекраще¬
ния суще¬
ствования
(мировое
время)
05 05
со со
05 05
05 05
05 05
05 05 0»
О» 05
$ £
1
а»
8
I 13 1 1 1
<м‘ г—
1 I v}’
юю
СОСО
см
ююю 1 1
1 СО 1 СО
со
тН
1 СО 1
S3
1
Г-'
1
Срок
существо¬
вания
объекта
(сутки *)
60 лет |
14 мес.
8
8
6 лет
> 10е лет
800 лет
2000 лет
8
15
13
21
8
8
8
> 10е лет
> 10е лет
М-
< *
25 лет
8
10 лет
1 I 00
1
Число
частей
объек¬
та на
орбите *
35
1
1
1
1
1
3
^ |- |
сото
,
—
-
Дата
запуска
(мировое
время)
05 <35 05 <35 05 05 05 05
СО СО СО СО СО СО СО СО
05О5О5О5О5АО5О5
1 II
05 05
щщ
05 05 05 05 05
05 05 05 05 05
05 05 05 О»
СО СО СО СО
05 05 О 05
05 05 05
СО СО СО
05 05 05
1
00 СО СО ^
СО Г-* 00 ^ 05 т2 00
oq см
ю
Ю1П ю ю ю
Ю Ю СО СО
ЙЯ””
СОСО* СО
со со'со
ЯЙЯ
Г"»
О
Обозна¬
чение
запущен¬
ного
объекта
1969 29А
1969 ЗОА
1969 31А
1939 32А
1969 ЗЗА
1969 34А
1969 35А
1969 36А
1969 37А
1969 37В
1969 38А
1969 39А
1969 40А
1969 41А
1939 42А
1969 43А
1969 44А
1969 45А
1969 46А
1969 47А
1969 48А
1969 49А
1969 50А
1969 51А
1969 52А
1969 53А
1969 54А
1969 55А
1969 56А
1969 57А
Название
запущенного
объекта
Метеор
Маринер-7
Космос-275
Космос-276
Космос-277
Космос-278
Молния-1
Секретный
спутник
Нимбус-3
Секор-13
Космос-279
Секретный
спутник
Космос-280
Секретный
спутник
Космос-281
Аполлон-10
Космос-282
Интелсат-ЗБ
Секретный
спутник
Космос-283
Космос-284
Космос-285
Секретный
спутник
OGO-6
Космос-286
Эксплорер-41
(И МП-7)
Космос-287
Космос-288
Биос-3
(Биос-Д)
Космос-289
Страна
Рч Рч Он Он Рн ^4
ojuuuooS
одоооооя
ооооооои
США
СССР
США
СССР
США
СССР
США
СССР
США
США
СССР
СССР
СССР
США
США
СССР
США
СССР
СССР
США
Рк
О
О
о _
^ о
Г— 00 05 О т—» СМ 00 ^
05 05 05 00000
t^l^l'-OOOOOOOOOO
Ю СО Is—
о о о
00 00 00
00 00
о—•тмеО'СГ
оозо оо оо ао
iT2 СО Г" ОО
ОО 00 GO 00
23<М
00 ОО 00
S3S3S
00 00 00
i
ПРИЛОЖЕНИЕ I 547
см о со -
>п*а< со *
со »ооог
29°°23»^^^-оооос-оооо1-
OOt'^'TOt'—CMCO'*—'ч-< иООООООСОООаОГ'-
t^cMcoiocoeoeorMcocMin^cO'^oi'J'^feo
Ж№
О СМ <Г
<f оз г-
СО -Г l-
£1*
О О О
о —
Е ~ ^
*s3_
oc5S
CMCOt^
S-*
Г"- Г- Г'- 05 Я05
и
•OONNI^THHQM'OOOr'OOOOfp о to 1^ ю о
*Оооосоч-чч-н^ч-«аоазазаз1Пч-11гз1ПОз со 00 о о со
- СМ СМ СМ т-н ГМ ГМч-нСМч-1<3'ч-Нч-(.<*<0Эч^чГСЛ| со •*-( см см гм
см см г-
CJ сЗ
О £а
с = Эо*
Sro®Ss°
я сс°.
н ае^:
и о
О ев w
^ п
св
§
(XI
аз>«и109> со in со t^o^cqcqoo.
<*о>
»ГЭ-are
со сое
3 —
О
^ «** о.
nBOiON см
СО СО СО
*1 c'il'’l,'1t'l*a!.
5 in Ч-ГЧ-ГЧ— Ч-ГОО
О t~ l'» t** l'- 00 CO in in in <T
t^OiOl
03 Ч-Гоз
00 OS о»
oSssiaSSg 3 ёёёёзёёёёз SSs
9 оооойооооЭ ooB
UUUJOUUOU О uuuooooouu 000
ed<J
aRouooo^ooou
я°ОООООЦОуои
Ы SOOOOOJhFOOO
Шгзгш g шшшз ш
CMWMiinO fr CO 03
3 ao <2 c2 со со оосёоЗ
Продолжение
548 ПРИЛОЖЕНИЕ
Высота
апогея,
афелия
или апо¬
селения
(км)
ю см оо о см © г- <х> г- со со о см о
QMt-^см юоь ©оог- спююоо
Г1 ГО Г—«d* —- ГО JQ ГО «СМ Ю СО ГО OI
В -
со
Высота
перигея,
перигелия
или пери¬
селения
(км)
193
208
220
136
281
387
203
в Океане
23° з. д.)
208
ая орбита
^ 284
1145
204
282
521
154
209
206
Период
обращения
(мин.) (для
гелиоцент-
рич. орбит —
суток)
89.7
109,1
93,4
91,3
121,96
90,1
дкз на Луну
(3° ю. ш. и
1 893
Стационарн
92
108,6
89,1
91,9
95.3
102.7
89.4
983
Наклон
орбиты к
экватору
или к эк¬
липтике
(град)
51,5
65
48.4
108
71
103
65.4
Выса
65
71
74
65.4
71,0
74,06
493
65.4
48.4
Дата
прекраще¬
ния суще¬
ствования
(мировое
время)
8.11.1969
24.11.1969
Срок
существо¬
вания
объекта
(сутки *)
15
100 лет
10
неогранич.
Число
частей
объек¬
та на
орбите*
1
1
1
1
Дата
запуска
(мировое
время)
22.10.1969
24.10.1969
»
4.11Л 969
8.11.1969
12.11.1969
14.11.1969
15.11.1969
22.11.1969
24.11.1969
3.12Л969
5.12.1969
11.12.1969
20.12.1969
23.12.1969
25.12Л969
Обозна¬
чение
запущен¬
ного
объекта
1969 92А
1969 93А
1969 Я4А
1969 95А
1969 96А
1969 97А
1969 98А
1969 99А
1969 100А
1969 101А
1969 102А
1969 ЮЗА
1969 104А
1969 105А
1969 106А
1969 107А
1969 108А
1969 109А
1969 110А
Название
Страна запущенного
объекта
Космос-305
Космос-306
Космос-307
Секретный
Космос-308
Ацур
(625-А1)
Космос-309
Аполлон-12
Космос-310
Скайнет
Космос-311
Космос-312
Космос-313
Секретный
Космос-314
Космос-315
Космос-316
Космос-317
Интеркосмос-2
СССР
СССР
СССР
США
СССР
ФРГ,
США
СССР
США
СССР
Англия,
США
СССР
СССР
СССР
США
СССР
СССР
СССР
СССР
СССР,
ГДР,
ЧССР,
Болгария
Ч
О —< см со m со г- оо 02 о^смго^юсог-оо
со со со со со со со со <25 со г- г- г-1>- г- г-1— r-t'»
оо ао оо оо ао оо оооооо оо ао оо оо оо оо оо оо оо ао
я а
СВОДНАЯ ТАБЛИЦА ПОЛЕТОВ СОВЕТСКИХ И АМЕРИКАНСКИХ КОСМОНАВТОВ
ПРИЛОЖЕНИЕ II 549
аз
tS
а:
ьз
£
• Jb
§ S5
2g*
к
lb
8
r^-
g
CM
g
я
CO
Ш
s
CO
8
Я 8
h- О
I §
CO
t'-
8
CO
w a
о
X
•a*
itf*
«в*
*<Р CM
*3»
Ю
н и
pfcs
££§■§
ч«о,£
°о«п
К да
64 ё
5§
Рчв
да 2
о я
н м
да да
да да
S3 о
О S3 к
s 2 Ч
о So
о я л
х да а
„ко
5 .к
S Q,
те Р
© «
I s
§ I
9 Z
ё к
§ ё
н§ 2
III
а _ о
®д р*
К о
а
о
о
>»
о
£
в
«9
g«!
5а
5°
fig
||
° а
* х
Я*
да н
а»
«в
И
о
Ен
&S
а§
ь в
«
а
и
а
о
х 2
в 5
В да 2
ЭоЕ
К о
« S*
£ о о
о да
к х о
да m к
да « в
а >»
® а
В
**
да Я во
в Я О
в аа
х»2 w
даК к
. да
в'да 1с
я х х
S « о
2§S
« р* и
a s 2
ag*|
|ГС
< °г
t»cooQ*a,eoCM«$'tDcDCM
га
ем со
см см
5 00 3 $
сЗ £ $ £
s
X S3
Я
Я
я
я
S
Я
S
s
a
S
00
-a*
1 s
CD
lO
CD
in
о
CO
8
In
*■3*
Ш CD
tr
У
X
В
У
У
tr
У
X
X
Й
>■*
05
о
i-
05
CO
s
о
*a«
га
®§_ ® ^ gCM да СМ ЛСМ Кем
s8 is *8 £8 *8 ;s8 йЗ £?
я" I" я" ^ Г
х
о
см
ч-н да-н СО
tQtS ^2 ^2 те35
io оз 05 05 05 05 05
JS i й 2
a
g
g* aa§§
°<7 да о о g
и" S ^ да Я о
Si S3*?
Продолжение
550 ПРИЛОЖЕНИЕ II
ПРИЛОЖЕНИЕ II 551
t rtcd
2 о я
оЗЕ
2 . Л
EQ W Q,^ I
»ssiE
I I i
'fclei s
llssr
I§£«2 =
s P
® s
о
‘'l
«в<
<*L
4f
со
л
я
я
я
x I
Sg
2$
3 a
* ^ «N \г* В * • v
115 I ^ g 115 I
S i s s и s
Is &Ц&8
bn о « о t?
a
a
Од
a
a
a
a
a
a
со
a
оо
ь
о
ю
о
см
со
•4*
о
о
tr
tr
tr
V
tr
tr
tr
tr
tr
«в*
CM
§
га
Од
г-
к
см
гм
Од
ю
2
Д со
CO
Ю Od
Q, H
В »
cer- Oo
S2
l ± iH
S £
°8 «8
«2 N®
а
в
8
К
к
п
Sod
a
Л
«Од
со
L
со
Од
ОО Од
со2
с§2
32
7~*
7~
ifd
7
со
1
00
i
CM
1
„ , в
p; x g
ч s a
§8*
SS5
JB«<
figs
*£3
- Mg
!•«»
c?7 .a;
sg CO rt £*<
|§ а|в«?
wo s^n
&*a -sg
Bg S§£|
go £«§3
rO BrosJ
Я >>
с'" К
R 0,2
^ го - « а> 5
fc о 5 й «5
о,о 2© к©
о *
m со
Р 4-
'о к\°0 д &Q §б<§
-e2*fla*
^ ”|5b
go S S
QO ȣsS
8o £«*8
t, ©
со К
♦ В JO
ilil
©•5 и -
«f§g
sSSo
К
Я Я
£ 83
Я 3
юлжение
552
приложение: и
я
§3
1
8
о
8
1 1 я
«нм
'-"О К
t"—
i
§
s||
03 °
Я*
в
см
оо
00
00
йч”
я
g5,
о
X
*8gg
Sag
о о и и
||а|
я а к а
ч в о ®
о л «со
Щ1
В*“в
п V
о Я
& *
2 «
go
iSS
о SO
о » я
««а
а".8
3 я
5 я
1|
©S
*os£
«в 5
я w § ° ®
с« Я g Я5 Н
S'S 5 Я S
м Я И о
о 9*2 » а
М О я п о
К X о « °
« »S«
О х £ Я О
за»*!
в н * § g
2ю 2
S о Ч
|н
°*т
«к
8 ч .
к^Яа
£*ю 14
Я я ОЛл,
ShSsS
рр. И«о>
8Ч'§
мнс«С
«ОЯ«§
Йн«а
о л я^*о
н в аЧ8
д >»Я л
з“£я
1ЧЧ1
|£||
g «'g S
Нн
Я 0} М О
о я я я
Bggg
2 о 2 m я
о u S о а
$оЯ о
s я m m я
И
о ^
я«
я
Чг-
as
я
§Я
2 н
2 о
а о
QJ
ч ч о
оин
Н
1 ь I «
1||1
«Stt"
п
Я Я
3*5 вШ:
£ggSS
коё£»
О X О ч
а
К
К
а
а
а
а
см
8
со
оо
ю
ыо
оа
о
Я
я
я
Я
Я
Я
г-
т—t
т**
00
оо
§
со оs аз
V Г
OOOS
s i
«о
Я
К§
см^-
a
в
я о
t'- Oi
7~
я
я
is
«.s'?
s §
д >»0) 9
sweS
«
• Я
а я
« л
я н *
Ч «2
° 5 «
2 « 2
ди о
к* .
§я&
айи
tt
я«о
<
На конец 1970 г. космич. полеты совершили 22 сов. космонавта на 16 кораблях трех типов («Восток», «Восход», «Союз») и 26
амер. космонавтов на 23 кораблях трех типов («Меркурий», «Джемини», «Аполлон»). Всего полеты в космос совершили
48 космонавтов на 39 кораблях (одно-, двух- и трехместных).
ПРИЛОЖЕНИЕ 111
ОБРАЗОВАНИЯ НА ОБРАТНОЙ СТОРОНЕ ЛУНЫ
ПО ФОТОГРАФИЯМ «ЛУНА-3»
№
Наименование
Иностранное
написание
Координаты
0°
1
Герц
Hertz
+11
-101
2
Бруно Джордано
Giordano Bruno
+36
r103
3
Жолио-Кюри
Joliot-Curie
+25
- 93
4
Верн Жюль
Jules Verne
—37
-
-151
5
Курчатов
Kurchatov
+32
-144
6
Лобачевский
Lobachevsky
+ 9
-112
7
Ломоносов
Lomonosov
+28
- 99
8
Максвелл
Maxwell
+30
- 99
9
Менделеев
Mendeleev
— 2
-167
10
Пастер
Pasteur
-10
-111
И
Попов
Popov
+14
- 99
12
Склодовская-Кюри
Sklodowska-Curie
-23
-102
13
Цзу Чун-чжи
Tsu Chung-chi
+18
-141
14
Циолковский
Tsiolkovsky
-22
-131
15
Эдисон
Edison
+24
-100
16
Море Мечты
Mare Ingenii
-50
-179
17
Море Москвы
Mare Moscoviense
+27
-149
СВЕДЕНИЯ О ЛИЦАХ, ИМЕНАМИ КОТОРЫХ НАЗВАНЫ
ОБРАЗОВАНИЯ НА ОБРАТНОЙ СТОРОНЕ ЛУНЫ
ПО ФОТОГРАФИЯМ «ЛУНА-3»
1. Герц, Генрих (1857—94, Германия) — физик (доказательство существова¬
ния электромагнитных волн).
2. Бруно, Джордано (1548—1600, Италия) — философ, астроном.
3. Жолио-Кюри, Фредерик (1900—58, Франция) — физик (искусств, радио¬
активность).
4. Верн, Жюль (1828—1905, Франция) — писатель (научная фантастика).
5. Курчатов, Игорь Васильевич (1903—60, СССР) — физик (ядерная фи¬
зика).
6. Лобачевский, Николай Иванович (1792—1856, Россия) — математик
(неэвклидова геометрия).
7. Ломоносов, Михаил Васильевич (1711 — 65, Россия) — ученый-энцикло¬
педист.
8. Максвелл, Джеймс (1831—79, Англия) — физик (электромагнетизм,,
оптика, молекулярная физика).
9. Менделеев, Дмитрий Иванович (1834 — 1907, Россия) — химик (периодич.
закон химич. элементов).
10. Пастер, Луи (1822—95, Франция) — микробиолог (предохранит, при¬
вивки против ряда заразных болезней, бешенства).
11. Попов, Александр Степанович (1859—1905, Россия) — физик (радио¬
техника).
12. Склодовская-Кюри, Мария (1867—1934, Польша) — физик и химик
(учение о радиоактивных элементах).
13. Цзу Чун-чжи (5 в. н. э., Китай) — математик и астроном.
14. Циолковский, Константин Эдуардович (1857—1935, СССР) — осново¬
положник космонавтики и ракетной техники.
15. Эдисон, Томас (1847—1931, США) — электротехник.
СЕВЕР
КАРТА ОБРАЗОВАНИЙ
60 НА ОБРАТНОЙ СТОРОНЕ ЛУНЫ
35
45
28
46
30
30
69
52
35
21
66
57
47
29
30
70
83
78
102
96
27
105
80
48
135
27
220'
51
65
42-
30
62
25
95
36
18
72
15а
30
30
87
61
117
25
40
29
за
за
зоо
26
50
115
30
40
170
120
460
50
65
ПРИЛОЖ1Л1ИЕ
ОБРАЗОВАНИЯ НА ОБРАТНОЙ СТОРОНЕ ЛУНЫ
ПО ФОТОГРАФИЯМ «ЗОНД-З»
Наименование •
Аббе
Аббот
Абу-ль-Вефа
Авогадро
Аль-Бируни
Андронов
Антониади
Аррениус
Баба
Баклунд
Бахчиванджи
Белопольский
Блажко
Боэе
Больяй
Бредихин
Бутлеров
Бюффон
Братья Вавиловы
Ван Гу
Вант Гофф
Вегенер
Вин
Винер
Вуд
Галуа
Гельмерт
Герасимович
Голицын
Графф
Джонс
Дирихле
Доплер
Дьюар
Евдокимов
Жирицкий
Жуковский
Зелинский
Идельсон
Иоффе
Камерлинг-Оннес
Кантор
Карвер
Карпинский
Кассегрен
Кекуле
Кэмпбелл
Кибальчич
Кимура
Клейменов
Ковалевская
Ковальский
Кольрауш
Кондратюк
Конфуций
Королев
Косберг
Кох
Красовский •Иностранное
написание
Координаты
P°
k°
Abbe
-13.5
— 149.0
Abbot
- 1.5
-136.0
Abul Wefa
+ 7.0
-134.5
Avogadro
-17.0
-146.0
Al-Biruni
+ 6.0
-148.0
Andronov
-30.5
-147.5
Antonladl
+25.0
—137.5
Arrhenius
+31.0
-143.0
Bhabha
-42.0
-119.5
Backlund
+ 4.0
-136.5
Bakhchivandzhi
- 2.0
-159.0
Belopolsky
-19.5
-130.5
Bla/hko
+30.5
-152.0
Bose
-36.0
-141.0
Bolyai
- 2.0
—135.5
Bredikhin
+16.5
-165.5
Butlerov
-12.5
-138.5
BuKon
+ 2.5
-100.5
Fratres Vavilovi
- 3.0
-141.5
- 2.5
-140.0
Van Gu
- 6.0
-144.0
Van’t Hoff
—38.5
-127.0
Wegener
+ 9.5
-117.0
Wien
+ 2.0
-128.0
Wiener
-39.5
-118.0
Wood
+ 2.0
-132.5
Galois
— 16.0
-157.5
Helmert
-26.0
-145.0
Gerasimovich
-26.5
-128.5
Golitsyn
-27.0
-106.0
Graff
+10.0
-153.0
Jones
—27.0
-136.0
Dirichlet
-38.0
-136.0
Doppler
-15.0
-167.0
Dewar
+ 3.0
-136.5
Evdokimov
-42.5
-123.5
Zhiritsky
+ 8.5
-164.0
Zhukovsky
+ 7.0
-165.0
Zelinsky
- 7.5
-139.0
Idelson
+ 2.0
—142,0
Ioffe
-16.5
-131.0
Kamerlingh Onnes
+13.5
-118.0
Cantor
-46.5
-116.0
Carver
-39.0
-142.5
Karpinsky
- 9.5
-132.0
Cassegrain
—42.0
—141.0
Kekule
+ 6.5
-137.0
Campbell
+ 4.0
-140.5
Kibalchich
+ 0.0
-131.0
Kimura
-18.0
-138.5
Kleimenov
-35.5
-144.0
Kovalevskaya
+30.5
-132.0
Kovalski
-24.0
-124.0
К oh Irausch
-49.0
- 96.0
Kondratiuk
+17.0
-153.0
Confucius
-16.0
-143.0
Korolev
- 5.0
-164.0
Kosberg
+18.0
-150.5
Koch
+ 8.5
-149.0
Krasovsky
-25.0
-143.0
• См. сноску на стр. 565.
556 ПРИЛОЖЕНИЕ III
Продолжение
К*
Наименование
Иностранное
Координаты
Диаметр
объекта
написание
k°
(км)
60
Крылов
Krylow
-10.0
-164.0
60
61
Лангемак
Langemak
+ 0.5
-151.0
108
62
Ланжевен
Langevln
—[-12.0
-127.5
51
63
Лармор
Larmor
—23.0
-130.5
25
64
Лебедев
Lebedev
-14.0
-133.0
56
65
Леви-Чивита
Levi-Civita
+19.5
-144.0
31
66
Линдблад
Lindblad
—26.5
-131.5
35
67
Ловелл
Lowell
+ 1.0
-144.0
42
68
Лодыгин
Lodygin
- 3.0
-127.0
21
69
Лоренц
Lorentz
+17.0
-128.5
145
70
Майкельсон
Michelson
-12.0
-142.0
56
71
Максутов
Maksutov
—30.0
-126.0
26
72
Мандельштам
Mandelstam
-29.0
-130.5
34
73
Мах
Mach
-36.0
-137.5
25
74
Мендель
Mendel
-51.5
-112.0
150
'75
Мечников
Mechnikov
-13.0
-153.5
65
76
Мещерский
Meshchersky
-43.5
-137.0
99
77
Миланкович
Milankovid
+22.0
-145.0
34
78
Милликен
Millikan
+10.0
-141.0
25
79
Милн
Milne
-29.0
—140.5
40
80
Минковский
Minkowski
-16.0
-157.5
58
81
Можайский
Mozhaisky
-50.0
- 93.0
30
82
Моисеев
Moiseev
-37.0
-140.5
25
63
Морозов
Morozov v
-10.0
-110.5
30
84
Мохоровичич
Mohorovicid
-23.5
-135.0
77
85
Мультон
Moulton
+19.0
-147.0
46
86
Нернст
Nemst
—19.5
-137.0
40
87
Нбтер
Nother
-22.0
—134.0
24
88
Неуймин
Neujmln
-12.5
-114.0
30
89
Нобель
Nobel
+15.0
-141.5
95
90
91
Нумеров
Обручев
Numerov
Obruchev
+21.0
-20.0
-114.0
-142.5
75
57
92
Орлов
Orlov
-43.0
-136.0
22
93
Павлов
Pavlov
-20.0
-151.5
62
94
Паннекук
Pannekoek
-17.5
-157.0
55
95
Папалекси
Papaleksi
—42.5
-109.5
26
96
Паренаго
Parenago
-23.0
-166.0
50
97
Паули
Pauli
—12.0
-133.0
106
98
Перельман
Perelman
+16.5
-160.0
95
99
Перепелкин
Perepelkin
+ 9.5
-157.5
50
100
Петропавловский
Petropavlovsky
+36.0
—135.0
90
101
Петрушевский
Petrushevsky
+ 8.0
-111.0
30
102
Пиццетти
Pizzetti
-11.5
-136.0
71
103
Пласкетт
Plaskett
-54.0
-109.0
45
104
Ползунов
Polzunov
- 5.0
-159.0
39
105
Пуркине
Ригкупё
-21.0
-129.0
54
106
Рамзай
Ramsay
-12.5
—144.5
25
107
Рош
Roche
-12.0
-107.5
41
108
Рынин
Rynin
+ 6.0
-122.5
125
109
Саха
Saha
-21.0
—159.0
45
110
Сеченов
Sechenov
- 9.5
-146.5
70
111
Сисакян
Sisakian
- 8.0
—154.5
60
112
Смолуховский
Smoluchowski
- 9.5
—154.0
59
113
Спиноза
Spinoza
-21.0
-155.0
140
114
Стеклов
Steklov
-39.0
-105.0
28
115
Столетов
Stoletov
-13.5
-115.0
35
116
Стрёмгрен
Stromgren
-19.0
-143.5
87
117
Тесла
Tesla
- 2.0
-132.0
26
118
Тимирязев
Timiriazev
- 7.0
-151.5
60
119
Тиндаль
Tyndall
- 6.0
-134.0
30
120
Тихов
Tikhov
-11.5
-145.5
45
121
Тихомиров
Tikhomirov
+16.0
-136.0
125
122
Топчиев
Topchiev
-45.0
-134.0
23
ПРИЛОЖЕНИЕ III 557
Продолжение
Наименование
Иностранное
написание
Координаты
Диаметр
объект.i
(км)
0°
123
Уэллс
Wells
-10.0
-123.0
68
124
Фаулер
Fowler
—21.0
—155.0
43
125
Ферсман
Fersman
+10.5
-135.0
22
126
Физо
Flzeau
+ 7.0
-152.0
60
127
Фридман
Friedman
-14.5
-129.0
117
128
Хандриков
Khandrikov
-41.0
—128.0
20
129
Хвольсон
К h vo Ison
-20.0
-116.0
40
139
Хейфорд
Hayford
- 9.5
—126.0
27
131
Хираяма
Hirayama
-22.5
-127.5
34
132
Цандер
Tsander
+ 4.0
—155.0
210
133
Цераский
Ceraski
-14.5
-110.0
35
134
Чаплыгин
Chaplygin
-27.5
—122.5
51
135
Чебышев
Chebyshev
-37.0
—133.0
190
136
Чендлер
Chandler
+21.0
-147.0
48
137
Чернышев
Chernyshov
+15.5
-167.5
75
138
Чжан Хэн
Chzhan Khen
+10.5
-132.5
40
139
Шайн
Shajn
-20.0
-134.0
51
140
Шаронов
Sharonov
-16.5
-138.5
29
141
Шварцшильд
Schwarzschild
-38.5
-132.0
91
142
Ши Шэнь
Shi Shen
-22.0
-118.0
25
143
Шлезингер
Schlesinger
-31.0
-142.5
60
144
Шмидт О.
Schmidt
-20.0
-147.0
46
145
Шредингер
Schrbdinger
+26.0
-147.5
95
146
Штернберг
Sternberg
+17.0
-115.0
НО
147
Шулейкин
Shuleikin
-17.0
-119.0
20
148
Этвеш
E6tvos
- 2.0
-146.0
70
149
Яблочков
Yablochkov
- 2.5
-130.5
33
150
Море Мирное
Mare Pacificus
-31.5
- 98.5
180
JSIa
Наименование кратер¬
ных цепочек
Иностранное
Координаты (град)
Длина
написание
начала
конца
(км)
151
ГДЛ (Газодинамическая
лаборатория)
GDL
+27.0
+ 1.5
-140.5
-113.0
1100
152
ГИРД (Группа изучения
реактивного движения)
GIRD
+ 2.5
- 7.0
-127.5
-114.0
520
153
РНИИ (Реактивный
на учцо-исследователь-
ский институт)
RNII
- 3.0
-12.0
-132.0
-118.0
540
СВЕДЕНИЯ О ЛИЦАХ И ОРГАНИЗАЦИЯХ, ИМЕНАМИ
КОТОРЫХ НАЗВАНЫ ОБРАЗОВАНИЯ НА ОБРАТНОЙ СТОРОНЕ
ЛУНЫ ПО ФОТОГРАФИЯМ «ЗОНД-З»
1. Аббе, Эрнст (1840—1905, Германия) — физии (теория микроскопа).
2. Аббот, Чарлз (р. 1872, США) — астрофизик (физика Солнца).
3. Абу-ль-Вефа (940—998, Хорасан) — арабский астроном и математик.
4. Авогадро, Амедео (1776—1856, Италия) — физик (газовый закон Аво-
гадро).
5. Аль-Бируни (973—1048, Хорезм) — ученый-энциклопедист.
6. Андронов, Александр Александрович (1901 — 52, СССР) — физик (теория
колебаний, теория автоматического регулирования).
*' планег)аДИ’ Евгений (1870—1944, Франция) — астроном (исследование
8. Аррениус, Сванте (1859—1927, Швеция) — физико-химик (теория электро¬
литической диссоциации; работы по астрономии и астрофизике).
а. Ьаба, Хоми (1909—66, Индия) — специалист в области ядерной физики.
558 ПРИЛОЖЕНИЕ HI
10. Баклунд, Оскар Андреевич (1846—1916, Россия) — астроном (небесная
механика).
11. Бахчиванджи, Григорий Яковлевич (1909—43, СССР) — летчик-испыта¬
тель (испытание первого в СССР ракетного самолета).
12. Белопольский, Аристарх Аполлонович (1854 — 1934, СССР) — астроном
(исследование вращения Солнца, планет, колец Сатурна, определение
лучевых скоростей).
13. Блажко, Сергей Николаевич (1870 — 1956, СССР) — астроном (перемен¬
ные звезды).
14. Бозе, Джагадис (1858—1937, Индия) — физик и физиолог.
15. Больяй, Янош (1802—60, Венгрия) — математик (неэвклидова геометрия).
16. Бредихин, Федор Александрович (1831 — 1904, Россия) — астроном (тео¬
рия кометных форм, исследование комет и метеоров).
17. Бутлеров, Александр Михайлович (1828—86, Россия) — химик (теория
строения органич. веществ).
18. Бюффон, Жорж (1707 — 88, Франция) — естествоиспытатель.
19. Вавилов, Николай Иванович (1887 — 1943, СССР) — биолог (работы по
происхождению культурных растений и их иммунитету).
Вавилов Сергей Иванович (1891 — 1951, СССР) — физик-оптик (люми¬
несценция).
20. Ван Гу (прибл. 16 в., Китай) — согласно легенде, осуществил первую
попытку полета человека на ракете.
21. Вант Гофф, Якоб (1852—1911, Голландия) — химик (физическая химия
и стереохимия).
22. Вегенер, Альфред (1880—1930, Германия) — геофизик (палеоклиматоло¬
гия, селенология, тектоника).
23. Вин, Вильгельм (1864 — 1928, Германия) — физик (закон черного излу¬
чения).
24. Винер, Норберт (1894—1964, США) — математик, основоположник ки¬
бернетики.
25. Вуд, Роберт (1868—1955, США) — физик-оптик (световой резонанс и
резонансное излучение).
26. Галуа, Эварист (1811—32, Франция) — математик (теория групп).
27. Гельмерт, Фридрих (1843—1917, Германия) — геодезист и гравиметрист
(определение размеров Земли).
28. Герасимович, Борис Петрович (1889 — 1937, СССР) — астроном (астро¬
физика и астромеханика).
29. Голицын, Борис Борисович (1862—1916, Россия) — физик (создатель
сейсмологии).
30. Графф Казимир (1878—1950, Австрия) — астроном.
31. Джонс, Гаролд Спенсер (1890—1960, Англия) — астроном.
32. Дирихле, Петер (1805—59, Германия) — математик (теория чисел).
33. Доплер, Христиан (1803—53, Австрия) — физика и астрономия (эффект
Доплера).
34. Дьюар, Джеймс (1842—1923, Англия) — физик и химик (методы измере¬
ния теплоемкости при низких температурах).
35. Евдокимов, Николай Николаевич (1868—1940, СССР) — астрометрия
(определение звездных параллаксов).
36. Жирицкий, Георгий Сергеевич (1893—1966, СССР) — теплотехник (раке¬
тостроение).
37. Жуковский, Николай Егорович (1847—1921, СССР) — основоположник
современной гидро- и аэромеханики.
38. Зелинский, Николай Дмитриевич (1861 — 1953, СССР) — химик (органи¬
ческий катализ).
39. Идельсон, Наум Ильич (1885—1951, СССР) — астроном и историк науки.
40. Иоффе, Абрам Федорович (1880—1960, СССР) — физик (физика твердого
тела, полупроводники).
41. Камерлинг-Оннес, Гейке (1853—1926, Голландия) — физик (сверхпро¬
водимость).
42. Кантор, Георг (1845—1918, Германия) — математик (теория бесконеч¬
ных множеств).
43. Карвер, Джордж (1864 — 1943, США) — агробиолог.
44. Карпинский, Александр Петрович (1847—1936, СССР) — геолог (гео¬
логическое строение, палеонтология и полезные ископаемые Евро¬
пейской части СССР).
45. Кассегрен, Н. (17 в.; Франция) — физик-оптик (система Кассегрена для
телескопа).
46. Кекуле, Фридрих (1829—96, Германия) — химик (структурные формулы).
47. Кэмпбелл, Уильям (1862—1938, США) — астроном (исследование атмо¬
сфер планет).
48. Кибальчич, Николай Иванович (1853—81, Россия) — изобретатель в об¬
ласти ракетной техники.
ПРИЛОЖЕНИЕ HI 559
49. Кимура, Хисаси (1870 — 1943, Япония) — астроном.
50. Клейменов, Иван Терентьевич (1898 — 1938, СССР) — специалист в об¬
ласти ракетостроения.
51. Ковалевская, Софья Васильевна (1850 — 91, Россия) — математик (мате¬
матический анализ, механика и астрономия).
52. Ковальский, Мариан Альбертович (1821 — 84, Россия) — астроном.
53. Кольрауш, Фридрих (1840 —1910, Германия) — физик (электрич. и маг¬
нитные измерения).
54. Кондратюк, Юрий Васильевич (1897—1942, СССР) — ученый в области
ракетной техники.
55. Конфуций (551—479 до н. э., Китай) — философ.
56. Королев, Сергей Павлович (1906—66, СССР) — ракетостроение.
57. Косберг, Семен Ариевич (1903—65, СССР) — самолетостроение.
58. Кох, Роберт (1843 — 1910, Германия) — биолог (микробиология, возбу¬
дитель туберкулеза).
59. Красовский, Феодосий Николаевич (1878—1948, СССР) — геодезист
(эллипсоид Красовского).
€0. Крылов, Алексей Николаевич (1863—1945, СССР) — механик и мате¬
матик (кораблестроение).
61. Лангемак, Георгий Эрихович (1898—1938, СССР) — ракетостроение.
62. Ланжевен, Поль (1872—1946, Франция) — физик (ионизация газов,
теория пара- и диамагнетизма).
63. Лармор, Джозеф (1857—1942, Англия) — физик и математик (прецессия
Лармора).
64. Лебедев, Петр Николаевич (1866—1912, Россия) — физик (давление
света).
65. Леви-Чивита, Туллио (1873—1941, Италия) — математик и механик (тен¬
зорный анализ, небесная механика, гидродинамика).
66. Линдблад, Бертиль (1895—1965, Швеция) — астроном (динамика звезд¬
ных систем).
67. Ловелл, Персиваль (1855—1916, США) — астроном (исследование пла¬
нет).
68. Лодыгин, Александр Николаевич (1847—1923, Россия) — электротехник
(лампа накаливания).
69. Лоренц, Гендрик (1853—1928, Голландия) — физик (электронная тео¬
рия).
70. Майксльсон, Альберт (1852—1931, США) — физик (опыт Майкельсона).
71. Максутов, Дмитрий Дмитриевич (1896—1964, СССР) — специалист по
астрономической оптике (менисковые системы оптических приборов).
72. Мандельштам, Леонид Исаакович (1879 — 1944, СССР) — физик (оптика
радиофизика, теория колебаний).
73. Мах, Эрнст (1838—1916, Австрия) — физик (акустика).
74. Мендель, Грегор (1822—84, Чехословакия) — натуралист (теория на¬
следственности) .
75. Мечников, Илья Ильич (1845—1916, Россия) — физиолог (эволюцион¬
ная эмбриология, сравнительная патология, микробиология и иммуно¬
логия).
76. Мещерский, Иван Всеволодович (1859—1935, СССР) — механик (меха¬
ника тел переменной массы).
77. Миланкович, Милутин (1879—1958, Югославия) — математик, астроном
и геофизик.
78. Милликен, Роберт (1868—1953, США) — физик (определение заряда
электрона и постоянной Планка, работы по космич. излучению и строе¬
нию атома).
79. Милн, Эдуард (1896—1950, Англия) — астрофизик (лучистый перенос
энергии).
80. Минковский, Герман (1864—1909, Германия) — математик и физик (гео¬
метрическая интерпретация кинематики специальной теории относи¬
тельности).
81. Можайский, Александр Федорович (1825—90, Россия) — изобретатель
(самолетостроение).
82. Моисеев, Николай Дмитриевич (1902—55, СССР) — астроном (небесная
механика).
83. Морозов, Николай Александрович (1854 — 1946, СССР) — ученый в об¬
ласти химии, астрономии, математики.
84. Мохоровичич, Андрия (1857—1936, Югославия) — геофизик (сейсмология
и метеорология).
85. Мультон, Форест (1872—1952, США) — астрономия (небесная механика).
86. Нернст, Вальтер (1864—1941, Германия) — физик и физико-химик (низ-
кие температуры, электрохимия).
87. Нётер, Эмми (1882 — 1935, Германия) — математик (одна из создателей
абстрактной алгебры).
560 ПРИЛОЖЕНИЕ III
88. Неуймин, Григорий Николаевич (1885—1946, СССР) — астроном (малые
планеты и кометы).
89. Нобель, Альфред (1833—96, Швеция) — химик (производство взрывча¬
тых веществ); основатель Нобелевской премии.
90. Нумеров, Борис Васильевич (1891 — 1943, СССР) — астроном (астроме¬
трия, небесная механика и гравиметрия).
91. Обручев, Владимир Афанасьевич (1863—1956, СССР) — геолог и географ
(геология рудных месторождений, неотектоника, геоморфология и др.,
исследователь Сибири и Центральной Азии).
92. Орлов, Сергей Владимирович (1880—1958, СССР) — астроном (кометная
астрономия).
93. Павлов, Иван Петрович (1849—1936, СССР) — физиолог (учение о выс¬
шей нервной деятельности).
94. Паннекук, Антони (1873—1960, Голландия) — астроном.
95. Папалекси, Николай Дмитриевич (1880 — 1947, СССР) — физик (радио¬
физика и радиотехника).
96. Паренаго, Павел Петрович (1906—60, СССР) — астроном (переменные
звезды)
97. Паули, Вольфганг (1900—58, Швейцария) — физик (квантовая механика;
принцип Паули).
98. Перельман, Яков Исидорович (1882—1942, СССР) — ученый и писа¬
тель, популяризатор науки.
99. Перепелкин, Евгений Яковлевич (1906—40, СССР) — астроном (физика
Солнца).
100. Петропавловский, Борис Сергеевич (1898—1933, СССР) — ракетострое¬
ние.
101. Петрушевский, Федор Фомич (1828—1904, Россия) — физик (электри¬
чество и электромагнетизм).
102. Пиццетги, Паоло (1860 — 1918, Италия) — астрономия, гравиметрия,
геодезия.
103. Пласкетт, Джон (1865—1941, Канада) — астрономия (астроспектроско¬
пия).
104. Ползунов, Иван Иванович (1728—66, Россия) — теплотехник (паровой
двигатель).
105. Пуркине, Ян (1787—1869, Чехословакия) — биолог (физиология).
106. Рамзай, Уильям (1852—1916, Англия) — физик и химик.
107. Рош, Эдвард (1820—83, Франция) — астроном.
108. Рынин, Николай Алексеевич (1877—1942, СССР) — ученый в области
авиации, космонавтики и начертательной геометрии.
109. Саха, Мегнад (1893—1956, Индия) — астроном и физик.
110. Сеченов, Иван Михайлович (1829—1905, Россия) — физиолог (рефлек¬
торная теория деятельности мозга).
111. Сисакян, Норайр Мартиросович (1907—66, СССР) — биохимик (фер¬
менты, космическая биология).
112. Смолуховский, Мариан (1872—1917, Польша) — физик (теория флук¬
туации, кинетическая теория коллоидных систем, критическая опалес¬
ценция).
113. Спиноза, Бенедикт (1632—77, Голландия) — философ.
114. Стеклов, Владимир Андреевич (1864 — 1926, СССР) — математик (мате¬
матическая физика, математический анализ, теория упругости, гидро¬
механика).
115. Столетов, Александр Григорьевич (1839—96, Россия) — физик (фото¬
эффект).
116. Стрёмгрен, Элис (1870 — 1947, Дания) — астроном.
117. Тесла, Никола (1856—1943, Югославия) — электротехник.
118. Тимирязев, Климент Аркадьевич (1843—1920, СССР) — ботаник-физио¬
лог (фотосинтез растений).
119. Тиндаль, Джон (1820—93, Англия) — физик и популяризатор
науки.
120. Тихов, Гавриил Андрианович (1875—1960, СССР) — астроном (астро-
и спектрофотометрия, астроботаника).
121. Тихомиров, Николай Иванович (1860 — 1930, СССР) — изобретатель ра¬
кетных снарядов на бездымном порохе.
122. Топчиев, Александр Васильевич (1907—62, СССР) — химик (химические
превращения углеводородов нефти, химия кремнийорганических соеди¬
нений).
123. Уэллс, Герберт (1866—1946, Англия) — писатель (научно-фантастиче¬
ские романы).
124. Фаулер, Алфред (1868—1940, Англия) — астрофизик (спектры звезд).
125. Ферсман, Александр Евгеньевич (1883—1945, СССР) — минералог и
Г60ХИМИК.
126. Физо, Ипполит (1819 — 96, Франция) — физик (физическая оптика).
ПРИЛОЖЕНИЕ III
501
127. Фридман, Александр Александрович (1888—1925, СССР) — геофизик и
математик (теория турбулентности, динамическая метеорология).
128. Хандриков, Митрофан Федорович (1837 — 1915, Россия) — астроном и
геодезист.
129. Хвольсон, Орест Данилович (1852 — 1934, СССР) — физик.
130. Хейфорд, Джон (1868—1925, США) — геодезист (земной эллипсоид
Хейфорда).
131. Хираяма, Киёцугу (Сэйдзи) (1874 — 1943, Япония) — астроном.
132. Цандер, Фридрих Артурович (1887 — 1933, СССР) — ученый в области
ракетной техники.
133. Цераский, Витольд Карлович (1849 — 1925, СССР) — астроном (инстру¬
ментальная фотометрия).
134. Чаплыгин, Сергей Алексеевич (1869 — 1942, СССР) — ученый в области
гидро- и аэромеханики.
135. Чебышев, Пафнутий Львович (1821 — 94, Россия) — математик и механик
(теория чисел, теория вероятностей и теория механизмов).
136. Чендлер, Сет (1846—1913, США) — астроном (движение полюсов Земли).
137. Чернышев, Николай Гаврилович (1906—53, СССР) — химик (ракетные
топлива).
138. Чжан Хэн (78—139, Китай) — астроном.
139. Шайн, Григорий Абрамович (1892—1956, СССР) — астрофизик (звездная
спектроскопия и физика газовых туманностей).
140. Шаронов, Всеволод Васильевич (1901 — 64, СССР) — астроном (исследо¬
вание планет и атмосферная оптика).
141. Шварцшильд, Карл (1873—1916, Германия) — астроном (звездная фото¬
метрия).
142. Ши Шэнь (4 в. до н. э., Китай) — астроном (древнейший из известных
каталогов звезд).
143. Шлезингер, Франк (1871 — 1943, США) — астроном (фотографическая
астрометрия).
144. Шмидт, Отто Юльевич (1891 — 1956, СССР) — астроном, математик,
геофизик, исследователь Арктики.
145. Шредингер, Эрвин (1887—1961, Австрия) — физик (квантовая механика).
146. Штернберг, Павел Карлович (1865—1920, СССР) — астроном (грави¬
метрия и фотографическая астрометрия).
147. Шулёйкин, Михаил Васильевич (1884—1939, СССР) — радиотехник
(методы расчета антенн, приемные и передающие устройства, распро¬
странение радиоволн).
148. Этвеш, Лоранд (1848—1919, Венгрия) — геофизика и физика.
149. Яблочков, Павел Николаевич (1847—94, Россия) — электротехник
(дуговая лампа — «электрическая свеча»).
151. ГДЛ: (Газодинамическая лаборатория) — первая в СССР научно-исследо¬
вательская и опытно-конструкторская организация по разработке ракет¬
ных Двигателей и ракет, организована в 1921. Разработала первый в ми¬
ре эДектоич. ракетный двигатель (1929—33), первые советские ШРД
(1930—33) и ракеты на шашечном бездымном порохе (1928—33). В вырос¬
шем Дз ГДЛ Опытно-конструкторском бюро по ЖРД разработаны мощные
двигатели, использованные в СССР в 1949—70 на всех геофизич. и космич.
ракетах.
152. ГИРД (Группа изучения реактивного движения) — организована в СССР
! в 1932. Осуществила в 1933 полеты первых сов. жидкостных ракет.
153. РНИЦ (Реактивный научно-лсследовательский институт) — первый в мире
гос. Институт по разработке ракет. Организован в СССР в 1933 на базе
‘ ГДЛ! и ГИРД.
Эти фри научные организации — ГДЛ, ГИРД и РНИИ — внесли осново¬
полагающий вклад в развитие ракетостроения в СССР.
19 Космонавтика
1
2
3
4
5
6
7
8
9
10
11
12
13
14
15
16
17
18
19
20
21
22
23
24
25
26
27
28
29
30
31
32
33
34
35
36
37
38
39
40
41
42
43
44
45
46
47
48
49
50
51
52
53
54
55
56
57
58
59
ПРИЛОЖЕНИЕ III
ОБРАЗОВАНИЯ НА ОБРАТНОЙ СТОРОНЕ ЛУНЫ
ПО ФОТОГРАФИЯМ «ЗОНД-З» (дополнительный список)
Наименование
Иностранное
Координаты
Диаметр
объекта
(км)
написание
0°
Айткен
Ailken
|-26,5
-156,0
52
Алехин
Alekhin
-14,0
-149,0
34
Амичи
Amici
-41,0
-146,5
78
Арминьский
ArmiAski
-12,5
—166,0
за
Артамонов
Artamonov
-27,0
-131,5
50
Артемьев
Artemyev
-57,5
—115,0
135
Безу
Bezout
-12,0
—152,0
70
Беллинсгаузен
Bellingshausen
+20,5
—141,0
75
Сирано де Бер¬
жерак
Cyrano de Bergerac
+14,0
-157,5
55
Бойль
Boyle
-29,0
—135,5
80
Брюс Я.
Bruce Ya.
-28,5
-145,5
162
Ванини
Vanini
-16,0
-147,0
32
Васильченко
Vasilchenko
+36,0
-145,5
70
Вебер
Weber
-28,5
—147,5
54
Вернадский
Vernadsky
-25,0
-137,0
75
Ветчинкин
Vetcliinkin
-33,0
-140,0
100
Вильев
Wilyev
+ 6,0
-160,0
39
Витковский
Witkowskl
-52,5
-134,5
46
Витрам
Wittram
-56,0
-137,0
58
Воскресенский
Voskresensky
+24,0
-130,5
55
Гаврилов
Gavrilov
- 1,5
-156,0
30
Гансвиндт
Ganswindt
+11,0
-157,5
74
Глазенап
Glasenapp
-56,5
-134,0
24
Граве
Grave
+24,5
-142,5
28
Грачев
Grachev
+13,5
-147,5
31
Грегори
Gregory
-72,0
-106,0
83
Грин
Green
-24,5
-145,0
55
Д’Арсонваль
D’ Arson val
- 3,5
-150,5
35
Дедал
Dedalus
-47,0
-130,5
96
Деллен
Doe lien
-55,5
-135,5
28
Драшусов
Drashusov
-30,5
-135,0
36
Друде
Drude
-29,5
-139,0
33
Засядко
Zasyadko
-22,5
-145,5
120
Зигмонди
Zsigmondy
+26,0
-152,0
35
Ибн Юнус
Ibn Junus
-32,5
-144,0
37
Икар
Icarus
-49,5
-135,0
150
Ильин
Ilyin
- 3,0
—154,5
33
Кёртис
Curtis
-49,0
-118,5
56
Клейбер
Kleiber
-19,0
-126,0
80
Комаров
Komarov
-25,0
-125,5
95
Комсток
Comstock
-70.5
—1923
80
Коноплев
Konoplev
+26,5
-130,0
90
Константинов
Konstantinov
-16,0
-126,0
130
Костинский
Kost insky
-20.5
-136,5
74
Крукс
Crookes
-31,0
-155,0
52
Кулик
Kullk
-18,5
-134,0
57
Левкипп
Leucippus
-33,0
-146,0
34
Ленц
Lenz
-50,0
-130,0
52
Литке
Litke (Ltttke)
-5,0
-154,5
66
Лопиталь
L’Hospital
+19,0
-159,0
50
Лундмарк
Lundmark
+ 5,0
-167,0
53
Малый
Maly
-33,5
-154,5
32
Магницкий
Magnitsky
+20,0
-152,0
145
Мариотт
Mariotte
-28,0
-134,5
33
Мёбиус
Mob i us
+10,5
-108,0
45
Мезенцев
Mezentsev
-31,5
-131,5
26
Морхауз
Morehouse
+24,0
-154,5
48
Перевощиков
Perevoshchikov
+ 7,0
-160,0
48
Петров
Petrov
-33,5
-130,5
52
Поморцев
Pomortsev
+21,0
-129,5
42
ПРИЛОЖЕНИЕ III 563
Продолжение
JSfi
Наименование
Иностранное
написание
Координаты
Диаметр
объекта
(км)
P°
X°
61
Пуанкаре
Poincare
+29,5
-144,5
120
62
Расплетин
Raspletin
-34,0
-155,5
29
63
Расторгуев
Rastorguyev
—30,0
-133,0
82
64
Рождественский
Rozhdestvensky
-12,5
-156,0
28
65
Симонов
Simonov
+32,0
-147,5
28
66
Симпсон
Simpson
-19,0
-143,0
44
67
Субботин
Subbotin
-29,0
-149,5
39
68
Снядецкий
Sniadecki
- 7,5
-135,0
27
69
Уитстон
Wheatstone
+ 5,0
-162,0
70
70
Федоров
Fedorov
+24,0
-161,0
100
71
Фирсов
Firsov
-33,5
-128,0
80
72
Фицджеральд
Fitzgerald
-41,5
—129,0
30
73
Хайям
Khayyam
-66,5
-109,0
90
74
Харриот
Harriot
-55,0
—112,5
35
75
Цингер
Zinger
-53,0
—142,0
55
76
Шарлье
Charlier
+10,5
-110,5
35
77
Эро
Eyraud
—37,5
—147,5
25
78
Энгельгардт
Engelhardt
—18,5
—149,5
28
79
Гагарин
Gagarin
+43,0
-120,5
220
80
Ландау
Land au
+17,0
- 94,0
80
81
Разумов
Rasumov
+25,5
-120,0
95
СВЕДЕНИЯ О ЛИЦАХ, ИМЕНАМИ КОТОРЫХ НАЗВАНЫ
ОБРАЗОВАНИЯ НА ОБРАТНОЙ СТОРОНЕ ЛУНЫ
ПО ФОТОГРАФИЯМ «ЗОНД-З»
(дополнительный список)
1. Айткен, Роберт (1864—1951, США) — астроном (двойные звезды).
2. Алехин, Николай Павлович (1913—64, СССР) — специалист в области
ракетной техники.
3. Амичи, Джованни Баттиста (1786—1863, Италия) — оптик и ботаник.
4. Арминьский, Францишек (1789—1848, Польша) — астроном.
5. Артамонов, Николай Николаевич (1906—65, СССР) — специалист в об¬
ласти ракетной техники.
6. Артемьев, Владимир Андреевич (1885—1962, СССР) — специалист в области
ракетной техники.
7. Везу, Этьенн (1730—83, Франция) — математик (высшая алгебра).
8. Беллинсгаузен, Фаддей Фаддеевич (1779—1852, Россия) — мореплаватель
(исследование Антарктики).
9. Сирано де Бержерак, Савиньен (1619—55, Франция) — писатель.
10. Бойль, Роберт (1627 — 91, Англия) — физик и химик.
И. Брюс, Яков Вилимович (1670—1735, Россия) — государственный и воен¬
ный деятель; астроном («Брюсов календарь»).
12. Ванини, Лючилио (1585 — 1619, Италия) — философ и астроном.
13. Васильченко, Александр Григорьевич (1911 — 61, СССР) — летчик-испыта¬
тель самолетов с ЖРД.
14. Вебер, Вильгельм (1804—91, Германия) — физик (электромагнетизм).
15. Вернадский, Владимир Иванович (1863—1945, СССР) — минералог и
геохимик (разработал основы геохимии, биогеохимии, радиогеологии).
16. Ветчинкин, Владимир Петрович (1888—1950, СССР) — ученый в области
аэродинамики.
17. Вильев, Михаил Анатольевич (1893—1919, Россия) — астроном (теория
движения Луны).
18. Витковский, Василий Васильевич (1856 — 1924, СССР) — геодезист.
19. Витрам, Федор Федорович (1854—1914, Россия) — астроном и геодезист.
20. Воскресенский, Леонид Александрович (1913—65, СССР) — специалист
в области ракетной техники.
21. Гаврилов, Александр Иванович (1884 — 1955, СССР) — специалист в об¬
ласти ракетной техники.
19*
564 ПРИЛОЖЕНИИ III
22. Гансвиндт, Герман (1856 — 1934, Германия) — изобретатель в области
ракетной техники.
23. Глазенап, Сергей Павлович (1848 — 1937, СССР) — астроном (двойные и
переменные звезды).
24. Граве, Дмитрий Александрович (1863 —1939, СССР) — математик.
25. Грачев, Андрей Дмитриевич (1900 — 64, СССР) — специалист в области
ракетной техники.
26. Грегори, Джеймс (1638—75, Англия) — математик и астроном.
27. Грин, Джордж (1793 — 1841, Англия) — математик.
28. Д’Арсонваль, Жак (1851 —1940, Франция) — физиолог и физик.
29. Дедал — в древнегреческой мифологии искусный механик, архитектор
и скульптор, создавший для себя и своего сына Икара крылья для по¬
лета.
30. Деллен, Вильгельм (Василий) Карлович (1820 — 97, Россия) —астроном
(практическая астрономия).
31. Драшусов, Александр Николаевич (1816 — 90, Россия) — астроном.
32. Друде, Пауль (1863 — 1906, Германия) — физик (оптика, электронная
теория, электромагнитные колебания).
33. Засядко, Александр Дмитриевич (1779 — 1837, Россия) — специалист
в области ракетной техники.
34. Зигмонди, Рихард (1865—1929, Австрия) — химик (коллоидная химия).
35. Ибн Юнус (950 — 1009, Египет) — астроном (таблицы движения Луны,
Солнца и планет).
36. Икар — в древнегреческой мифологии сын Дедала, поднявшийся к Солнцу
на крыльях из перьев и воска.
37. Ильин, Николай Яковлевич (1901—37, СССР) — специалист в области
ракетной техники.
38. Кёртис, Хебер (1872 — 1942, США) — астроном (кометы, туманности).
39. Клейбер, Иосиф Андреевич (1863 — 92, Россия) — астроном и математик
(звездная статистика).
40. Комаров, Владимир Михайлович (1927—67, СССР) — летчик-космо¬
навт.
41. Комсток, Джордж (1855 — 1934, США) — астроном (двойные звезды).
42. Коноплев, Борис Михайлович (1912—60, СССР) — специалист в области
ракетной техники.
43. Константинов, Константин Иванович (1817 — 71, Россия) — специалист
в области артиллерии, ракетной техники и автоматики.
44. Костинский. Сергей Константинович (1867 — 1936, СССР) — астроном
(фотографическая астрометрия).
45. Црукс, Уильям (1832 — 1919, Англия) — химик и физик.
46. Кулик, Леонид Алексеевич (1883 — 1942, СССР) — астроном (метеориты).
47. Левкипп (5 в. до н. э.) — древнегреческий философ.
48. Ленц, Эмилий Христианович (1804—65, Россия) — физик (электромаг¬
нетизм) .
49. Литке, Федор Петрович (1797 — 1882, Россия) — мореплаватель и гео¬
граф.
50. Лопиталь, Гийом (1661—1704, Франция) — математик (математический
анализ).
51. Лундмарк, Кнут (1889 — 1958, Швеция) — астроном.
52. Малый, Александр Львович (1907—61, СССР) — специалист в области
ракетной техники.
53. Магницкий, Леонтий Филиппович (1669 — 1739, Россия) — математик.
54. Мариотт, Эдм (1620—84, Франция) — физик (механика жидкости и газа,
оптика).
55. Мёбиус, Август (1790 — 1868, Германия) — геометр.
56. Мезенцев, Юрий Борисович (1929—66, СССР) — специалист в области
ракетной техники.
57. Морхауз, Даниел (1876 — 1941, США) — астроном (кометы).
58. Перевощиков, Дмитрий Матвеевич (1788—1880, Россия) — астроном и
математик (небесная механика, аналитическая геометрия).
59. Петров, Евгений Степанович (1900—42, СССР) — специалист в области
ракетной техники.
60. Поморцев, Михаил Михайлович (1851 — 1916, Россия) — метеоролог и
специалист в области воздухоплавания и ракетной техники.
61. Пуанкаре, Анри (1854 — 1912, Франция) — математик, физик и философ.
62. Расплетин, Александр Андреевич (1908—67, СССР) — ученый в области
радиотехники и электроники.
63. Расторгуев, Виктор Леонидович (1910—45, СССР) — летчик-испытатель
самолетов с ЖРД.
64. Рождественский, Дмитрий Сергеевич (1876 — 1940, СССР) — физик-оптик
(аномальная дисперсия, теория и систематика спектров атомов).
65. Симонов, Иван Михайлович (1794 — 1855, Россия) — астроном.
ПРИЛОЖЕНИЕ III 565
<>6. Симпсон, Томас (1710 — 61, Англия) — математик.
67. Субботин, Михаил Федорович (1893—1966, СССР) — астроном (небесная
механика).
68. Снядецкий, Ян (1756 —1830, Польша) — астроном и просветитель.
£9. Уитстон, Чарлз (1802 — 75, Англия) — физик.
70. Федоров, Александр Петрович (19 в., Россия) — ракетостроение.
71. Фирсов, Георгий Фролович (1917—60, СССР) — специалист в области
ракетной техники.
72. Фицджеральд, Джордж (1851 — 1901, Ирландия) — физик (электромаг¬
нетизм).
73. Хайям, Омар (ок. 1040—1123, Хорасан) — персидский поэт, математик
и астроном.
74. Харриот, Томас (1560 — 1621, Англия) — математик и астроном.
75. Цингер, Николай Яковлевич (1842—1918, Россия) — астроном и гео¬
дезист.
76. Шарлье, Карл (1862—1934, Швеция) — астроном (небесная механика и
звездная статистика).
77. Эро, Ашиль (19 в., Франция) — писатель (описание фантастического
полета на ракете на Венеру).
78. Энгельгардт, Василий Павлович (1828—1915, Россия) — астроном.
79. Гагарин, Юрий Алексеевич (1934—68, СССР) — первый в мире летчик-кос¬
монавт.
60. Ландау, Лев Давидович (1908—67, СССР) — физик.
81. Разумов, Владимир Васильевич (1890—1967, СССР) — ракетостроение. •• Наименования, переданные комиссией Академии наук СССР Междуна¬
родному Астронавтическому Союзу и опубликованные в Атласе обратной
сюроны Луны, ч. II, 1967, Москва.
БИБЛИОГРАФИЯ
Авдеев А., На земле такой, [.Калининград], 1968; Авиация и космо¬
навтика СССР, М., 1968; Авилов М. Н., Модели ракет (Проектирование и
полет), М., 1968; Автоматические разведчики космоса, М., 1967; Автоматическое
управление космическими летательными аппаратами, М., 1968; Александ¬
ров С. Г. иФедоров Р. Е., Советские спутники и космические корабли,
М., 1961; Алексеев К. Б. иБебенинГ. Г., Управление космическим
летательным аппаратом, М., 1964; А л ем а со в В. Е., Теория ракетных
двигателей, М., 1962; Альперт Я. Л., Гуревич А. В., Питаев-
с к и й Л. П., Искусственные спутники Земли в разреженной плазме, М.,
1964; Альтман С., Анализ орбитальных движений методом годографов,
пер. с англ., М., 1968; Аникеев В., Открой свою звезду, Воронеж, 1968;
Апраксин Л. В., Радиолокация планет, М., 1968; Арлазоров М. С.,
Циолковский (1857—1935), М., 1962; Астапович И. С. и Каплан
С. А., Визуальные наблюдения искусственных спутников Земли, М., 1957;
Асташенков П. Т., Электричество на самолете и ракете, М., 1961; Атом¬
ная энергия в авиации и ракетной технике. Сб. ст., М., 1959; Аэродинамика ра¬
кет, М., 1968; Баевский Р. М., Служба здоровья в космосе, М., 1966;
его же, Физиологические методы в космонавтике, М., 1965; Базы-
кин В. В., Искусственные спутники Земли и другие космические объекты,.
М., 1966; Б а л к М. Б., Элементы динамики космического полета, М., 1965;
БарабашовН. П., Луна, М., 1958; е г о ж е, Марс, М., 1963; Б а р р е р М.
[и др.], Ракетные двигатели, пер. с англ., М., 1962; Баррер М. [и др.].
Движение ракет, пер. с франц., М., 1959; БассардР., Де-Л ауэр Р.„
Ракета с атомным двигателем, пер. с англ., М., 1960; Баум Ф. А., Кап¬
лан С. А., Станюкович К. П., Введение в космическую газодинамику,
М., 1958; Белавин О. В. иЗерова М. В., Современные средства ра¬
дионавигации (Для космических полетов), М., 1965; Белецкий В. В.,
Движение искусственного спутника относительно центра масс, М., 1965; Б е-
л я к о в М. В., Атмосферы Земли и других планет, Л., 1965; Берего¬
вой Г., Земля — Стратосфера — Космос, М., 1969; Беспримерный научный
подвиг. Материалы газ. «Правда» о трех советских космических ракетах, М.,
1959; Бессмертие. [О герое-космонавте В. М. Комарове], М., 1967; Боб¬
ков В. Г. [ и др.], Радиационная безопасность при космических полетах, М.,
1964; Богатов Г. Б., Телевизионные передачи из космоса, М., 1966; Б о д-
н ер В. А., Теория автоматического управления полетом, М., 1964; Бол¬
гарский А. В., Расчет процессов в камере сгорания и сопле жидкостного
ракетного двигателя, М., 1957; Б о н н и Э. А., 3 у к р о у М. Д., Бессе-
р е р К. У., Аэродинамика, Теория реактивных двигателей, конструкция и
практика проектирования, пер. с англ., М., 1959; Бонни 9. А., 3 у к-
роу М. Д., Бессерер К. У., Аэродинамика. Реактивные двигатели.
Практика конструирования и расчета, пер. с англ., М., 1960; Б о р и с с н-
к о И. Г., Первые рекорды в космосе, М., 1965, 1969; его же, Рекордный
полет «Чайки», М., 1966; Борисов В. иГорлов О., Жизнь в космосе,
М., 1961; Брюханов В. А., Великий шаг человечества. Проблемы меж¬
планетных полетов и атеизм, М., 1959; е г о же, Мировоззрение К. Э. Циол¬
ковского и его научно-техническое творчество, М., 1959; Бубнов И. Н. и
Каманин Л. Н., Обитаемые космические станции, М., 1964; Б у р-
г е с с Э. К., К границам пространства, пер. с англ., М., 1957; Б уте-
нин Н. В., Б е с с о н о в А. Г., М о р о з о в Е. М., Ввеление в динамику
твердого тела, движущегося в поле силы притяжения Земли. Основы космонав¬
тики, Л., 1965; Быковский В. и Николаева-Терешко-
в а В., Здравствуй, Вселенная!, М., 1964; БэттинР., Наведение в космосе,
пер. с англ., М., 1966; Бюллетень станций оптического наблюдения искусствен¬
ных спутников Земли, М., 1965; Васильев М. В., От нейтрино до Вселен¬
ной. Материя и человек, М., 1966; его же, Человек идет к звездам, М.,
1964; его же, Путешествия в космосе, М., 1958; его же, Вехи космической
эры. Страницы из истории советской космонавтики, М., 1967; В космосе Ни¬
колаев и Попович. Сборник документов и материалов, опубликованных п
«Правде» и др. центральных газетах, М., 1963; Внеземные цивилизации, Ере¬
ван, 1965; Воздушно-космическая телеметрия, Сб. статей, М., 1968; Возникно¬
вение жизни во Вселенной, М., 1964; Волчек О., Тайны, похищенные у
неба, пер. с польск., Л., 1965; Вопросы астрофизики. Исследование атмосфер
Венеры и Марса. Со. ст., Киев, 1965; Вопросы горения ракетных топлив. Сб.
пер., М., 1959; Вопросы динамики атмосферы, Л., 1965; Вопросы космогонии,
Сб. ст., т. 7—8, 10, М., 1960—64; Воллер н ер Н. Ф., Радиоэлектроника
в освоении космоса, Киев, 1962; Вопросы космонавтики, межпланетные лета¬
тельные аппараты и искусственные спутники за 1958—1960 гг., т. 3, ч. 1—3,
БИБЛИОГРАФИЯ 567
1бТ м.], 1960 — 61; Воробьев Б. Н., Циолковский, М., 1900; Воро¬
бьев Л. М., Навигация космических кораблей, М., 1964; В о р о н и н Г. И.
и Поливода А. И., Жизнеобеспечение экипажей космических кораблей,
М., 1967; Воронцов-Вельяминов Б. А., Очерки о Вселенной, М.,
1964; Вселенная вокруг нас, М., 1965; В с е х с в я т с к и й С. К. и К а з ю-
т и н с к и й В. В., Рождение миров, Философские проблемы современной кос¬
могонии, М., 1961; Встреча над планетой, [М., 1969]; Второй групповой косми¬
ческий полет и некоторые итоги полетов советских космонавтов на кораблях
«Восток», М., 1965; Второй советский космический корабль, М., 1960; Гагарин.
[Сб. материалов], [М.], 1968; Г а г а р и н Ю. А., Дорога в космос, М., 1961;
его же, Есть пламя» Статьи, речи, письма, интервью, М., 1968; Газовая
динамика космических аппаратов, пер. с англ., М., 1965; Гантмахер Ф. Р.
и Л е в и н Л. М., Теория полета неуправляемых ракет, М., 1959; Г в а й И. И.,
О малоизвестной гипотезе Циолковского, Калуга, 1959; его же, Циолков¬
ский о круговороте энергии, М., 1957; Генин А. М. [и др.], Человек в кос¬
мосе, М., 1963; Герд М. А. иГуровский Н. Н., Первые космонавты и
первые разведчики космоса, М., 1965; С etfas V., Raportuoja palydovai iv
kosmonautai, Vilnius, 1966; Г и к Л. Д., Измерение ускорений, Новосибирск,
1966; Гильберг Л. А., Электрические ракетные двигатели, М., 1968;
Гильзин К. А., Электрические межпланетные корабли, М., 1964; его
ж е, Двигатели невиданных скоростей, М., 1965; Гильзин К. А., Леван-
товский В. И., Р а х л и н И. Е., Человек осваивает космос, М., 1968;
Гинзбург В. Л. иСыроватский С. И., Происхождение космиче¬
ских лучей, М., 1963; Гинзбург И. П., Аэрогазодинамика, М., 1966;
Голоушкин В. Н., Костин А. В. иЛеонтьев П. И., Жизнь,
отданная науке, Тула, 1968; Гордеев Л. И. [и др.], Космические маяки
в навигации, М., 1964; Горлов О.иБорисов В., Животные в космосе,
М., 1960; Горгонов Г. И., Максимов М. В., Радиоуправление ра¬
кетами, М., 1964; Гребеников Е. А. иДеминВ. Г., Межпланетные
полеты, М., 1965; Гремин В. П. [и др.], Немецко-русский словарь по ракет¬
ной технике, М., 1964; Гроздовский Г. Л., Механика космического по¬
лета с малой тягой, М., 1966; Губарев в., Человек. Земля. Вселенная.
Советские ученые рассказывают. Что дает нам освоение космоса, М., 1965;
Г у р е в Г. А., Что такое Вселенная, М., 1957; Гуров А. Ф., Расчеты на
прочность и колебания в ракетных двигателях, М., 1966; Г у р п ы А. И., Ос¬
новы механики тел переменной массы и ракетодинамики, ч. I, М., 1960; Гут-
кин Л. С., Принципы радиоуправления беспилотными объектами, М., 1959;
Гутчин И. Б., Кибернетика и космические корабли, М., 1965; Г э т-
л ен д К. У., Космонавтика ближайших лет, пер. с англ., М., 1964; Д а н-
ж и Д., Космическая электродинамика, пер. с англ., М., 1961; Два чуда кос¬
мической техники, М., 1967; Двигательные установки ракет на жидком топливе.
Сб. ст., пер. с англ., М., 1966; Движение искусственных спутников в гравита¬
ционном поле Земли. Сб. статей, М., 1967; Деев М. Н., Французско-русский
словарь по ракетной технике, М., 1962; Демин В. Г., Движение искусствен¬
ного спутника в нецентральном поле тяготения, М., 1968; Денисов В. Г.,
Космонавт летает... на земле. Подготовка летчиков-космонавтов, М., 1964;
Десять лет космических исследований в СССР. [Фотоальбом], [М., 1967]; Де¬
сятый старт, [Сб. материалов], М., 1968; Добронравов В. В., Космиче¬
ская навигация, М., 1956; его же, Техника космических полетов, М., 1962;
Добротин Н. А., Космические лучи, М., 1963; Д о м б р о в с к и й И. А.,
Радиосистемы связи с искусственными спутниками Земли, М., 1964; Д о у Р. Б.,
Основы теории современных снарядов, пер. с англ., М., 1964; Д р а к и н И. И.,
Аэродинамический и лучистый нагрев в полете, М., 1961; Дружкин Л. А.,
Литвиненко В. Г., Полеты в космос и радиоэлектроника, М., 1962;
Дмитриевский А. А. иКошевой В. Н., Основы теории полета ра¬
кет, М., 1964; их же, Физические основы полета ракет, М., 1962; ДэвисЛ.,
Ф о л л и н Д., Б л и т ц е р Л., Внешняя баллистика ракеты, пер. с англ.,
М., 1961; Егоров В. А., Пространственная задача достижения Луны, М.,
1965; Егоров А. В. иПавлов Г. И., Внимание — невесомость!, Киев,
1965; Еремеева А. И., Вселенная Гершеля. Космологические и космого¬
нические идеи и открытия, М., 1966; Еськов В., Как построить модель
ракеты, М., 1967; Жданов Г. Б., Частицы высоких энергий. Высокие энер¬
гии в космосе и в лаборатории, М., 1965; Железняков В. В., Радиоизлу¬
чение Солнца и планет, М., 1964; Жидкие и твердые ракетные топлива. Сб. ст.,
пер. с англ., М., 1959; Жизнь-подвиг, М., 1968; Жонголевич И. Д. и
Амелин В. М., Сборник таблиц и монограмм для обработки наблюдений
искусственных спутников Земли, М. — Л., 1960; Жуков Г. П., Космическое
право, М., 1966; его же. Космос и международные отношения, М., 1961;
Зарубин В. С., Температурные поля в конструкции летательных аппаратов.
Методы расчета, М., 1966; Звездный сын Донбасса, Донецк, 1968; Земля —
Космос — Земля. Сборник материалов, опубликованных в газ. «Правда» о кос¬
монавтах А. Г. Николаеве и П. Р. Поповиче, М., 1962; Земля во Вселенной.
568 БИБЛИОГРАФИЯ
Сб. ст., М., 1964; Зенгер-Бредт И., Некоторые свойства водорода п
водяного пара — возможных рабочих тел ракет, пер. с англ, и нем., М., 1962;
3 снг ер Е., К механике фотонных ракет, пер. с англ., М., 1958; Зи¬
гель Ю. Ф., Жизнь в космосе, Минск, 1966; его же, Ракеты исследуют
Луну, М., 1960; Зиньковский А. И., Радиотехника и космические по¬
леты, М. — Л., 1960; 3 и х а н о в К. И. и С г р е л к о в В. Г., Телеуправле¬
ние ракет, М., 1966; «Зонды» исследуют лунную трассу, М., 1969; Зотов В. С.,
У истока космической эры, Калуга, 1962; Иванов Д. И. и Хрому ш-
к и н А. И., Системы жизнеобеспечения человека при высотных и космических
полетах, М., 1968; Игумнов В. И., К далеким мирам. Межпланетные по¬
леты, М., 1965; Измерение нестационарных температур и тепловых потоков.
Сб. ст., пер. с англ., М., 1966; Измерение температур в объектах новой техники.
Сб. ст., пер. с англ., М., 1965; Из истории ракетной техники. Сб. ст., М., 1964;
Иойрыш А. И. иЛазарев М. И., Атом и космос, М., 1965; Ионные,
плазменные и дуговые ракетные двигатели, Сб. ст., пер. с англ., М., 1961; Иса¬
ков П. К. иСтасевич Р. А., Скорости, ускорение, невесомость. Неко¬
торые вопросы физики и физиологии применительно к полетам в атмосфере и
космическом пространстве, М., 1962; Исследования верхней атмосферы с по¬
мощью ракет и спутников, пер. с англ., М., 1961; Исследование мирового про¬
странства, пер. с англ., М., 1959; Исследование оптимальных режимов движе¬
ния ракет. Сб. пер. иностранных ст., М., 1959; Исследование ракетных дви¬
гателей на жидком топливе. Сб. ст., пер. с англ., М., 1964; Исследование ракет¬
ных двигателей на твердом топливе. Сб. ст., пер. с англ., М., 1963; Исследования
космического пространства. Труды Всес. конференции ... Москва, 10 — 16 июня
1965 г., М., 1965; Исследования по динамике полета, Сб. ст., вып. I, М., 1965;
Исследовательские ракеты для международного геофизического года, М., 1957;
Искусственные спутники Земли. 100 вопросов и ответов, М., 1959; Искусствен¬
ные спутники Земли и другие космические аппараты, запущенные с 4 октября
1957 г. по 4 октября 1962 г., М., 1963; Искусственные спутники Земли. Сб. ст.,
вып. 1 — 17, М., 1958—63; Использование солнечной энергии при космических
исследованиях. Сб. ст., пер. с англ., М., 1964; Калайда Т. Н., Химические
источники электрической энергии для летательных аппаратов, Л., 1965; К а-
манин Н. и Ребров М., Экспериментальная космическая станция на
орбите, [М.1, 1969; Кантор А. В., Аппаратура и методы измерений при ис¬
пытании ракет, М., 1963; Каплан С. А., Как увидеть, услышать и сфотогра¬
фировать искусственные спутники Земли, М., 1958; Карпенко А. Г., Проб¬
лемы космических полетов, М., 1965; К а ш е в ар о в Ю. Б., Гироскопическое
ориентирование, М., 1964; Квасников А. В., Теория жидкостных ракет¬
ных двигателей, Л., 1959; Киселев А. Н. и Ребров М. Ф., Уходят
в космос корабли, М., 1967; Киселев С. П., Аэродинамика ракет, М., 1962;
его же, Ракета в воздушном океане, М., 1965; Кинг-Хили Д., Теория
орбит искусственных спутников в атмосфере, пер. с англ., М., 1966; Км и-
т о А. А., Методы исследования атмосферы с использованием ракет и спут¬
ников, Л., 1966; Ковалев Ф. Н. иЧепров И. И., На пути к косми¬
ческому праву, М., 1962; Колесников К. С., Жидкостная ракета как
объект регулирования, М., 1969; Колумбы космоса. Сб. материалов об освое¬
нии космического пространства, М., 1961; Комаров В. Н., Космос, бог
и вечность мира, М., 1963; его же, Человек и тайны Вселенной, М., 1966;
Кондратьев К. Я., Метеорологические спутники, Л., 1963; Константин
Циолковский — основоположник ракетной техники, космонавтики и теории
межпланетных сообщений, [М., 1967]; Коник Г. К., Людина, Космос*
Ф1лософ1Я, Кшн, 1968; К о р л и с с У.-P., Ракетные двигатели для космиче¬
ских полетов, пер. с англ., М., 1962; Корлисс У. и X а р в и Д., Источ¬
ники энергии на радиоактивных изотопах, пер. с англ., М., 1967; *К о р о в-
к и н А. С., Инфракрасная техника и космос, М., 1964; Космическая' биология
и медицина. Медикобиологические проблемы космических полетов, М., 1966;
Космическая газодинамика, пер. с англ., М., 1964; Космическая техника, пер.
с англ., М., 1964; Космическая физика, пер. с англ., М., 1966; Космические
данные. Месячные обзоры, М., [1957—66]; Космические лучи. Сб. ст., М.,
1961; Космические лучи. Сб. ст., М., 1963; Космические лучи. Сб. ст., М., 1965;
Космические радиотехнические комплексы, М., 1967; Космические траектории.
Сб. ст., пер. с англ., М., 1963; Космический мост, [М., 1967]; Космоде¬
мьянский А. А., К. Э. Циолковский — его жизнь и работы по ракетой
технике, М., 1960; Космонавт и его родина, [М., 1967]; Космонавтика. Малень¬
кая энциклопедия, М., 1968; Космос. Сб. ст., вып. 1—2, М., 1963—65; Космос и
международное тэаво, Сб. ст., М., 1962; Космос и международное сотрудни¬
чество. Сб. ст., М., 1963; Космос и проблемы всеобщего мира, М., 1966; К о-
четкое В. Т., Половко А. М., Пономарев В. М., Теория систем
наведения и самоуправления ракет, М., 1964; Крамаров Г. М., На заре
космонавтики, М., 1965; Красовский В. и., Исследование верхней ат¬
мосферы с помощью спутников и ракет, М., 1958; Крошкин М. Г., Земля
начинается в космосе, М., 1964; его же, Космос.«. что мы знаем о нем, м.,.
БИБЛИОГРАФИЯ 5G9
1966; его же, Человек проникает в космос, М., 1961; Крэсснер Г. Н.
« м KJLa е л с Д ж* в-. Введение в системы космической связи, пер. с англ.,
М., 1967; К у з н.е ц о в Б. Г., Эволюция картины мира, М., 1961; К у з ь-
м и н А. И., Вариации космических лучей высоких энергий, М., 1964; К у-
ликов К. А., Первые космонавты на Луне, М., 1965; К у л и и и ч Д. Д.,
Огонь, энергия, ракета. О реактивных топливах, М., 1963; Кэннон Р. X.,
Основные закономерности реакции гироскопической системы регулирования
•ориентации спутника, пер. с англ., М., 1963; Циолковский К. Э., Доку¬
менты и материалы, Калуга, 1968; Л а х т и н Л. М., Свободное движение в поле
земного сфероида, М., 1963; Лебедев А.А.иКарабановВ.А., Динамика
систем управления беспилотными летательными аппаратами, М., 1965; Л е-
ваитовский В. И., Небесная баллистика. Движение искусственных
спутников и космических снарядов, М., 1965; его же, Пути к Луне и плане¬
там солнечной системы, М., 1965; его же, Ракетой к Луне, М., 1960; его
ж е, Рассказ об искусственных спутниках, М., 1957; его же, Тяжесть, не¬
весомость, перегрузка, М., 1964; Левантовский В. И., Л е ш к о в-
ц е в В. А. и Р а х л и и И. Е., Советская ракета исследует космос, М., 1959;
Лей В., Ракеты и полеты в космос, пер. с англ., М., 1961; Леонов А. и
■Соколов А., Ждите нас, звезды, М., 1967; Литвин-Седой М. 3.,
Управление космическими кораблями в элементарном изложении, [М., 1967];
Л о у д е и Д. Ф., Оптимальные траектории для космической навигации,
пер. с англ., М., 1966; Лох У., Динамика и термодинамика спуска космиче¬
ских летательных аппаратов в атмосфере планет, пер. с англ., М., 1966; Лун¬
ная панорама. Мягкая посадка на Луну автоматической станции «Луна-9»,
€б., М., 1966; Луна открывается людям. Материалы о полете и устройстве кос¬
мической станции «Луна-9», М., 1966; Львов В., Он указал путь к звездам.
К. Э. Циолковский, М., 1961; его же, Страницы жизни Циолковского, Л.,
1963; его же, Час космоса, М., 1962; Ляпунов Б. В., Ракеты и межпла¬
нетные полеты, М., 1962; его же, Станция вне Земли, М., 1963; Мадер Ю.,
Тайна Хантсвила, пер. с нем., М., 1965; Майкл В. О., Жизнь во Вселенной,
пер. с англ., М., 1965; Мак-Витти Г. К., Общая теория относительности
и космология, пер. с англ., М., 1961; Маккей Д. Б., Конструирование кос¬
мических силовых установок, пер. с англ., М., 1966; Маленькие рассказы о
■большом космосе, 2 изд., М., 1964; Марков В. А., Философские вопросы
освоения космоса, Рига, 1967; Марс. Сб. ст. советских и зарубежных ученых,
М., 1962; Медицина и космические полеты. Сб., М., 1961; Медицинские проб¬
лемы безопасности полетов. Сб. ст., М., 1962; Межзвездная связь. Сб. ст., пер.
0 англ., М., 1965; Международная конференция по космическим лучам, М.,
1959; Мелик-Пашаев Н. И., Жидкостный реактивный двигатель, М.,
1959; Мельников Н., Покой им только снится, М., 1967; Мерку¬
лов И. А., Искусственные спутники — торжество идей К. Э. Циолковского,
М., 1958; его же, На космических орбитах. Космические скорости, М., 1965;
«го же, Полет ракет в мировое пространство, М., 1958; его же, Космиче¬
ские скорости, М., 1967; Методы оптимизации с приложениями к механике кос¬
мического полета, пер. с англ., М., 1965; Методы расчетов температурных полей
и теплоизоляции летательных аппаратов. Сб. ст., М., 1966; М и л ь к е Г.,
Путь в космос. Проблемы полета в мировое пространство, пер. с нем., М.,
1959; Мировой центр данных. Каталог данных по ракетам и спутникам. [1 ян¬
варя — 30 июня 1964], М., 1964; Мировой центр данных. Каталог данных но
ракетам и спутникам. [1 июля — 31 декабря 1964], М., 1965; Мировой центр
данных. Каталог данных по ракетам и спутникам. [1 января — 30 июня 1965],
М., 1965; Мировой центр данных. Каталог данных по ракетам и спутникам.
1 1 июля — 31 декабря 1965], М., 1966; М о ш к и н Е. К., Динамические про¬
цессы в ЖРД, М., 1964; Мурашевич А. М., Англо-русский словарь по
ракетной технике, М., 1958; его же, Словарь англо-американских сокраще¬
ний по авиационной и ракетно-космической технике, М., 1969; Мюллер Ф.,
Телеуправление, пер. с англ., М., 1957; Наблюдательные основы космологии.
Еб. ст., пер. с англ., М., 1965; Наблюдения Луны, Марса, Урана и звезд. Оп¬
тические свойства растений. Сб. ст., Алма-Ата, 1960; Назаров Б. И., Ги¬
роскоп на ракете, М., 1964; На пороге космос, пер. с англ., М., I960; Наука
в космосе, М., 1964; Научное использование искусственных спутников Земли,
•Сб. ст., пер. с англ., М., 1960; Научные проблемы искусственных спутников,
-Сб. ст., пер. с англ., М., 1959; Наши космические пути. Сб. ст., М., 1962; Н е-
д я л к о в И. П., В интересах мира. О значении завоевания космоса для дела
мира, Киев, 1962; Некоторые вопросы, связанные с движением искусственных
спутников Земли. Сб. ст., М., 1962; Нехожеными тропами Вселенной. Сб. ст.
о межпланетных полетах, М., 1959; Никитин П. И., Искусственные спут¬
ники Земли, М., 1958; Николаев А. Г., Встретимся на орбите, М., 1966;
Николаева-Терешкова В. В., Вселенная — открытый океан!,
~М., 1964; Новиков И. Д., Теория относительности и межзвездные перелеты,
М., 1960; Новокшонов Ю. И., Ракеты в космосе, М., 1967; Новые ис¬
следования в космосе. Сб., М., 1963; Об искусственных спутниках Земли. Сб.
ft 70 БИБЛИОГРАФИЯ
некоторых работ зарубежных ученых, пер. с англ., М., 1959; Огнеупоры для
космоса. Справочник, пер. с англ., М., 1967; Огородников К. Ф., За¬
гадки звездного мира, М., 1963; Околоземное космическое пространство. Спра¬
вочные данные, пер. с англ., М., 1966; Орлов Б. В. иМазинг Г. Ю.,
Термодинамические и баллистические основы проектирования ракетных двига¬
телей на твердом топливе, М., 1964; Освоение космоса в СССР, [Рига, 1968];
Освоение космоса и международное право, М., 1962; Оснащение самолетного и
ракетного производства, пер. с англ., М., 1967; Основы проектирования ракет¬
но-прямоточных двигателей для беспилотных летательных аппаратов, под ред.
Б. В. Орлова, М., 1967; Основы теплопередачи в авиационной и ракетной тех¬
нике, М., 1960; Панченко Е. И. и Коровкин А. С., Космическая
электроэнергетика, М., 1967; П а р и н В. В., Волынкин Ю. М. и В а-
сильев П. В., Полет человека в космос. Некоторые научные результаты, М.,
1964; П а р ф е н о в В. А., Возвращение из космоса, М., 1961; П а т р и к с й-
ц е в М. В., Пуск управляемых ракет, М., 1963; Паушкин Я. М., Хими¬
ческий состав и свойства реактивных топлив, М., 1958; П а х у т а С. А., Ис¬
кусственный спутник Земли, Минск, 1957; Педерсен Э. С., Атомная энер¬
гия в космосе, пер. с англ., М., 1967| Первые советские искусственные спутники
Земли, М., 1958; Первые панорамы лунной поверхности. По материалам авто¬
матической станции «Луна-9», М., 1966; Первые панорамы лунной поверхности*
в 2-х томах, т. I, М., 1967; Первые фотографии обратной стороны Луны, М.,
1960; Первый полет человека в космос, М., 1961; П е р е л ь м а н Р. Г., Дви¬
гатели галактических кораблей, М., 1962; его же, Звездные корабли, М.„
1961; е г о же, Цели и пути покорения космоса, М., 1967; Перспективные ком¬
позиционные материалы. Сб. статей, [М.], 1968; Петров В., Искусственный
спутник Земли, М., 1958; Петров В. П., Космические станции погоды, М.,
1966; Петров В. П. иСочивко А. А., Искусственные спутники Земли
и погода, Л., 1961; их же, Управление ракетами, М., 1963; Петров В. П.
иЮревич П. П., Освоение космоса, Киев, 1963; их же, Здравствуй,
Луна!, [Л.], 1967; Петрович Г. В., Развитие ракетостроения в СССР. У
истоков советского ракетостроения, М., 1968; его же, Развитие ракето¬
строения в СССР. Штурм космоса ракетными системами, М., 1968; его же.
Ракетные двигатели ГДЛ — ОКБ, 1929—1969, М., 1969; Петрович Н. Т.
иКаменевБ. Ф., Вопросы космической радиосвязи, М., 1965; П и к е л fa-
не р С. Б., Основы космической электродинамики, пер. с англ., М., 1966; Пи¬
лотируемые космические корабли, пер. с англ., М., 1968; Пионеры ракетной тех¬
ники Кибальчич, Циолковский, Цандер, Кондратюк, М., 1964; Плазменные и
электростатические ракетные двигатели, пер. с англ., М., 1962; Планетарная
циркуляция атмосферы и искусственных спутников Земли. Сб. ст., М., 1966;
Победоносцев Ю. А., Искусственный спутник Земли, М., 1957; его
ж е, Путь в космос. Достижения советской ракетной техники, М., 1962; П о го¬
ре л о в Д. А., Теория кеплеровых движений летательных аппаратов, М.,
1961; Пономарев А. Н., Пилотируемые космические корабли, М., 1968;
Пономарев В. М., Теория управления движением космических аппара¬
тов, М., 1955; Попович П. Р., Вил1таю вранщ, КиУв, 1968; Посадка на
Венере. О полетах автоматических межпланетных станций «Венера-2» и «Ве¬
нера-3», М., 1966; Почтарев В. И., Магнетизм земли и космического про¬
странства, М., 1966; Предварительные итоги научных исследований с помощью
первых искусственных спутников Земли и ракет. Сб. ст., М., 1958; Преобразо¬
вание тепла и химической энергии в электроэнергию в ракетных системах. Сб.
ст., пер. с англ., М., 1963; Проблемы движения головной части ракет дальнего
действия. Сб. ст., пер. с англ., М., 1959; Проблемы движения искусственных
небесных тел, М., 1963; Проблемы космической биологии. Сб. ст., т. 1—4, М.,
1962 — 65; Проблемы космического права. Сб. ст., пер. с англ., М., 1961; Проб¬
лемы космической физики, Сб. ст., Киев, 1966; Проблемы ориентации искус¬
ственных спутников Земли, М., 1966; Проблемы радиационной безопасности кос¬
мических полетов, М., 1964; Происхождение миров, М., 1957; Пр о х о р о в А. И.,
Бионика и космос, М., 1966; Путешествие по космосу от А до Я, М., 1963;
Путь в космос, М., 1958; Пшеничер Б. Г. иРезникова В. И., Под¬
готовка экспедиций на Луну, М., 1966; Радиационная безопасность при косми¬
ческих полегах, М., 1964; Радиоуправление реактивными снарядами и косми¬
ческими аппаратами, М., 1968; Радиоэлектроника в космической медицине,
М.—Л., 1964; Радунская И. Л., Тайны космического излучения, М.,
1963; Развитие представления о Вселенной, М., 1962; Ракетные двигатели, М.,
1962; Ракетные двигатели твердого топлива, М., 1963; Ребров М., В шест¬
надцать мальчишеских лет..., [М.], 1967; его же, На орбиту выводит «Ра¬
дий», М., 1967; его ж е, Я — «Аргон», М., 1968; Ребров М. и
X о з и н Г., Нас ждет Луна, М., 1964; Ржезникова М. Я., Старо¬
верова И. П. и Самохвалова Л. Г., Рукописные материалы
К. Э. Циолковского, Научное описание, М., 1966; Ригер Л., Введение в кос¬
мологию, пер. с англ., М., 1959; Роберсон Р. И., Динамическая модель
точного регулирования ориентации орбитальной астрономической обсервато-
БИБЛИОГРАФИЯ
571
рии, М., 1963; его же, Измерение угла рыскания спутника с помощью гиро¬
скопа, М., 1960; Росси Б., Космические лучи, пер. с англ., М., 1966; Р у-
™ ~ 11 Ч е в В. В., Об устойчивости стационарных движений спутников, М.,
1967; Рыбаков Н. И., Микробы и космос, М., 1962; Рябов Ф. П., Лю¬
дина i BceceiT, Кшв, 1968; Сазонов Б. И., Космос у наших дверей, Л.,
1966; Сафонов Ю. П., АндриановЮ.Г., ИвлевД. С., Инфракрас¬
ная техника в космосе, М., 1963; Сахаров Г. И., А н д р е е в с к и й В. В.,
Букреев В. 3., Нагрев тел при движении с большими сверхзвуковыми
скоростями, М., 1961; Сборник основных документов и материалов по вопросу
о мирном исследовании и использовании космического пространства [1957 —
1965 гг.], М., 1966; Седов Л. И., Наука, космонавтика и общество, М.,
1968; Селезнев В. П., К и р с т М. А., Системы навигации космических
летательных аппаратов, М., 1965; Селешников С. И., Астрономия и
космонавтика. Краткий хронологический справочник с древнейших времен
до наших дней, Киев, 1967; Сенченков А.П., Атомные ракеты и пробле¬
мы освоения космоса, М., 1964; Серегин А.В., Жидкие ракетные топлива,
М., 1962; Силантьев А. И., Твердые ракетные топлива, М., 1964;
Оинярев Г. Б. и Добровольский М. В., Жидкостные ракет¬
ные двигатели, М., 1957; Системы жизнеобеспечения космических кораб¬
лей и скафандров. Сб. переводов, М., 1967; Системы связи с использованием
искусственных спутников Земли. Сб. ст., пер. с англ., М., 1964; С м а-
г и н Б. И., Космос и наука, Киев, 1964; Смирнов Г. Д., Навигационные
спутники, М., 1963; Современные проблемы космического права. Сб. ст., пер.
с англ., М., 1963; Сокольский В. Н., Ракеты на твердом топливе в Рос¬
сии, М., 1963; Солнечная активность и космические лучи. Сб. ст., пер. с англ.,
М., 1962; Сомик В. В. и К о н ь к о в Н. Г., Автомат проверяет самолет и
ракету, М., 1967; Соснин Е. К., Радиоэлектроника спутников, М.—Л.,
1966; Справочник по космонавтике, М., 1966; Спутники связи, пер. с англ., М.,
1966; Станции в космосе, Сб. ст., М., 1960; Стирнс Э., Космическая навига¬
ция, пер. с англ., М., 1966; Супрун Ф. П. и Ш и р о к о в К. В., Англо-
русский словарь по космонавтике, М., 1964; Сушков Ю.Н., Двигатели кос¬
мических скоростей, М., 1962; его же, Полеты в космос, М., 1963; Сыти н-
с к а я Н. Н., Планета Марс, М., 1962; Тарасов Е. В., Оптимальные ре¬
жимы летательных аппаратов, М., 1963; Тейлор Ф. Д., Автоматическая
наводка большой управляемой системы для слежения за связными спутниками,
пер. с англ., М., 1963; Тейшев Е. А., Применение топливных элементов
для энергопитания космических кораблей, М., 1967; Техника передачи измере¬
ний по радио с ракет и снарядов. Со. ст., пер. с англ., М., 1959; Титов Г. С.,
Авиация и космос, М., 1963; Трое наших в космосе. Герои Советского Союза
летчики-космонавты В. М. Комаров, К. П. Феоктистов, Б. Б. Егоров, Сб., М.,
1964; Тугоплавкие металлические материалы для космической техники. Сб. ст.,
пер. с англ., М., 1966; Уманский С. П., Снаряжение летчика и космонав¬
та, М., 1967; Управление полетом космических аппаратов. Сб. ст., пер. с англ.,
М., 1963; Управление космическими летательными аппаратами, пер. с англ.,
М., 1967; Урсул А. Д., Некоторые философские вопросы освоения космоса,
М., 1964; его же, Социализм и коммунизм — стартовая площадка совет¬
ских космических кораблей. Общественное и философское значение освоения
космоса, Кишинев, 1964; его же, Освоение космоса, М., 1967; Успехи СССР
в исследовании космического пространства, М., 1968; Фаворский О. Н.
и К а д а н е р Я. С., Вопросы теплообмена в космосе, М., 1967; Федо¬
ров Е. К., Научные исследования с помощью ракет и искусственных спут¬
ников Земли, М., 1958; Феодосьев В. И., Прочность теплонапряженных
узлов жидкостных ракетных двигателей, М., 1963; Феодосьев В. И.,
Синярев Г. Б., Введение в ракетную технику, М., 1961; Ф е с е н-
к о в В. Г., Жизнь во Вселенной, М., 1964; Фидлер Д.И.и ЛэндиИ. И.,
Моделирование оборудования ракеты на испытательных установках ракетных
двигателей, М., 1963; Физика космических лучей. Современные достижения,
пер. с англ., М., 1954 — 58; Физика элементарных частиц и космических лучей.
Современные достижения, пер. с англ., М., 1960; Философские проблемы теории
тяготения Эйнштейна и релятивистской космологии. Сб. ст., Киев, 1965;
Фрейндлих М. М. и Ханнан К. Г., Проблемы смазки космических кораб¬
лей, М., 1962; Фр идеи сон Е. С., Будущее ракетных двигателей, М., 1965;
X е м ф р и с, Ракетные двигатели и управляемые снаряды, пер. с англ., М.,
1958; X и к о к Ф. А., Графики космического полета, пер. с англ., М., 1968;
Хоббс М., Техника управления ракетами, пер. с англ., М., 1963; Хохря¬
ков В. А., Об оптимальных режимах движения ракет с учетом зависимости
коэффициента Сх от скорости, М., 1962; Цандер Ф. А., Проблемы полета
при помощи реактивных аппаратов, Межпланетные полеты. Со. ст., М., 1961;
его ж е, Из научного наследия, М., 1967; Циолковский К. Э., Избран¬
ные труды, М., 1962; его же, Ракета и космическое пространство, М., 1963;
его же, Реактивные летательные аппараты, М., 1964; его же, Собр. соч.,
М., 1964; его же, Собр. соч., т. 1—3, М., 1951 — 59; его же, Избранные
572 БИБЛИОГРАФИЯ
труды, М., 1962; Человек в космосе. Медико-биологические проблемы косми¬
ческих полетов, М., 1958; Человек в условиях высотного космического полета,.
Сб. ст., пер. с англ., М., 1960; Человек вышел в космическое пространство, М.г
1966; Человек под водой и в космосе, М., 1967; Чепмен Д. Р., Приближен¬
ный аналитический метод исследования входа тел в атмосферы планет, пер.
с англ., М., 1962; Чередниченко В. И., М1жзоряний i м1жпланетний
зв’язок, Ки1в, 1968; Ч е р н я к А. Я., Николай Кибальчич — революционер
и ученый, М., 1960; Честное Ф. И., Радиостанции над планетой, М., 1963;
Четверо на орбите, М., 1969; Шаги в космосе, О летчиках-космонавтах П. И. Бе¬
ляеве и А. А. Леонове. Сб. материалов, М., 1965; Шапиро Я. М., М а-
зинг Г. Ю.,Прудников Н.Е., Теория ракетного двигателя на твердом
топливе, М., 1966; Шаронов В. В., Луна — первая станция на пути в кос¬
мос, М., 1964; его же, Природа планет, М., 1958; Ш а у л о в Ю. X. и
Лернер М. О., Горение в жидкостных ракетных двигателях, М., 1961;
Ш е п л и X., Звезды и люди, пер. с англ., М., 1962; Шидловский В. П.г
Введение в динамику разреженного газа, М., 1965; Шипов Б. В., Отечест¬
венное ракетостроение, М., 1967; Шкловский И. С., Вселенная. Жизнь.
Разум, М., 1965; Штернфельд А. А., Искусственные спутники, М., 1958;
его ж е, От искусственных спутников к межпланетным полетам, М., 1959;
Штулингер Э., Ионные двигатели для космических полетов, пер. с англ.г
M. , 1966; Шунейко И. И., Крылатые космические корабли, М., 1966;
Щербаков Д. А., К. Э. Циолковский — великий ученый — гуманист,
Тула, 1966; Эголинский Я. А., Полеты в космос и физическая культура
молодежи, Л., 1967; Электронные методы контроля траекторий космических
аппаратов, Сб. ст., пер. с англ., М., 1963; Электростатические ракетные двига¬
тели. Сб. ст., пер. с англ., М., 1964; ЭльясбергП.Е., Введение в теорию
полета искусственных спутников Земли, М., 1965; Энергетические установки
для космических аппаратов, Сб. ст., пер. с англ., М., 1964; Эрике К., Кос¬
мический полет, пер. с англ., М., 1963; Юрок А. Ю., Здравствуй, Вселенная.
[Подготовка летчиков-космонавтов], М., 1961; Юрьев Э. Ю., Радиосвязь
с космическими ракетами, М., 1963; Ядерные взаимодействия в защите косми¬
ческих кораблей, М., 1968; Ядерные космические энергетические системы,
вып. 1, М., 1966; Яздовский В. И., Биология и космос, М., 1964; Я к о в-
к и н А. А., Искусственные спутники Земли, Киев, 1958; Космос рядом с на¬
ми. Рекоменд. указ лит-ры, М., 1967.
A guide to information sources in space science and technology, ed. В. M. Fry,
F. E. Mohrhardt, v. 1, N. Y.—L., 1963; Abraham L. H., Structural design
of missiles and spacecraft, N. Y., 1962; A d a m s G. C., Space flight. Satellites,
spaceships, space stations and space travel explained, N. Y., 1958; Advances
in astronautical propulsion. Proc. of a seminar. Milan i960, ed. by C. Casci, Oxf.r
1962; Advances in ballistic missile and space technology. Proc. of 4th AFBMD/STL
symposium, N. Y., 1961; Advances in space research. Proc. of the 1 Inter-Ame¬
rican symposium, B. Aires, 1960, Oxf., 1964; Advances in space technology.
Proc. of a symposium. Hertfordshire, 1962, ed. by L. Nayler, L., 1962; Advances
in space science, ed. by F. J. Ordway, v. 1—8, N. Y.—L., 1961—66; Advances
in space science and technology, suppl. 1—2, N. Y.—L., 1963—65; Advances
in astronautical sciences, v. 1—6, N. Y.—L., 1957—61; Advances in the astro-
nautical sciences, v. 7—8, N. Y., 1961—63; Advances in the astronautical scien¬
ces, v. 9—18, N. Y. — [a. o.], 1963—64; Aerospace electrical electronics con¬
ference. 21, Los Angeles (Calif.), 1963, Technical papers, North Hollywood (Ca¬
lif.), 1063; Aerospace reliability and maintenability conference, Washington,.
1963, Proc., Wash., 1963; Aerospace scientific symposium. Washington, 1961.
Proc. in honour of Dr. Theodore von Karman on his 50th anniversary, N. Y.t
1062; Aerospace systems reliability symposium. Salt Lake City (Utah), 1962,
Proc., N. Y., 1962; Aerospace telemetry, ed. by H. L. Stiltz, Englewood Cliffs
(N. Y.), 1961; Air space and instruments. Draper annivers. vol., ed. by S. Lees,
N. Y., 1963; Alexander J. E., Bailey J. M., System engineering-
mathematics, Englewood Cliffs (N. Y.), 1962; A 1 s m i 1 1 e r R. G., M u r-
p h у J. E., Space vehicle shielding studies; calculations of the attenuation
of a model solar flare and monoenergetic proton beams by aluminium shields,
Oak Ridge (Tenn), 1963; Altman D., С a г t e r J. M. [a. o.J. Liquid
propellant rockets, Princeton (N. Y.), 1960; Altman S. P., Orbital hodo-
graph analysis, Balt., 1965; Annual seminar on reliability in space vehicles, 4,.
Los Angeles, 1963; Applied astronautics. An introduction to space flight, ed.
by F. I. Ordway [a. o.], Englewood Cliffs (N. Y.), 1963; Artificial earth satellites.
Observations and investigations in Poland, Warsz., 1965; Ballistic missile and
aerospace technology. Proc. of 6th symposium. Los Angeles (Calif.), 1961,
v. 1—4, N. Y.—L., 1961; Ballistic missile and space technology. Proc. of 5tlr
symposium. Los Angeles (Calif.), 1960, v. 1—4, N. Y. —L., 1960; Ballistic-
missile and space vehicle systems, ed. by S. Seifert, K. Brown, N. Y. — L.;
1961; BarnierL., Terres du ciel, P., 1962; Basic astronautics. Introduction
БИБЛИОГРАФИЯ
Г>73
to space science, engineering and medicine, N. Y., 1962; В a t t i n R H ,
Astronautical guidance, N. Y., 1964; Bauer H. F., Fluid oscillations in the
containers of a space vehicle and their influence upon stability, Wash., 1964;
P a z ° v s k У Reliability theory and practice, Englewood Cliffs (N. Y.),
1961; Benton M., The use of high-altitude rockets for scientific investiga¬
tions, Wash., 1959; Bergaust E., The next fifty years in брасе, N. Y.,
1964; В e r g l e г J., A l^coute des planetus, P., 1963; Berman A. I., The
physical principles of astronautics. Fundamentals of dynamical astronomy
and space flight, N. Y. —L., 1961; Bcsserer C. W., Missile engineering
handbook, Princeton (N. Y.), 1958; Bielski M., Observations of artificial
satellites of Earth at the Astronomical observatory of the Warsaw university.
Station code number 1155. Period: Oct. 1957 — Febr. 1964, Warsz., 1965; Bragg
S. L., Rocket engines, L., 1962; BrockR., Taschenbuch dcr Flugkorper —
Raketa — Satelliten, Munch., 1964; BuchheimR. W., New space hand¬
book: astronautics and its application, N. Y., 1963; Broxmeycr C., Inertial
navigation systems, N. Y., 1964; Burgess E., Satellites and spaceflight,
N. Y., 1958; его же, Long-range ballistic missiles, L., 1961; Bussard R.
W., Delauer R. D., Nuclear rocket propulsion, N. Y., 1958; Cadin M.,
The man-in-space dictionary. A modern glossary, N. Y., 1963; Celestial mechanics
and astrodynamics, ed. by V. G. Szebehly, N. Y., 1964; Chapman D. R.,
Kapphahn A. K., Tables of Z. functions for atmosphere entry analysis,
Wash., 1961; Cochin I., Analysis and design of the gyroscope for inertial
guidance, N. Y. — L., 1963; Combustion ana propulsion, 5th AGARD Collo¬
quium. Braunschweig, 1962; High temperature phenomena, cd. by R. P. Hagerty
|a. o.], N. Y., 1963; Communications satellites. Proc. of a symposium. London,
1961, ed. L. J. Carter, L. —N. Y., 1962; Conference on space-age planning,
Chicago, 1963; Proc. of 2d space eng. symposium. Hatfield, 1963, ed. D. R. Sam¬
son, Oxf., 1963; Corliss W. B., Le vol dans l’espace. Systeme de propulsion,
P., 1963; e г о ж e, Space probes and planetary exploration, Princeton, 1965;
e г о ж e, Propulsion systems for space flight, N. Y., 1960; Conference on physical
chemistry in aerodynamics and space flight, Philadelphia, 1959. Reports, N. Y.,
1961; CoxR. N.,Crabtree L. F., Elements of hypersonic aerodynamics, N.
Y., 1965; CunyH., L’astronautica, Roma, 1962; Current research in astronauti¬
cal sciences. Proc. Rome seminar on astronautics, 1959, ed. L. Broglie, Oxf., 1961;
Davis L., Fallin J. W., Blitrer L., Exterior ballistics of rockets,
N. Y., 1958; D eutchR., Orbital dynamics of space vehicles, Englewood Cliffs,
N. Y., 1963; Design guide to orbital flight, ed. J. Jensen [a. o.], N. Y., 1962;
Digital communications with space applications, ed. by S. W. Colomb, Engle¬
wood Cliffs (N. Y.), 1964; Dorobantu M. N., О 1 a r u D. D., P о p a
N. A., Rachetavehiculul viitorubu, Buc., 1961; Draper C. S., Wrigley
W., Hovorka J., Inertial guidance, Oxf., 1960; Ducroca A., A victoria
6ur l’espace. Le lecon des satellites et de la conqu£te lunaire, P., 1959; Dynamics
of satellites symposium. Paris, 1962, ed. by M. Roy, B., 1963; East Coast conference
on aerospace and navigation electronics, II. Baltimore. 1964. Technical papers,
N, Y., 1964; EhrickeK.A., Space flight, v. 1—2, Princeton (N. Y.), 1960—62;
Eichler G., KornerH., Satelliten, Lpz., 1958; Eisner W., Ame¬
rica’s space vehicles. A pictorial review, N. Y., 1962; Electric propulsion develop¬
ment, ed. E. Stuhlinger. A selection of technical paper based mainly on American
rocket society conference. Berkeley, 1962, N. Y., 1963; Electricity and electronics
for aerospace vehicles. A series of texts. By J. L. McKinley, R. D. Bent,N. Y., 1961;
Electromagnetic aspects of hypersonic flight. 2 symposium on the plasma sheath.
Its effect upon reentry communication and detection, ed. by W. Roman [a. o.],
Baltimore (Maryland), 1964; Electrostatic propulsion. A selection of technical
papers based on Symposium of American rocket society, Monterey (Calif.), 1960,
ed. D. W. Langmuir, E. Stuhlinger [a. o.], N. Y. — L., 1961; Energia Jadrowa w
lotnictwie i technice rakietowey. (Zbior artykulow), Warsz., 1961; Energy conver¬
sion for space power. A celection of technical papers based on Symposium of Ame¬
rican rocket society, Santa Monica (Calif.), 1960, ed. by N. W. Snyder, N. Y. —
L., 1961; Flight performance handbook for powered flight operations. Flight me¬
chanics and space vehicle design, empir. formulae, analytic approximat. and a gra¬
phic aids, ed. by W. J. Frederick, N. Y. —L., 1963; FryB.,MohrhardtF.,
A guide to information sources in space science and technology, N. Y. — L.,
1963; Fuelsand new propellants. Proc. of conference, Milan, ed. C. Casci, Oxf. —
Mil., 1964; Ривёез francaises popr la recherche spatiale, P., 1964; Gaidi nM.,
The man-in-space dictionary. A modern glossary, N. Y., 1963; G a 1 i a n n a T.
de, Dictionnaire de l’astronautique, P., 1964; Gatlarid K. W., Astronau¬
tics in the sixties. A survey of current technology and future development,
D. — N. Y., 1962; его же, Spacecraft and boosters. The first comprehensive
analysis of more than seventy U. S. and Soviet space launchings, 1961, L — Los
Ang., 1964; Gerathewohl S. J., Principles of bioaustronautics, Engle¬
wood Cliffs (N. Y.), 1963; Glasstone S., Sourcebook on the space sciences,
Princeton (N. Y.), 1965; Glenn J. H., Summary results of the first United
574 БИБЛИОГРАФИЯ
States manned orbital space flight. Paper 3 International space science sympo¬
sium, Washington, 1962, Wash., 1962; Goddard space flight center. Washington.
Final report on the Tiros I meteorological satellite system, Wash., 1962; God¬
win F., The exploration of the solar system, L., 1960; G г a v a 1 о s F. G.,
Interplanetary trajectories. Mathematical formulation and numerical solution
of the «two point» limit problem, Wash., 1962; Ground support systems for
missiles and space vehicles, ed. K. Brown, P. Weiser, N. Y., 1961; Guidance
and control of aerospace vehicles, ed. by С. T. Leondes, N. Y., 1963; Guidance
and control. 2, ed. R. C. Langford, C. J. Mundo, Selection technical papers
based mainly on American Institute of aeronautics and astronautics conference,
Cambridge (Mass.), 1963, N. Y. — L., 1964; HaleyA. G., Rocketry and
space exploration, Princeton (N. Y.), 1959; Handbook of astronautical engi¬
neering, ed. by H. H. Koelle, N. Y., 1961; Handbook of satellites and space
vehicles, ed. R. P. Haviland, С. M. House, Princeton (N. Y.), 1965; Harnessing
space, ed. W. Ley, N. Y. — L., 1963; Harry D. P., FiedlanderA. L.,
An analysis of errors and requirements of an optical guidance technique for
approaches to atmospheric entry with interplanetary vehicles, Wash., 1961;
Hauesscrmann W., Guidance and control of Saturn launch vehicles,
N. Y., 1965; Haviland R. P., HouseC. M., Handbook of satellites
and space vehicles, Princeton (N. Y.), 1965; Heacock F. A., Graphics in
space flight. Digest of new graphic solutions, N. Y., 1964; H e s s e W. J.,
Jet propulsion, N. Y., 1958; Hesse W. J., M u m f о г d N. V. S., Jet pro¬
pulsion for aerospace applications, N. Y., 1964; Heterogenous combustion, ed.
H. G. Wolfhard [a. o.J. Selection of technical papers based on American insti¬
tute of aeronautics and astronautics conference, Palm Beach, 1963, N. Y. — L.,
1964; High altitude and satellite rockets. Sympos. held at Granfield, 1957, L.,
1958; Holmes J., The race for the Moon, L., 1962; Howard N. E.,
Handbook for observing the satellites, N. Y., 1958; Hypersonic flow research,
ed. F. R. Riddell. A selection of techical papers based on the 5 symposium, Cam¬
bridge (Mass.), 1961, N. Y. — L., 1962; Inertial guidance, ed. G. R. Pitman
Jr., N. Y. —L., 1962; Institute of environmental sciences. Annual technical
meeting, Chi., 1962; Institute of environmental sciences. National meeting,
Wash., 1961; Interactions of space vehicles with an ionized atmosphere, ed.
S. F. Singer, Oxf. — [a. o.], 1965; International astronautical congress,
8. Barcelona, 1957. Proceedings, W., 1958; 9. Amsterdam, 1958. Proceedings,
v. 1—2, W., 1959; 10. London, 1959. Proceedings, v. 1—2, W., 1960; 11. Stock¬
holm, 1960. Proceedings, v. 1—3, W., 1961; 12. Washington, 1961. Proceedings,
v. 1—2, N. Y. — L., 1963; 13. Varna, 1962. Proceedings, v. 1—2, W. — N. Y.,
1964; 14. Paris, 1963. Proceedings, v. 1—4, P.—Warsz., 1965; 15. Warszawa, 1964.
Proceedings, v. 1—5, P. — Warsz., 1965; International conference and exhibit on
aerospace support, Washington, 1963. Proceedings, Phil., 1963; Institute of the
aerospace sciences. National meeting on large rockets. Sacramento (Cafil.),
1962. Proceedings, N. Y., 1962; International symposium on aerospace nuclear
propulsion. Las Vegas (Newada), 1961. Proceedings, N. Y., 1962; International
symposium on space phenomena and measurement. Detroit (Michigan), 1962.
Proceedings, N. Y., 1963; International symposium on space technology and
science. 4. Tokyo, 1962, ed. T. Nomura, Tokyo, 1963; Interational symposium
on space technology and science. 5. Tokyo, 1963. Proceedings, ed. by Tsuyoshi
Hayashi, Tokyo, 1964; Ionization in high-temperature gases. A selectics of
technical papers based mainly on the American rocket society on Jon in flames and
rocket exhausts conference held at Palm Springs (Calif.), October 10—12, 1962,
ed. by R. S. Shuler, N. Y., 1963; J о h n s о n R. L., Arthur G. R., A space
vehicle design for unmanned rendezvous, ..., 1961; К arm an T., From
lowspeed aerodynamics to astronautics, Oxf., 1963; Kennedy A. J., The
materials background to space technology, L., 1964; Kent J. T., T а а с к G. B.,
Larson D., Tables for eccentric and true anomaly in elliptic orbits, Wash.,
1963; Krassner G. H., M i c h a e 1 s J. V., Introduction to space com¬
munication systems, N. Y., 1964; Kreith F., Radiation heat transfer for
spacecraft and solar power plant design, Scranton (Pennsylvania), 1962; L a c h-
n i t t J., L astronautique, P., 1962; Lange О. H., Stein R. J., Space
carrier vehicles. Design, development and testing, of launching rockets, N. Y.—L.,
1963; Lawden D. F., Optimal trajectories for space navigation, L., 1963;
L e i n w о 1 1 S., Spacecommunications, N. Y., 1964; Ley W., Rockets,
missiles and space travel, N. Y., 1961; Liquid propellant rockets, ed. by D. Alt¬
man, J. M. Carter [a. o.], Princeton (N. Y.), 1960; L 1 о у d D. K., L i p о w M.,
Reliability: management, methods and mathematics, 2 ed., Englewood Cliffs
(N. Y.), 1964; L о h W. H., Dynamics and thermodynamics of planetary entry,
Englewood Cliffs (N. Y.), 1963; Lunar exploration and spacecraft systems, ed.
by R. Fleieig [a. o.]. Proc. of Symposium on lunar flight, New York, 1960,
N. Y., 1962; Lunar flight programs. Proc. of the 10 annual meeting of the
American astronautical society. New York, 1964, N. Y., 1964; Lunar missions
and exploration, ed. by С. T. Leondes, R. W. Vance, N. Y., 1964; «L’uomo e la
БИБЛИОГРАФИЯ 575
tccnica nell’eara e spaziale». Congrcsso internazionalc. Milano, 1962. Rendiconti,
Roma, 1963; M а с к a у D. B., Design of space power plants, Englewood Cliff!
(N. Y.), 1963; Mack oS. J., Satellite tracking, N. Y., 1962; Manned spacecraft:
engineering design and operation, ed. by P. E. Purser [a. o.], N. Y., 1964; Manned
space flight meeting. 2. Daas (Texas), 1963; N. Y., 1963; Manned space reliabi¬
lity symposium. Anshein (Calif.), 1964, ed. by P. Horpitz, N. Y., 1964; Manned
space stations, symposium, Los Ang., 1960; Manual on rockets and satellites,
ed. by L. V. Berhner, L., 1958; Mares J.-P., Transfers 6conomiques entre
orbites infiniment proches. Rapp. XVI-eme Congr. internat. astronaut., Athenes,
12—18 sept. 1965. Chatillonsous—Bagneux (Seine), 1965; Marfeld A. F.,
Das Buch dcr Astronautik. Technik und Dokumentation der Weltraumfahrt,
B., 1963; Materials for missiles and spacecraft, ed. by E. R. Parker, N. Y., 1963;
Materials in space tecnology, ed by G. V. Thompson, K. W. Gatland, L., 1963;
McKinley J.L.,Bent R.D., Electricity and electronics for aerospace vehicles*
N. Y., 1961; M e a r s С. M., Peterson R. L., Mechanization of minimum
energy automatic lunar soft landing systems, N. Y., 1961; Mercury project sum*
тагу including results of the fourth manned orbital flight. May 15 and 16, 1963;
Wash., 1963; Methods in astrodynamics and celestial mechanics. Select, techn.
papers, Amer. inst. aeronaut., astronaut, specialist conf., Monterey (Calif.), Sept.
16—17, 1965, N. Y. — L., 1966; Mickelsen W. R., Theoretical performance
of electrostatic thrustors with analytic space charge flows, Wash., 1963; M i e 1 к Q
H., Ktinstliche Satelliten Raumraketen, B., 1960; Missiles and space problems con¬
cerning orbits, trajectory control, re-entry, engineering management, fluid dy¬
namics and high temperature. Proc. of Aerospace forum, 2 session, N. Y., 1962;
Mueller G. E., Spangler E. K., Communication satellites, N. Y.,
1964; Muller P., Observation de satellites artificiels faites a Mendon (1957—
1960 sauf Echo I), P., 1961; NASA — University conference on the science and
technology of space exploration. Proceedings, v. 1—2, Chicago, 1962; Wash., 1962;
National conference on the peaceful uses of space, I. Tulsa, 1961. Proceedings,
Wash., 1961; National conference on the peaceful uses of space, 2. Seattle, 1962.
Proceedings, Wash., 1962; National conference on the peaceful uses of space, 4.
Boston, Mass., 1964; National meeting on large rockets, Sacramento (Calif.),
1962. Proc. of the IAS National meeting on large rockets (unclassified portion),
N. Y., 1962; National meeting on manned space flight, St. Louis, 1962; National
specialists meeting on guidance of aerospace vehicles. Proc. Boston (Mass.), 1960,
N. Y., 1960; National symposium on Joining of materials for aerospace systems,
9. Dayton, 1965; Dayton, 1965; National symposium on materials for space vehicle
use, 6. Seattle (Wash.), 1963, v. 1—3, Seattle, 1963; National tracking and com¬
mand of aerospace vehicles symposium. San Francisco, 1962, Proceedings, N. Y.,
1962; Navigation par inertie, par J. Carpetier, J.-C. Radix, [а. о.], P., 1962;
N а у 1 e r J. L., Dictionary of astronautics, L., 1964; N e w m a n D. B., Space
vehicle electronics, Princeton (N. Y.), 1964; Newell H. E., Sounding roc¬
kets, N. Y., 1959; О b e г t h H., Das Mondauto, Dusseldorf, 1959; его же,
Menschen im Weltraum. Neue Projekte fur Raketen-und Raumfahrt, 2 Aufl., Dus¬
seldorf, 1957; О r d w a у F. J., Annotated bibliography of space science and tech¬
nology with an astronomical supplement, 3 ed., Wash., 1962; Or d way F.,
Wakeford R. C., International missile and spacecraft guide, N. Y., 1960;
Optimization techniques. With applications to aerospace systems, ed. G. Leitmann,
N. Y. — L., 1962; P a r v i n R. H., Inertial naigation, Princeton (N. Y.), 1962;
Peaceful uses of automation in outer space. Proc. of the First IFAC symposium
on automation control in the peaceful uses of space, held on June 21—24, 1965
in Stavanger, Norway, N. Y., 1966; Peacetime uses of outer space, ed. S. Ramo,
N. Y., 1961; Pedersen E. S., Nuclear energy in space, Englewood Cliffs
(N. Y.), 1964; P e n n e r S. S., Chemical rocket propulsion and combustion re¬
search, N. Y. — L., 1962; Peters R. L., Design of liquid solid and hybrid
rockets, N. Y., 1965; Physical chemistry in aerodynamics and space flight. Pro¬
ceedings of conference, N. Y., 1961; Power systems for space flight. A select,
of technical papers based mainly on American rocket society space power systems
conference. Santa Monica, 1962, ed. by M. A. Zipkin, R. N. Edwards, N. Y.,
1963; P r a f e H., Stache P., Typenbuch der Raumflugkorper 1957—1964,
B., 1964; Principles of inertial navigation, ed. by S. F. Savant, R. C. Howard
[a. o.j, N. Y., 1961; Proc. of a symposium on aeroelastic and dynamic modeling
technology, September 23—25, 1963, Washington, Wash., 1964; Progress in the
astronautical sciences, ed. S. F. Singer, v. 1, Amst., 1962; Power systems for
space flight, ed. by M. A. Zipkin, R. N. Edwards, Santa Monica (Calif.), 1962;
Raymond E., Wiech G., Strauss R., Fundamentals of rocket pro¬
pulsion, L., 1960; Reentry physics as project press programs semiannual techni¬
cal summary report to the advanced research projects agency. January 1 — June
30, 1962, Lexington (Mass.), 1962; Reiss M. H., Guidance and control consi¬
derations for guided interceptor vehicles in space, [s. 1.], 1961; Reliability control
in aerospace equipment development. A guide for development engineers, N. Y.,
1963; Refractory ceramics for aerospace. A material selection handbook, ed. J. R.
Г>7 U
Б И ВЛ1ЮГ РАФИЯ
Hague [а. о.], Columbus (Ohio), 1964; Pesults of the first US manned orbital
space flight, February 20, 1962, Wash., 1962; Results of the second US manned
orbital space flight, May 24, 1962, Wash., 1962; Results of the third US manned
orl ital space flight, October 3, 1962; Wash., 1962; Rocket propellant and pres¬
surization systems, ed. by E. Ring, Englewood Cliffs (N. Y.), 1964; Rocket
propulsion technology. Proc. I symposium, Cranfield, 1961, v. 1, N. Y., 1961;
Роиэтто когэку, Токио, 1960; R о t h E. M., Space cabin atmospheres, pt 2 —
Fire and blast hazards, Wash., 1964; Salmon M., Principles du vol balistique
et spatial, P., 1962; Sandler G. H., System reliability engineering, Engle¬
wood Cliffs (N. Y.), 1963; SangerE., Raumfahrttechnische Uberwindung des
Krieges. Aktuelle Aspekte der Uberschall-Luftfahrt und Raumfahrt, Hamb.,
1958; Satellite environment handbook, ed. by F. S. Johnson, 2 ed., Stanford (Ca¬
lif.), 1965; Schielil en W., t)ber die Lagcstabilisierung kiinstlicher Satel-
liten auf elliptischen Bahnen. Abhandlung vorgelegt von Werner Schiehlen,
Stuttg., 1966; S ei fert H. S.,S ei f ert M. H., Orbital space flight. The phy¬
sics of satellite motion, N. Y., 1964; Scientific satellites. Proc. of AAS sympo¬
sium. Philadelphia, 1962, N. Y., 1963; Skidmore L. J., PenzoP. A., A
Monte Carlo simulation of the midcourse guidance for lunar flights, N. Y., 1962;
S 1 a t e г J. M., Inertial guidance sensors, N. Y., 1964; S о h n R. L., Stabili¬
zation of space vehicles by means of gas diffusing surfaces, [s. 1.], 1961; Solid
propellant rocket research. Symposium of American rocket society. Princeton
(N. Y.), 1960, N. Y. — L., 1960; Spacecraft thermodynamics symposium. Palo Alto
(Calif.), 1962; Proc., ed. G. A. Etemad, S. F. Holden-Day, [s. 1.], 1962; Space
exploration, ed. D. P. Le Galley, J. W. McKee, N. Y., 1964; Space flight report
to the nation, ed. J. Grey, V. Grey, [s. 1.], 1962; Space guide. Research develop¬
ment. Production. Procurement, ed. by V. F. Callahan, 2 ed., Wash., 1962; Space
logistics engineering, ed. by K. Brown, N. Y. — L., 1962; Space materials
handbook, ed. G. G. Goetzel [a. o.], Camb. (Mass.), 1965; Space navigation hand¬
book. Navpers 92998, Wash., 1962; Space nuclear power applications. Hearing
before 87th Congr., 2 sess., 1962, Wash., 1962; Space power systems. Papers based
on a Sympos. of American rocket society at Santa Monica. 1960, ed. N. W. Snyder,
N. Y. — L., 1961; Space power systems engineering, ed. by G. C. Szego, J. E.
Taylor, N. Y., 1966; Space research. Proc. 1 International space science symposi¬
um. Nice, 1960, Amst., 1960; Space research. Proc. 2 International space science
symposium. Florence, 1961, Amst., 1961; Space research. Proc. 3 International
space science symposium. Washington, 1962, Amst., 1963; Space research. Proc.
4 International space science symposium, Warsaw, 1963, Amst., 1964; Space re¬
search and exploration, ed. D. R. Bates, L., 1957; Space research and technology.
Proceedings, ed. G. V. Thompson, N. Y. — L., 1962 (British interplanetary so¬
ciety); Space science and engineering, ed. by E. Stuhlinger and G. Mesmer, N. Y.,
1965; Space science and technology books. 1957—1961, Wash., 1962; Space tech¬
nology, ed. H. S. Seifert, N. Y. — L., 1959; Space trajectories. Symposium, ed.
T. C. Helvey, N. Y. — L., 1960; Space vehicle electrical design. Sixteen papers
AIEE Summer general meeting, Denver (Colorado), 1962, N. Y., 1963; Speer
F. A., Tracking accuracies for lunar missions, Dallas (Texas), 1961; Stearns
E. V., Navigation and guidance in space, Englewood Cliffs (N. Y.), 1963; Stub*
li nger E., Ion propulsion for space flight, N. Y., 1964; Symposium 9П dyna¬
mics of manned lifting planetary entry, 3. Philadelphia, 1962. Proceedings, ed.
S. M. Scale [a. o.], N. Y. — L., 1963; Symposium on ground support equipment
facilities in astronautics. London, 1963. Proceedings, L., 1963; Symposium on
newer structural materials for aerospace vehicles, Phil., 1965; Symposium on
recent developments in nondestructive testing of missiles and rockets, Los Ange¬
les, 1962, Pbil., 19'63; Symposium (International) on rockets and astronautics,
3. Tokyo, 1961. Proceedings, Tokyo, 1962; Symposium (International) on rockets
and astronautics, I. Tokyo, 1959. Proceedings, Tokyo, 1960; Symposium: surface
effects on spacecraft materials, I. Palo Alto (Calif.), 1959. Papers, N. Y. —L.,
1960; Suborowicz M., Astronautyka, Warsz., 1960; Sutton G. P.,
Rocket propulsion elements. An introduction to engineering of rockets, 3 ed.<
N. Y. — L., 1963; Switching theory of space technology, ed. H. Aiken, W. F.
Main, Stanford (Calif.), 1963; Tecnology of lunar exploration. A select, of techn.
papers based on American rocket society. Lunar missions meeting at Cleveland,
Ohio, 1962, N. Y. — L., 1963; Telecommunication satellites. Theory, practice,
ground stations, satellites, economics, ed. K. W. Gatland, L. — Englewood Cliffs
(N. Y.), 1964; The handling and storage of liquid propellants, Wash., 1961; The
challenges of space, ed. H. Odishaw, L., 1962; The high temperature aspects
of hypersonic flow. Proc. of the AGARD—NATO specialists meeting, held at
the technical centre for experimental aerodynamics, Rhode-Saint-Genese,
Belgium, 3—5 April 1962, Oxf., 1964; Theorie und Tecnik der Raumfahrzeuge,
Hrsg. H. H. Koelle, stuttg.—B., 1964; Thomas S., Satellite tracking faci¬
lities. Their history and operation, N. Y., 1963; Torques and attitude sensing
in Earth satellites, ed. F. Singer, N. Y.—L., 1964; Trageser M. B., Hoag
D. G., Apollo spacecraft guidance system, Camb. (Mass), 1965; U. S. National
БИБЛИОГРАФИЯ 577
aeronautics and space administration. A selected listing of NASA scientific and.
technical reports. 1964, Wash., 1965; U. S. National aeronautics and space admi¬
nistration industry program plans conference. 2. Washington, 1963. Proceedings,
Wash., 1963; U. S. National aeronautics and space administration NASA scien¬
tific and technical programs. Hearings before the common aeronautical and space
science U. S. Senate, Wash., 1961; U. S. National aeronautics and space admini¬
stration NASA — university conference on the science and technology of space
exploration. Chicago, 1962. Proceedings, v. 2, Chi., 1962; Van Ncstrand dictio¬
nary of guided missiles and space flight, L., 1961; V a n V 1 i e t R. W., Passive
temperature control in the space environment, N. Y. — L., 1965; Vehicle systems
optimization symposium. Garden City, 1961. Proceedings, N. Y., 1961; Vert-
r e g t M., Principles of astronautics, 2 ed., Amst., 1965; Vistas in astronautics,
v. 2 — 2 annual astronautics symposium, ed. M. Alperin, H. F. Gregory, L., 1959;
Vistas in astronautical first annual air force office of science research. Astronau-
tical symposium, ed. M. Alperin, M. Sterns, L., 1958; W a c h о 1 d e г В. V.,
Payer E., Study of instrumentation and techniques for monitoring vehicle
and equipment environments at high altitudes, v. 1—3, Wash., 1961; We seven.
By the astronautics themselves: M. S. Carpenter, L. G. Cooper Jr., J.-H. Glenn,
etc., N. Y., 1962; Wilkins R. L., Theoretical evaluation of chemical propellants,
Englewood Cliffs (N. Y.), 1963: Yates R. F., R usselM. E., Space rockets
and missiles, N. Y., 1960; Zaklady kosmonautiky. Zprac. I. Budil, Praha, 1964.
ПЕРИОДИЧЕСКИЕ ИЗДАНИЯ
ПО ИССЛЕДОВАНИЯМ КОСМОСА
Австралия. «Aircraft», Melbourne, изд. с 1918 г. Выходит ежемесячно.
Австрия. «Astronautica Acta», Vienna, изд. с 1955 г. Выходит 1 раз в 2
месяца.
Аргентина. «Revista Nacional Aeronautica у Espacial», Buenos Aires, изд.
с 1965 г. (с 1948—64 выходил под назв. «Revista Nacional Aeronautica»). Вы¬
ходит ежемесячно.
Бельгия. «Aviation et astronautique», Brux., изд. с 1961г. Выходит ежеме¬
сячно.
Болгария. «Авиация и космонавтика», София, изд. с 1959 г. Выходит 10
раз в год.
Бразилия. «Aviacao е astronautica», Rio de Janeiro, изд. с 1938 г. Выходит
ежемесячно.
Великобритания. «Aeronautical Quarterly», L., изд. с 1949 г. Выходит еже¬
квартально; «Aircraft Engineering», L., изд. с 1929 г. Выходит ежемесячно;
«Automotive Design Engineering», L., изд. с 1962 г. Выходит ежемесячно;
«British Interplanetary Society Journal», L., изд. с 1934 г. Выходит 1 раз в 2 ме¬
сяца. «Index Aeronauticus», L., изд. с 1945 г. Выходит ежемесячно; «Journal
Royal Aeronautical Society», L., изд. с 1918 г. (с 1897 по 1917 выходил под назв.
«Aeronautical Journal»). Выходит ежемесячно; «Planetary and Space Science»,
Oxf. — N. Y., изд. c 1959 г. Выходит ежемесячно; «Space Flight», L., изд.
c 1956 г. Выходит ежемесячно; «Uranus», L., изд. c 1954 г. Выходит 1 раз в 2
месяца. «World Aerospace Systems», L., изд. c 1965 г. Выходит ежемесячно.
ГДР. «Astronomie und Raumfahrt», В., изд. c 1965 г. Выходит раз в 2 месяца.
Испания. «Ingenieria Aeronautica у Astronautica», Md., изд. с 1949 г. Выхо¬
дит раз в 2 месяца; «Revista de Aeronautica у Astronautica», Md., изд. с 1956 г-
<с 1932—56 выходил под назв. «Revista de Aeronautica», с 1936—40 изд. пре¬
кращалось). Выходит ежемесячно.
Италия. «Rivista Aeronautica—Astronautica—Missllistica», Roma, изд.
с 1925 г. Выходит ежемесячно; «Rivista di Medicina Aeronauticae Spaziale»,
Roma, изд. c 1938 г. Выходит ежеквартально.
Канада. «Canadian Aeronautics and Space Journal», Ottawa, изд. c 1955 r.
Выходит ежемесячно; «Wings in Space», Montreal, изд. c 1962 г. Выходит раз
в 2 месяца.
Нидерланды. «Avia», Rotterdam, изд. с 1962 г. (осн. в 1911 — несколько
раз менял назв., в 1952 г. сливается с ж. «Vliegwereld» и изд. до 1961 под назв.
«Avia Vliegwereld»). Выходит ежемесячно; «Spase Science Reviews», Dordrecht,
издается с 1962 г. Выходит раз в 2 месяца (на англ., франц., нем. и рус. яз.).
Польша. «Astronautyka», Warsz., изд. с 1958 г. Выходит ежеквартально.
Португалия. «Revista do аг», Lisboa, изд. с 1937 г. Выходит ежемесячно.
СССР. «Авиационные и ракетные двигатели». Отдельный выпуск «Рефера¬
тивного журнала», изд. с 1963 г. Периодичность выпуска 12 номеров в год;
578 БИБЛИОГРАФИЯ
«Авиация и космонавтика», изд. с 1962 г. (с 1918 г. по 1961 г. выходил под назва¬
нием «Вестник воздушного флота»). Выходит ежемесячно; «Астронавтика и раке-
тодинамика». Серия «Экспресс-информации», изд. с 1960 г. (с 1956 г. по 1959 г.
выходил под назв. «Ракетная техника»). Периодичность выпуска 48 номеров в
год; «Астрономический журнал», изд. с 1924 г. Выходит раз в 2 месяца; «Астро¬
номия». Отдельный выпуск «Реферативного журнала», изд. с 1963 г. (с 1953 г.
по 1962 г. выходил сводный том «Астрономия и геодезия»). Периодичность вы¬
пуска 12 номеров в год; «Вопросы ракетной техники». Серия «Сборника перево¬
дов и обзоров иностранной периодической литературы», изд. с 1951 г. Выходит
ежемесячно; «Исследование космического пространства», Отдельный выпуск
«Реферативного журнала», изд. с 1964 г. (выделился из отдельного выпуска
«Астрономия» — см. выше). Периодичность выпуска 12 номеров в год; «Косми¬
ческая биология и медицина», изд. с 1967 г. Выходит раз в 2 месяца; «Космичес¬
кие исследования», изд. с 1963 г. (с 1958 г. по 1963 г. издавался непериодич.
сборник «Искусственные спутники Земли», вышло 17 выпусков). Выходит раз
в 2 месяца; «Ракетная техника и космонавтика», рус. пер. журнала Американ¬
ского ин-та аэронавтики и космонавтики, изд. с 1961 г. Выходит ежемесячно;
«Ракетостроение», ртдельный выпуск «Реферативного журнала», изд. с 1962 г.
Периодичность выпуска 12 номеров в год; «Циолковские чтения», изд. с 1967 г.
Выходит ежегодно.
США. «Aerospace», Wash., изд. с 1963 г. Выходит ежеквартально; «Aero¬
space Medicine», Wash., изд. с 1959 г. (с 1930—59 выходил под назв. «J. of Avia¬
tion Medicine»). Выходит ежемесячно. «Aerospace Safety», Wash., изд. с 1955 г.
Выходит ежемесячно; «А1АА Bulletin. American Institute of Aeronautics and
Astronautics», N. Y., изд. c 1964 г. Выходит ежемесячно; «А1АА Journal»,
N. Y., изд. c 1963 г. (образовался из слияния «ARS Journal» и «Journal of the-
Aerospace Sciences»). Выходит ежемесячно; «Air Force and Space Digest», Wash.*
изд. c 1946 r. (c 1918 выходил под назв. «Air Force»). Выходит ежемесячно;
«Air Force Space Digest International», Wash., изд. c 1965 г. Выходит ежемесячно;
«American Astronautical Society Newsletters», N. Y., изд. c 1962 г. Выходит
раз в 2 месяца. «APL Technical Digest», Silver Spring, изд. c 1961 г. Выходит раз-
в 2 месяца; «Astronautics and Aeronautics», N. Y., изд. c 1957 г. Выходит еже¬
месячно; «Aviation Week and Space Technology», N. Y., изд. c 1960 r. (c 1916—
1920 выходил под назв. «Aviation and Aeronautical Engineering», c 1920—21 —
«Aviation and Aircraft J.», c 1922—47 — «Aviation», c 1947—59 — «Aviation
Week»). Выходит еженедельно; «Bioastronautics Report», Wash., изд. c 1962 r.
Выходит 2 раза в месяц; «Challenge», General Electric’s Missile and Space Division*
Phil., изд. c 1962 г. Выходит ежеквартально; «Cosmic Research», N. Y., nep.
сов. журнала «Космические исследования», изд. с 1964г. Выходит раз в 2 месяца.
«Current Contents of Space, Electronic and Physical Sciences», Phil., изд. c 1961 r.
Выходит еженедельно; «Design News», Englewood, изд. c 1946 г. Выходит раз.
в 2 недели: «International Aerospace Abstracts», N. Y., изд. c 1961 г. Выходит 2
раза в месяц; «Hydraulics and Pneumatics», Cleveland, изд. c 1948 г. Выходит
ежемесячно; «Journal of Spacecraft and Rockets», N. Y., изд. c 1964 г. Выходит
ежемесячно; «Journal of Astronautical Sciences», Baltimore, изд. c 1954 г. Вы¬
ходит раз в 2 месяца; «Machine Design», Cleveland, изд. с 1929 г. Выходит 2
раза в месяц; «Mechanical Engineering», N. Y., изд. с 1906 г. Выходит ежемесяч¬
но; «Scientific and Technical Aerospace Reports (STAR)», Wash., ^зд. c 1963 r.
(c 1958—62 выходил под назв. «U. S. National Aeronautics and Space Administra¬
tion Technical publications Announcements»). Выходит 2 раза в месяц; «Space-
Aeronautics. The magazin of Aerospace Technology», N. Y., изд. c 1959 r. (c
1943—58 выходил под назв. «Aviation Age»). Выходит 13 раз в год; «Space Ago
News», Beverly Hills (California), изд. c 1958 г. Выходит ежемесячно; «Space Jo¬
urnal»,Nashville, изд. c 1957 г. Выходит раз в два месяца; «Space LOG», Redondo-
Beach, изд. с 1960 г. Выходит ежеквартально; «Space Propulsion», Wash., изд. с
1963 г. Выходит 2 раза в месяц; «Space World», Amherst (Wisconsin), изд. с
1960 г. Выходит ежемесячно; «Technology Week», Wash., изд. с июля 1966 г. (о
1956 —июнь 1963 выходил под назв. «Missiles and Rockets»). Выходит ежене¬
дельно; «TNB. Technical News Bulletin», Little Falls (New Jersey), изд. c 1957 r.
Выходит ежеквартально; «U. F. O. Investigator», Wash., изд. c 1957 г. Выходит
раз в 2 месяца; «Western Aerospace», Los Angeles, изд. c 1925 г. (объединил
журналы «Western Aviation», «Missiles and Space», «Western Flying and Aero¬
space Briefing»). Выходит ежемесячно; «World Space Directory», Wash., изд.
c 1963 г. Выходит 2 раза в год.
ФРГ. «DVL-Nachrichten», Porz—Wahn, изд. с 1956 г. Выходит 2 раза я
год; «Flugwelt», Mainz, изд. с 1949 г. Выходит ежемесячно; «Luftfahrttechnik—
Raumfahrttechnik», Dtlsseldorf, изд. с 1963 г. (с 1955—62 изд. под назв. «Luft¬
fahrttechnik»). Выходит ежемесячно: «Raumfahrtforschung», Mtinch., изд.
с 1957 г. Выходит ежеквартально; «Weltraumfahrt—Raketentechnik», Fr./M.,.
изд. с 1949 г. Выходит раз в 2 месяца, «Zeitschrift fur Flugwissenschaften»*
Braunschweig, изд. с 1953 г. Выходит ежемесячно; «Zeitschrift fttr Luftrecht-
БИБЛИОГРАФИЯ 579
und Weltraumrechtsfragcn», Koln, изд. с 1952 г. Выходит ежеквартально,
«Zentralblatt fiir Aero- und Astronautik», MUnch., изд. c 1961 г. Выходит 2 раза
в год.
Франция. «Aviation magazine. Les ailes, I’air et I’espace», P., изд. c 1963 r.
<c 1950—1963 выходил под назв. «Aviation magazine international», в 1963 объе¬
динился с журналами («Les ailes» и «L’air et I’espace»). Выходит 2 раза в месяц;
«Ouranos», Valence, изд. с 1952 г. Выходит ежемесячно; «Recherche a6rospatiale»,
Chatillon sous Bagneux (Seine), изд. c 1948 г. Выходит раз в 2 месяца; «Recherche
spatiale», P., изд. с 1962 г. Выходит ежемесячно; «Revue Francaise d’Astronau-
tique», P., изд. с 1958 г. Выходит раз в 2 месяца; «Technique et science аёгопаи-
tiques et spatiales», P., изд. c 1943 г. Выходит раз в 2 месяца; «Vitesse — Speed»,
P., изд. с 1955 г. Выходит ежемесячно на франц., англ. яз.
Чехословакия. «ZpravodaJ VZLU», Lctftany, изд. с 1957 г. Выходит раз в
2 месяца; «Letectvi a kosmonautika», Praha, изд. с 1921 г. Выходит 1 раз в 2 не¬
дели.
Швейцария. «Interavia Air Letter», Geneva, изд. с 1933 г. Выходит 5 раз
в неделю на англ., нем. и франц. яз.; «Interavia World Review of Aviation and
Astronautics with Electronics Supplement», Geneva, изд. c 1946 г. Выходит еже¬
месячно на англ., нем., франц. и исп. яз.
Югославия. «Васиона» («Vasiona»), Белград, изд. с 1953 г. Выходит еже¬
квартально.
Япония. «Japan Society for Aeronautical and Space Sciences Transactions»,
Tokyo, изд. c 1958 г. Выходит нерегулярно на англ, языке; «Japan Society for
Aeronautical and Space Sciences Journal», Tokyo, изд. c 1959 г. Выходит ежеме¬
сячно на япон. языке.
УКАЗАТЕЛЬ СТАТЕЙ
1. КОСМОНАВТИКА
Американское ракетное общество
Андерс У. А.
Армстронг Н.
Артемьев В. А.
Астробиология
Астроботаника
Астронавт
Астронавтика
Астрономический Совет АН СССР
Беляев П. И.
Береговой Г. Т.
Бин А.
Благонравов А. А.
Борман Ф.
Браун В.
Британское межпланетное общество
Быковский В. Ф.
Валье М.
Ван Гу
Верн Ж.
Ветчинкин В. П.
Внеземные цивилизации
Волков В. Н.
Волынов Б. В.
Гагарин Ю. А.
Гагарина медаль
Газодинамическая лаборатория
Галабер А.
Гансвиндт Г.
ГДЛ—ОКБ медаль
Гешвенд Ф.
Гленн Дж.
Глушко В. П.
Годдард Р.
Годдарда медаль
Гоманн В.
Горбатко В. В.
Гордон Р.
Гриссом В.
Группа изучения реактивного дви¬
жения
Еврокосмос
Европейская организация по раз¬
работке ракет
Европейская организация по косми¬
ческим исследованиям
Егоров Б. Б.
Елисеев А. С.
Жертвы космонавтики
Жизнь вне Земли
Жуковский Н. Е.
Засядко А. Д.
Зенгер Э.
Интеркосмос
Каннингем Р. У.
Карпентер С.
«Катюша»
Кибальчич Н. И.
Клемейнов И. Т.
Коллинз М.
Комаров В. М.
Конгрев В.
Кондратюк Ю. В.
Конрад Ч.
Константинов К. И.
Конференции
Королев С. П.
Королева медаль
Космическая программа Великобри¬
тании
Космическая программа Италии
Космическая программа США
Космическая программа Франции
Космическая программа ФРГ
Космическая программа Японии
Космическая эра
Космический аппарат
Космический полет в литературе
Космическое пространство
Космонавт
Космонавтика
Космос
«Космос» — медаль
КОСПАР
Крамаров Г. М.
Кубасов В. Н.
Купер Г.
Лангсмак Г. Э.
Ленинградская группа изучения ре¬
активного движения
Леонов А. А.
Летчик-космонавт СССР
Линкос
Ловелл Дж.
Лунник
Макдивитт Дж.
Международная астронавтическая
академия
Международная астронавтическая фе¬
дерация
Международная выставка по космо¬
навтике
Международный геофизический год
Международный год спокойного
Солнца
Межзвездная связь
Межпланетные сообщения
Межпланетных сообщений секция
Мещерский И. В.
Московская группа изучения реак¬
тивного движения
Музеи космонавтики и ракетной тех¬
ники
Национальное управление по аэро¬
навтике и исследованию космиче¬
ского пространства США
Национальный центр космических
исследований
Николаев А. Г.
Оберт Г.
Оберта медаль
Общества межпланетных сообщений
немецкие
Общество изучения межпланетных
сообщений
Олдрин Э.
Парадокс близнецов
Парадокс часов
Пенемюнде
УКАЗАТЕЛЬ СТАТЕЙ 58С
Перельман Я. И.
Петропавловский Б. С.
Победоносцев Ю. А.
Попович П. Р.
Проект «Озма»
Разумов В. В.
Реактивный научно-исследователь¬
ский институт
Руа М.
Рынин Н. А.
Севастьянов В. И.
Седов Л. И.
Сернан Ю.
Сирано де Бержерак С.
Скотт Д.
Соглашения о совместных запус¬
ках ИСЗ и космических исследова¬
ниях
Спутник
Стаффорд Т.
Сфера Дайсона
Суиджерт Дж.
Терешкова В. В.
Титов Г. С.
Тихомиров Н. И.
Тихоцравов М. К.
Тухачевский М. Н.
Уайт Э.
Федоров А. П.
Феоктистов К. П.
Филателия космическая
Филипченко А. В.
Французское общество астронав¬
тики
Хейс Ф.
X рунов Е. В.
Цандер Ф. А.
Циолковский К. Э.
Циолковского медаль
Циолковские чтения
Чаффи Р.
Шаталов В. А.
Шепард А.
Ширра У.
Шонин Г. С.
Штернфельд А. А.
Эйзел Д.
Экзобиология
Эно-Пельтри Р.
Эро А.
Янг Дж. 22. КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ
Аварийного спасения система
Австралийские ИСЗ
Автоматическая лунная станция
Автоматическая межпланетная стан¬
ция
Автономной регистрации система
«Аджена»
Американские ИСЗ
Английские ИСЗ
«Аполлон»
«Атлас»
Аэродинамическая устойчивость
Аэродинамические нагрузки
Аэродинамический нагрев
Аэродинамическое качество
Аэродинамическое сопротивление
Баллистическая ракета
Баллистическая траектория
БИ-1
Биологические ИСЗ
Бортовое программно-временное уст¬
ройство
«Венера»
Вибрация
Военный ИСЗ
Воздушно-космический самолет
«Восток»
«Восток»-PH
«Восход»
Гарантийный запас топлива
Геодезические ИСЗ
Герметический отсек
Герметичный люк
«ГИРД-09»
«ГИРД-Х»
Головной обтекатель
«Джемини»
«Диамант»
Дублирование
Жалюзи
Жидкостный контур
«Зонд»
Зонд космический
Изотопный генератор
Иллюминаторы
Инерционные нагрузки
«Интелсат»
ИСЗ с эллиптической синхронной ор¬
битой
«Искусственная комета»
Искусственная планета
Искусственный спутник Земли
Искусственный спутник Луны
Искусственный спутник Солнца
Исследовательская ракета
Исследовательский ИСЗ
Итальянские ИСЗ
Канадские ИСЗ
Капсула
Катапультируемое кресло
Кино-фотооборудование КЛА
Китайский ИСЗ
Конечный вес
Коридор входа
Космическая ракета
Космические летательные аппараты!
Космический зонд вертикальный
Космический корабль
«Космос»
«Космос »-РН
Крылатые ракеты
«Луна»
«Лунар орбитер»
Лунная экспедиция
Лунные самоходные аппараты
«Маринер»
«Марс-1»
Межконтинентальная баллистическая'
ракета
«Меркурий»
«Метеор»
Метеорная опасность
Метеорологический ИСЗ
582 УКАЗАТЕЛЬ СТАТЕЙ
Многоступенчатая ракета
«Молния-1»
Навигационный ИСЗ
Нагрузки на конструкцию
Надежность
Несущие баки
ч<Нимбус»
Обитаемая орбитальная станция
Оптические характеристики поверх¬
ности
Парашютная система
Первые советские ИСЗ
Планетная экспедиция
Планирующий спуск
Поглощения излучения коэффициент
Подвесные баки
Полезный груз
« Полет»
Приборная доска
Приборная рама
Приборный отсек
Приземления система
Лротивометеорная защита
ч<Протон»
ч<Протон»-РН
Пульт космонавта
Рабочий запас топлива
Радиационная защита
Радиационная поверхность
Разведывательный ИСЗ
Разделения система
Ракета
Ракета на жидком топливе
Ракета на твердом топливе
Ракета-носитель
Ракетная ступень
Реактивный летательный аппарат
«<Рейнджер»
«РЛА»
РП-318
«Сатурн»
«Сервейер»
Силовой набор
«Скаут»
Скачок уплотнения
Собственного излучения коэффициент
Советские АМС
Советские геофизические ракеты
Советские ИСЗ
Советские корабли-спутники
Советские метеорологические ИСЗ
Советские метеорологические ракеты
Солнечная батарея
Солнечная энергетическая установка
Составная ракета
«Союз»
Спуск с ракетным торможением
Спуск с торможением
Спускаемый аппарат
Стабилизаторы
Стартовый вес
Стрингер
Ступеней соотношение
Ступень ракеты
•Суборбитальные полеты
Тепловая защита
Терморегулирования система
Термоэлектрический генератор
Термоэлектронный преобразователь
энергии
«Тирос»
«Титан»
Топливный отсек
Топливный элемент
«Тор»
Транспортный корабль
Фототелевизионная система
Фотоэлектрический генератор
Французские ИСЗ
Хвостовой отсек
«Хеос-1»
«Центавр»
Циолковского формула
Циолковского число
Шлюзовый отсек
Шпангоут
Экранно-вакуумная теплоизоляция
Электрическая ракета
«Электрон»
Электрохимические источники тока
Энергопитания система
«Эсро»
«Эсса»
Ядерная ракета
«Янтарь-1»
Японский ИСЗ
3. КОСМИЧЕСКИЕ РАКЕТНЫЕ
ДВИГАТЕЛИ
Абляционное охлаждение
Аварийного спасения ракетный двига¬
тель
Автоколебания
Автоколебательная система
Автоматика
Аккумулятор давления
Активная зона
Активная турбина
Американские РД
Английские РД
Аннигиляционный ракетный двига¬
тель
Атомный ракетный двигатель
Баллонная подача топлива
Блочный ракетный двигатель
Бустерный насос
Возбуждение колебаний
Воздушное форсирование
Воздушно-ракетный двигатель
Воздушно-реактивный двигатель
Воспламенитель
Выключение ракетного двигателя
Вынужденные колебания
Высокочастотные колебания
Высотность сопла
Вытеснительная подача топлива
Газовая динамика
Газовые рули
Газогенератор
Гибридный ракетный двигатель
Гиперзвуковой прямоточный воздуш¬
но-реактивный двигатель
Д-1-А-1100
Давление в камере
Давление торможения
Датчики телеметрические
Двигатели стабилизации
Двигатель 09
УКАЗАТЕЛЬ СТАТЕЙ 58*
вигатель 10
вумерное течение
Детонация
Диссоциация
Дожигание
Дуговой ракетный двигатель
Жидкостный ракетный двигатель
Зажигание
Запуск ракетного двигателя
Изотопный двигатель
Импульс последействия
Импульс ракетного двигателя
Импульсный ракетный двигатель
Индивидуальный ракетный двигатель
Ионный ракетный двигатель
Испытание ракетного двигателя
Истечения скорость
Кавитация
Камера
Карданный подвес
Коллоидный ракетный двигатель
Комбинированный ракетный двига¬
тель
Корпус РДТТ
Корректирующий ракетный двига¬
тель
Космический ракетный двигатель
Коэффициент полезного действия
Критическое сечение сопла
Летные испытания ракетного двига¬
теля
Литровая тяга камеры
Магнитогидродинамика
Магнитогидродинамический генера¬
тор
Магнитогидродинамический ракетный
двигатель
Маршевый ракетный двигатель
Маха число
Микроракетный двигатель
Многокамерный ракетный двигатель
Многократный запуск ракетного дви¬
гателя
Многофазное течение
Мощность ракетного двигателя
Наддув топливных баков
Надежность ракетного двигателя
Насос двигателя
Насосная подача
Немецкие РД
Низкочастотные колебания
Огневые испытания
Одномерное течение
ОР
ОРМ
Осесимметричное течение
Осецентробежный насос
Охладитель
Охлаждение ракетного двигателя
Парогазогенератор
Пиролитический графит
Пиротехническое зажигание
Плазма
Плазменный ракетный двигатель
Пленочное охлаждение
Подача топлива
Показатель адиабаты
Полнота сгорания
Полноты давления коэффициент
Пороховой ракетный двигатель
Потери в сопле
Приведенная скорость
Прогар агрегатов двигателя
Профилирование ракетного сопла
Прямоточный воздушно-реактивный
двигатель
Рабочий процесс
Радиационное охлаждение
Радиоизотопный ракетный двигатель
Разгонный двигатель
Ракетная двигательная установка
Ракетно-прямоточный двигатель
Ракетный двигатель
Ракетный двигатель твердого топлива
Распиливание жидких компонентой
топлива
Расход топлива
Расходонапряженность
Расчет ракетного двигателя
РД-(1-3)
РД-107, РД-108
РД-119
РД-214
Реактивная сила
Реактивная струя
Реактивная турбина
Реактивное сопло
Реактивный двигатель
Реактивный двигатель ориентации
Реактор ядерного ракетного двига¬
теля
Регенеративное охлаждение
Регулирование жидкостного ракет*
ного двигателя
Регулирование РДТТ
Режим работы
Ресурс
Рулевой ракетный двигатель
Самолетный ракетный двигатель
Сгорания температура
Смесеобразование
Смесительная головка
Солнечный парус
Солнечный ракетный двигатель
Сопла коэффициент
Сопло
Стартовый ракетный двигатель
Стенд
Степень расширения сопла
Струйная головка
Сублимационный ракетный двигатель
Твердотопливный ракетный двигатель
Тепловой двигатель
Теплонапряженность двигателя
Теплообменник
Термодинамический расчет ракетнога
двигателя
Термохимический ракетный двигатель
Термоядерный ракетный двигатель
Торможения температура
Тормозной ракетный двигатель
Транспирационное охлаждение
Турбина
Турбонасосный агрегат
Турборакетный двигатель
Турбореактивный двигатель
Тяга РД
Тяги коэффициент
Тяги режимы
584 УКАЗАТЕЛЬ СТАТЕЙ
Удельная тяга
Удельной тяги коэффициент
Удельный вес ракетного двигателя
Удельный импульс
Удельный импульс давления
Удельный объемный импульс
Удельный расход топлива
Удельный тепловой поток
Управление вектором тяги
Форкамера
Форсажная камера
Форсунка
Форсуночная головка
Фотонный ракетный двигатель
Французские РД
Характеристики ракетного двигателя
Химический ракетный двигатель
Химическое зажигание
Центробежный насос
Шум при работе двигателя
Щелевая головка
Эжектор
Экономичность двигателя
Экстремальный контур сопла
Электрический ракетный двигатель
Электрическое зажигание
Электромагнитный ракетный двига¬
тель
Электростатический ракетный двига¬
тель
Электротермический ракетный двига¬
тель
ЭРД
Эрозионное горение
Эрозия
Эффективная скорость истечения
Ядерный ракетный двигатель
4. РАКЕТНОЕ ТОПЛИВО
Азотная кислота
Азотнокислотные ракетные окисли¬
тели
Азотный тетроксид
Азотсодержащее горючее
Амины
Аммиак жидкий
Анилин
Атомарное ракетное топливо
Аэрозин-50
Баллистит
Бездымный ракетный порох
Бериллий
Бороводороды
Бронирующее покрытие
Водород жидкий
Высококипящий компонент ракетного
топлива
Гетерогенное твердое ракетное топ¬
ливо
Гибридное ракетное топливо
Гидразин
Гидрид бериллия
Гомогенное твердое ракетное топливо
Горения скорость
Горючее
.Двухкомпонентное ракетное топливо
Двухосновное топливо
Диметилгидразин несимметричный
Диэтил амин
Долгохранимое ракетное топливо.
Желеобразное топливо
Жидкое ракетное топливо
Жидкое ракетное топливо раздельной
подачи
Задержка воспламенения топлива
Заряд
Избытка окислительных элементов
коэффициент
Избытка окислителя коэффициент
Ингибитор
Катализатор
Керосин
Кислород жидкий
Коллоидный порох
Кордит
Криогенное ракетное топливо
Меланж
Металлсодержащее топливо
Метастабильное ракетное топливо
Метиловый спирт
Многокомпонентное ракетное топливо
Монометилгидразин
Монотопливо
Нестабильное горение
Низкокипящий компонент ракетного
топлива
Нитрометан
Однокомпонентное ракетное топливо
Озон жидкий
Окислитель
Окислы азота
Окись фтора жидкая
Пентаборан
Перекись водорода
Порох
Приведенная сила
Присадки
Псевдожидкое топливо
Пусковое топливо
Рабочее тело
Радикал
Ракетного топлива плотность
Ракетное топливо
Рекомбинация
Самовоспламеняющееся топливо
Скипидар *
Соотношения компонентов ракетного
топлива коэффициент
Стабилизатор топлива
Стабильность
Суспензия
Твердое ракетное топливо
Теплотворность
Термостабильность
Тетранитрометан
Тиксотропное топливо
Токсичность компонентов
«Тонка-250»
Трехкомпонентное ракетное топливо
Углеводородные горючие
Унитарное топливо
Флегматизатор
УКАЗАТЕЛЬ СТАТЕЙ 58 5
Фтор жидкий
Фторные окислители
Химическое ракетное топливо
Хлорная кислота
Черный порох
Четырехокись азота
Этиловый спирт
Эффективность ракетного топлива
Ядерное ракетное топливо
5. УПРАВЛЕНИЕ ДВИЖЕНИЕМ И
КОСМИЧЕСКАЯ НАВИГАЦИЯ
Автономная система
Акселерометр
Активная система ориентации
Активный участок
Альтиметр КЛА
Астродатчик
Астроинерциальная навигация
Астрокоррекция
Астрономическая навигация
Астроориентация
Аэродинамический момент
Баллистический спуск
Визиры
Возмущающие моменты
Высотомер
Гашение кинетического момента
Гашение угловой скорости
Гиросиловые стабилизаторы
Гироскоп
Гироскопическая вертикаль
Гироскопическая орбита
Гироскопический интегратор
Гиростабилизированная платформа
Гравитационная система ориентации
Гравитационный момент
Гравитационный стабилизатор
Дальний участок сближения
Датчик горизонта
Датчик угловой скорости
Датчцки ориентации
Изменение плоскости орбиты ИСЗ
Импульсный режим
Индикатор боковой скорости
Индикатор нормальной скорости
Индикатор скорости
Инерциальная навигация
Инерционные исполнительные органы
Инспекция
Интегратор линейных ускорений
Интегрирующий гироскоп
Инфракрасная вертикаль
Ионный датчик ориентации
Искусственная тяжесть
Исполнительные органы
Кажущаяся скорость
Кажущееся ускорение
Канал тангажа
Колебания топлива
Комбинированные методы навигации
Конечный участок сближения
Коррекция орбиты
Крррекция траектории
Лобовое сопротивление
Магнитный датчик ориентации
Маневр ‘
Мягкая посадка
Мягкое сближение
Навигационная космическая система
Навигация
Некорректируемый гироскоп
Одноосная ориентация
Опорные ориентиры
Орбитальная ориентация
Ориентация
Ориентация направленных антенн
Ориентация ручная
Ориентация солнечных батарей
Оси
Оси ориентации
Остаточная угловая скорость
Ошибки ориентации
Параллельное сближение
Пассивная система ориентации
Пассивный участок
Перехват
Плечо тяги
Подъемная сила
Позиционный датчик
Поиск опорных ориентиров
Полупассивная система ориентации;
Поплавковый гироскоп
Посадочный импульс
Построитель вертикали
Преобразующие устройства
Программа угла тангажа
Программный поворот
Радиоинерциальная навигация
Радиоконтроль орбиты
Рад иона в ига ция
Разгрузка
Реактивные маховые массы
Регулятор кажущейся скорости
Режим предварительного успокоения-
КЛА
Рулевые машины
Ручное управление
Сближение
Сборка на орбите
Свободный гироскоп
Свободный полет
Секстант
Силовые элементы
Система управления
Солнечный датчик
Спуск
Стабилизация
Стабилизация вращением
Стабилизированная платформа
Стартовый участок
Стыковка
Счетно-решающие блоки
Тангажа, курс, крена углы
Торможение
Тормозной импульс
Траекторные измерения
Трехосная ориентация
Угловая стабилизация
Угловые координаты
Угол атаки
Угол аэродинамической балансировки*
Угол входа
Управление движением
Управляемый спуск
Управляющая сила
Управляющий момент
586 УКАЗАТЕЛЬ СТАТЕЙ
Упругие колебания
Усилительно-преобразующие устрой¬
ства
Установившийся режим ориентации
Уход
Характеристическая скорость
Чувствительные элементы
Швартовка
-Экономичность системы ориентации
■Электромагнитные исполнительные
органы
«. ДИНАМИКА КОСМИЧЕСКОГО
ПОЛЕТА
Аномалия истинная
Аномалия силы тяжести
Аномалия средняя
Аномалия эксцентрическая
Апогей
Апогейное расстояние
Апоселений
Апоцентр
Аргумент широты
Афелий
Афелийное расстояние
Барицентрические координаты
Большая полуось
Возмущения вековые
Возмущения долгопериодические
Возмущения короткопериодические
Возмущения орбиты
Возмущения первого порядка
Возмущения смешанные
Возмущенное движение
Восходящий узел
Всемирного тяготения закон
Вторая космическая скорость
Высота апогея
Высота апоселения
Высота перигея
Высота периселения
Гелиоцентрические координаты
Гелиоцентрическое расстояние
Геоцентрические координаты
Геоцентрическое расстояние
Гиперболическая скорость
Гиперболическое движение
Гравитационное nojje Земли
Динамическое сжатие
Долгота узла
Задача двух тел
Задача п тел
Задача трех тел
Кеплера законы
Кеплера уравнение
Конические сечения
Коррекция движения
Космическая пыль
Круговая скорость
Круговое движение
Линия апсид
Линия узлов
Наклонение
Небесная механика
Невозмущенное движение
Неизменная плоскость Лапласа
Нисходящий узел
Ограниченная круговая задача трех
тел
Орбита
Орбита промежуточная
Параболическая скорость
Параболическое движение
Параметр орбиты
Первая космическая скорость
Перигей
Перигейное расстояние
Перигелий
Перигелийное расстояние
Период обращения
Периодическое движение
Периселений
Перицентр
Пойтинга-Робертсона эффект
Потенциал притяжения
Проектирование орбит
Сфера действия Луны
Сфера действия планеты
Тормозное излучение
Траектория
Третья космическая скорость
Эксцентриситет орбиты
Элементы орбиты
Элементы оскулирующие
Эллипс
Эллиптическое движение
Эрозия метеорная
7. КОСМИЧЕСКАЯ СВЯЗЬ
Антенна
Антенна земной станции
Бортовая радиосистема космической
связи
Диаграмма направленности
Допплера эффект
Запаздывание радиосигналов
Земная станция
Земная станция слежения
Зоны взаимной видимости
Ионизированных частиц облако
ИСЗ нестационарный
ИСЗ стационарный
Квантовый усилитель
Космическая связь
Космическая система
Космическая служба радиосвязи
Космическая станция
Космовидение
Метеорологическая космическая си¬
стема
Модуляция
Оптическая связь
Параметрический усилитель
Поглощение радиоволн
Поляризация радиоволн
Помехи радиоприему
Помехи радиоприему промышленные
Пояс иголок
Преломление радиоволн
Радиоканал
Радиолиния с задержанной ретран¬
сляцией
Радиорелейная линия
Радиорелейных линий сеть
УКАЗАТЕЛЬ СТАТЕЙ 587
Радиосвязь
Рассеяние радиоволн
Регламент радиосвязи
Ретранслятор активный
Ретранслятор пассивный
Связной ИСЗ
Связной ИСЗ пассивный
Система радиосвязи
Система радиосвязи через ИСЗ «Мол¬
ния-1»
Шумовая температура
Шумы атмосферы
Шумы Земли
Шумы космоса
Шумы радиоприемника
Энергетический потенциал
Эффективная площадь антенны
8. КОСМОДРОМЫ
Автоматическая система подготовки
старта
Автоматическое управление техноло¬
гическими операциями
Акустическая нагрузка
Арматура заправочных систем
Арматура пневматическая
Байконур
Баллонная батарея
Барботирование топлива
Баржа
Бассейн космодрома
Башня обслуживания
Блок разделения воздуха
Блокировка пуска
Вакуумные испытания
Всртикализация
Ветровое крепление
Водные пути
Водообмывщик
Воздухоподогреватель
Воздушное термостатирование
Восточный испытательный полигон
Вумера полигон
Вытеснительная заправка
Газификация
Газозаправщик
Газоотводный канал
Газоотделитель
Газоотражатель
Газоотражательный лоток
Газорассекатель
Газосброс
Газы сжатые
Гвианы французской полигон
Гидробуфер
Гидродомкрат
Гидроклапан обратный
Гидроподвеска пусковой системы
Гидропривод
Грунтовая тележка
Гусеничный транспортер
Деаэрация топлива
Дистанционного контроля система
Дистанционного управления заправ¬
кой система
Дистанционное управление техноло¬
гическими операциями
Дозаправка топливом
Дозатор
Донное давление
Дренаж
Единого времени система
Емкости заправочных систем
Закольцовка
Западный испытательный полигон*
Заправка
Заправочная мачта
Заправочная станция
Заправщик
Захват
Защита ветровая
Защита от реактивной струи
Звуковая нагрузка
Изоляция вакуумная
Изоляция порошково-вакуумная
Изоляция экранно-вакуумная
Индикатор влажности
Испаритель кислорода
Испытания автономные
Испытания комплексные
Испытания отбойные
Испытания регламентные
Кабель-заправочная башня
Кабельная мачта
Кинотеодолитная станция
Клапан дренажно-предохранитель¬
ный
Клапан заправочный
Клапан отсечной
Клапан сливной
Ключ пуска
Командно-измерительный комплекс
Командный пункт
Компрессорная станция
Контрольно-измерительные приборы
Космодром
Ложементы
Мембранное устройство
Многоштуцерное соединение
Монтажно-испытательный корпус
Наведение по азимуту
Наведение ракеты
Нагрузка ветровая
Наддув емкости
Надежность стартового комплекса
Наземное оборудование
Наполнительное соединение
Насосная заправка
Насосная станция
Насыщение топлива азотом
Нейтрализация ракеты
Нейтрализация топлива
Обмывочные операции
Обратная конденсация
Опрессовка
Осушительная установка
Отбора проб блок
Охлаждение топливных коммуника¬
ций
Переохлаждение
Пистолет опрессовочный
Площадки обслуживания
Пневмоклапанов блок
Пневморазъемов блок
Пневмощиты
Поворотный механизм
Подогреватель-заправщик перекиси
водорода
588 УКАЗАТЕЛЬ СТАТЕЙ
Подпитка
Подпитчик
Подъемный механизм
Портал установщика
Предстартовая подготовка
Противопожарная защита старта
Пульт пуска
Пульт управления заправкой
Пуск ракеты
Пусковая система
Пусковое сооружение
Пусковой стол
Ракетодром
Реактивной струи воздействие
Ресиверная
Рукава
Сборка ракет
Сброс схемы
Сигнализатор давления
Сигнализатор наличия жидкости
Слив топлива
Станция нейтрализации
Станция откачки
Стапель сборки
Стартовая площадка
Стартовая позиция
Стартовая система
Стартовый комплекс
Стартовый стол
Стопорение пусковой системы
Стрела установщика
Стыковочно-монтажная тележка
Стыковочный механизм гидроразъе¬
мов
Стыковочный механизм пневморазъе¬
мов
'Стыковочный механизм электроразъе¬
мов
Телескопический гидродомкрат
Термоизоляционный чехол
Термоизоляция емкостей
Термостатирование топлива
Техническая позиция
Течеискатель гелиевый
Точность заправки
Траверса
Транспортер-установщик
Транспортное крепление
Транспортно-установочная тележка
Транспортно-установочный агрегат
Уровнемер
Установка ракеты
Установщик
Ттиноура
Ферма обслуживания
Фильтрация газов
Фильтрация топлива
Хаммагир
Холодильный центр
Хранилище ракет
Хранилище РДТТ
Хранилище топлива
Центральный пульт подготовки
Циклограмма пуска
Шланги топливные
Штормовое крепление
Эжекция
Эквивалент борта ракеты
.Эквивалент наземной сети
Электродомкрат
Электроразъем
Энергоснабжение
9. КОСМИЧЕСКАЯ МЕДИЦИНА
И БИОЛОГИЯ
Абсорбер
Адаптация
Акклиматизация
Аутоинфекция
Аэропланктон бактериальный
Барокамера
Биоиндикаторы
Биологические ритмы
Биологическое действие
Бионика
Биосфера
Биотелеметрия
Болезнь движения
Бортовая медицинская аппаратура
Брадикинезия
Вестибулометрия
Вестибулярная тренировка
Вестибулярные раздражители
Вибрация
Врачебный контроль
Вращающаяся комната
Высотная болезнь
Гелий
Герметическая кабина
Гипокинезическая болезнь
Гипокинезия
Гипоксия
Гомеостазис
Декальцинация
Декомпрессионное заболевание
Декомпрессия взрывная
Доза радиации
Дозы ионизирующего излучения
Изоляция
Инженерная психология
Катапульта наземная
Катапультирование
Катапультируемый контейнер
Кислородная емкость крови
Кислородно-дыхательная аппаратура
Клаустрофобия
Медицина авиационная
Медицина космическая
Моделирование годичного кос¬
мического полета
Моделирование
Невесомость
Ориентирование
Отбор космонавтов
Парашютный прыжок
Перегрузка
Психология космическая
Радиобиология космическая
Сенсорная депривация
Сердечно-сосудистая система
Система автоматической обработка
Скафандр
Сурдокамера
Токсикология космическая
Тренажер
Тренировка высотная
УКАЗАТЕЛЬ СТАТЕЙ 589
Ускорение
Ускорение длительнодействующее
Ускорение ударное
'Факторы среды
Физиологические исследования
Центрифуга
10. 'ЖИЗНЕОБЕСПЕЧЕНИЕ
Автотрофы
Адсорбер
Активированный уголь
Активный ил
Аллелопатия
Асинхронная культура
АСУ
Атмосфера кабины
Аэропоника
Аэротенк
Биокомплекс
Биомасса
Биотехническая система
Биофильтр
Биохимический состав
Вегетационный период
Вентиляция
Влагоотделитель
Влажность воздуха
Водообеспечение
Водоросли одноклеточные
Воды хранение
Воспроизводство пищи
Вредные примеси
Газификатор
Газоанализатор
Гетеротрофные организмы
Гигиена космонавта
Гидролиз мочевины
Гидроокись лития
Гидропоника
Гидрофильные материалы
Гидрофобные материалы
Дезодорация
Десорбер
Дрожжи
Дьюара сосуд
Жидкостное термостатирование
Жизнеобеспечение
Закрытая биотехническая система
Ионизации воздуха
Ионообменные смолы
Испаритель
Каталитическое окисление
Кислород медицинский
Кислородсодержащие вещества
Коагуляция
Конденсат атмосферной влаги
Кондиционирование воздуха
Консерванты
Консервация выделений
Концентрирование углекислого газа
Кормление животных
Корректирующий питательный ра¬
створ
Коррекция питательного раствора
Круговорот веществ
Круговорот воды
Культиватор
Культивирование
Культуральная среда
Лиофилизация
Метаболическая вода
Микроорганизмы
Минерализация
Минеральный обмен
Мокрое окисление
НАЗ
Обитаемость кабины
Обогащение воды
Озонирование
Оранжерея космическая
Осушка воздуха
Отходы жизнедеятельности
ПДК
Питание космонавта
Питательный раствор
Популяция
Пористые элементы
Ранцевая система жизнеобеспечения
Регенерация воды
Регенерация воздуха
Регенерация питательного раствора
Регулирование давления
Регулятор регенерации
Сапрофиты
Связывание азота
Связывание серы
Синтез биологический
Система жизнеобеспечения
Система жизнеобеспечения КК «Апол¬
лон»
Система жизнеобеспечения КК «Во¬
сток»
Сорбенты
Сорбция
Стерилизация
Сублиматор
Термическое окисление
Транспирационная влага
Управление СЖО
Физико-химическая минерализация
Фотопериодизм
Фотосинтез
Фотосинтетический реактор
Хлорелла
Хлористый литий
Холодильник-конденсатор
Экологическая система
Экология
Электродиализ
Электролиз воды
11. ГЕОФИЗИКА
Аккреция
Актинометрическая аппаратура
Антиподный эффект
Атмосфера Земли
Атмосферики
Атмосферики свистящие
Верхняя атмосфера
Ветры
Высотно-частотная характеристика
ионосферы
Геокорона
Геомагнитная ловушка
590 УКАЗАТЕЛЬ СТАТЕЙ
Геомагнитной возмущенности индекс
Гетеросфера
Гомосфера
Действующая высота
Диссипация
Земной магнетизм
Инфракрасная аппаратура
Ионограмма
Ионозонд
Ионосфера
Ионосферы
Квазинейтральная плазма
Конус убегания
Лунная метеорологическая обсерва¬
тория
Магнетизм Земли
Магнетизм межпланетной среды
Магнетизм планет
Магнитные бури
Магнитный шлейф
Магнитопауза
Магнитосфера
Мезопауза
Мезопик
Мезосфера
Метеорологический центр
Нейтронное альбедо
Нефоанализ
Обратные задачи спутниковой метео¬
рологии
Орбиты метеорологических спутни¬
ков
Отражение радиоволн
Подстилающей поверхности темпера¬
тура
Полярное сияние
Радиационная синоптика
Радиационный баланс Земли
Радиационный пояс Земли
Рекурентные магнитные возмущения
Солнечный ветер
Телевизионная аппаратура
Термическое зондирование атмосферы
Термопауза
Термосфера
Тропосфера
Турбопауза
Уходящее длинноволновое излучение
Уходящее коротковолновое излучение
Шкала высот
Экзосфера
12. АСТРОНОМИЯ
Азимут
Альбедо
Антивещество
Апекс
Астероиды
Астрометрия
Астрономическая единица
Астрономия
Астрофизика
Болид
Венера
Вертикал
Внегалактическая астрономия
Время
Вселенная
Высота
Галактика
Галактические туманности
Год
Горизонт истинный
Гравиметрия
Звездная астрономия
Звездная величина
Звездные каталоги
Звездные скопления
Звезды
Земля
Зенит
Зенитное расстояние
Зодиак
Кометы
Корона Солнца
Космические магнитные поля1
Космический вакуум
Космогония
Космология
Кульминация
Луна
Малые планеты
Марс
Межзвездная среда
Межпланетная среда
Межпланетное пространство
Меридианный круг
Меркурий
Месяц
Метагалактика
Метеориты
Метеорный поток
Метеоры
Млечный Путь
Модели атмосфер планет
Надир
Небесная параллель
Небесная сфера
Небесные координаты
Небесный меридиан
Небесный экватор
Нептун
Облака Кордылевского
Ось мира
Парсек
Пассажный инструмент
Планета
Планетография
Планетоиды
Планетология
Плутон
Полюсы мира
Протуберанцы
Прямое восхождение
Равноденствия весеннего точка
Равноденствия осеннего точка
Радиант
Радиоастрономия
Радиотелескоп
Сатурн
Световой год
Секунда
Селенология
Сидерический период обращения
Синодический период обращения:
УКАЗАТЕЛЬ СТАТЕЙ 591
Склонение
Склонения круг
Солнечная активность
Солнечная постоянная
Солнечная система
Солнечные вспышки
Солнечные пятна
Солнце
Солнцестояние
Спутники планет
Сутки
Сферическая астрономия
Телескоп
Угол места
Универсальный инструмент
Уравнение времени
Уран
Факелы
Форбуша эффект
Часовой угол
Эклиптика
Элонгация
Эфемерида
Юпитер
13. КОСМИЧЕСКОЕ ПРАВО
Договор
Космическое право
Ответственность за ущерб
Правовое положение небесных тел
Предотвращение вредных космиче¬
ских экспериментов
Спасение космонавтов и космических
кораблей
Иллюстрации, помещенные
на вклейках в конце книги:
1. К. Э. Циолковский
2. 10. А. Гагарин
3. Летчики-космонавты СССР
4. Космонавты США
5. Мемориальная доска (бронза), установленная, на
здании Иоанновского равелина Петропавловской
крепости. Ленинград
6. Космический корабль «Восток»
7. Составная ракета (трехступенчатая)
8. Космодром
9. Советский жидкостный ракетный двигатель РД-107
10. Советский жидкостный ракетный двигатель РД-108
11. Советский жидкостный ракетный двигатель РД-119
12. Советский жидкостный ракетный двигатель РД-214
13. Верхняя атмосфера
14. Области полетов космических летательных аппара¬
тов различных типов
15. Космонавт Э. Олдрин на Луне
16. Филателия космическая
Константин Эдуардович
ЦИОЛКОВСКИЙ
Юрий Алексеевич
ГАГАРИН
[ВТМ.К омаров |
В.6.Николаева-Терешкова
А.В.Филипченко
Г.Т.Береговой
Е.В.Хрунов
В.Ф.Быковский
В.Н. Волков
А.А.Лвоиов
♦
А.С. Елисеев
А.Г. Николаев
К.П.Феоктистов
В.А.Шаталов
Г.С.Шонин
Летчики-космонавты СССР.
У.Андерс
Н. Армстронг
А.Бин
Ф. Борман
Дж.Гленн
Р.Гордон
16. Гриссом]
У.Каннингем
С.Карпентер
М.Коллинз
Ч. Конрад
Г.Купер
Дж.Ловелл
Дж.Макдивитт
Э.Олдрин
Космонавты США.
Антенны системы ко%
мандных радиолиний'
Иллюминатор
Иллюминатор с опти^
ческим ориентатором
Стяжные ленты
Кабель-мачта
Спускаемый аппарат
Баллоны пневмосистемы
Ленточные антенны:
Управляющие сопла»
Приборный отсек-
Элементы пневмосистемы-
Датчик солнечной ориентаци!
Последняя ступень
ракеты-носителя
Петлевая антенна
Рулевые двигател!
Сопло двигателя
последней ступени
Антенна
Приборная доска
с глобусом
Гелевиэионная камера-
Иллюминатор с опти
ческим ориентатором
Входной люк
Контойнор с пищей
Кресло пилота
Ручка управления
1. Ракета-носитель космического корабля «Восток». 2. Косми¬
ческий корабль «Восток». 3. Спускаемый аппарат.
К ст. «Восток».
r J 9 32 • 1933 гг. здесь
^ЗМЕЩАЛИСЬ ^ПЫТАТЕЛШЫЕ^ТЕнАЬГ И MACtEltKHF
п Е Р В О И В . С С С Р
ОПЫТНО • КОНСТРУКТОРС КОЙ ОРГАН И З'АЦИ и
по РАЗРАБОТКЕ РАКЕТНЫХ ЛВИГАТЕЛЕЙ-
ГАЗОАИ НАМИ ЧЕСКОЙ ЛАБОРАТОРИИ/ГДЛ/
BOFHHO * НАУЧНО • ИССЛЕДОВАТЕЛЬСКОГО КОМИТЕТА
ПРИ РЕВВОЕНСОВЕТЕ СССР
ЗДЕСЬ
ПРОИЗВОДИЛИСЬ СТЕНДОВЫЕ ИСПЫТАНИЯ
ПЕРВО ГО В МИРЕ
ЭЛЕКТРОТЕРМИЧЕСКОГО РАКЕТНОГО ДВИГАТЕЛЯ И
ПЕРВЫХ СОВЕТСКИХ жидкостных
РАК Е Т Н Ы X Д В и ГАТЕЛЕИ
РАЗРАБОТАННЫХ В ГД Л В 192 9- 1933 ГГ.
В ГДЛ БЫЛИ ЗАЛОЖЕНЫ ОСНОВЫ
ОТЕЧЕСТВЕННОГО
РАКЕТНОГО ЛВИГАТЕЛЕСТРОЕНИЯ
ВЫРОСШИЙ ИЗ ГДЛ КОЛЛЕКТИВ
ДВАЖДЫ ОРДЕНОНОСНОГО
ОПЫТНО КОНСТРУКТОРСКОГО БЮРО
СО ЗА А А МОЩНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
РАКЕТ • НОСИТЕЛЕЙ
ВЫВОДИВШИХ НА ОРБИТЫ ИСКУССТВЕННЫЕ
СПУТНИКИ
ЗЕМЛИ. ЛУНЫ И СОЛНЦА
АВТОМАТИЧЕСКИЕ СТАНЦИИ НА ЛУНУ ВЕНЕРУ И МАРС
ПИЛОТИРУЕМЫЕ КОРАБЛИ
ВОСТОК* ВОСХОД СОЮЗ
Мемориальная доска (бронза), установленная на здании Иоаннов-
ского равелина Петропавловской крепости. Ленинград.
СОСТАВНАЯ РАКЕТА (трехстуленчатая)
Советский кислородно-керосиновый жидкостный ракетный двигатель РД-107,
тяга в пустоте 102 т, удельный импульс 314 сек (ГДЛ-ОКБ, 1954—57). Двига¬
тели были установлены на первых ступенях ракет-носителей, осуществивших вы¬
вод в космос искусственных спутников Вемли, космических кораблей «Восток*»
и «Восход», всех межпланетных станций «Луна», «Венера» и «Марс»: 1 —руле¬
вые камеры сгорания; 2 — узел качания и подвода окислителя; 3 — трубопроводы
окислителя рулевых камер; 4 — макетные кронштейны (в конструкции отсут¬
ствуют); 5 — четыре основные камеры сгорания; 6 — силовая рама; 7 — газоге¬
нератор; 8 — корпус теплообменника на турбине; 9 — входной патрубок насоса
окислителя; 10 — входной патрубок насоса горючего; 11 —датчик давления в ка¬
мере сгорания; 12 — главный клапан окислителя; 13 — трубопроводы окислителя;
14 — главный клапан горючего; 15 — трубопроводы горючего.
К ст. Ракетный двигатель.
Советский кислородно-керосиновый жидкостный ракетный двигатель РД-108,
тяга в пустоте 96 т, удельный импульс 315 сек (ГДЛ-ОКБ, 1954—57). Двигатель
был установлен на вторых ступенях ракет-носителей, осуществивших вывод
в космос искусственных спутников Земли, космических кораблей «Восток» и
«Восход», всех межпланетных станций «Луна», «Венера» и «Марс»: 1—рулевые
камеры сгорания (четыре); 2 — узел качания и подвода окислителя; 3 — трубо¬
провод окислителя рулевой камеры; 4 — трубопровод горючего рулевой камеры;
5 — макетный кронштейн (в конструкции отсутствует); 6 — основная камера
сгорания; 7 — трубопровод окислителя; 8 — силовая рама; 9 — входной патрубок
насоса горючего; 10 — входной патрубок насоса окислителя; 1Г—корпус тепло¬
обменника на турбине; 12 — газогенератор; 13 — главный клапан горючего;
14 — трубопроводы горючего.
К ст. Ракетный двигатель.
Советский кислородно-диметилгидразиновый жидкостный ракетный двигатель
РД-119, тяга в пустоте 11 т, удельный импульс 352 сек (ГДЛ-ОКБ, 1958—62). Дви¬
гатель был установлен на 2-й ступени ракеты-носителя «Космос»: 1 — рулевые
сопла тангажа (2-е сопло с противоположной стороны); 2, 13 — рулевые сопла
курса; 3, 15 — рулевые сопла крена (2-я пард сопел с противоположной стороны);
4, 5, 11 — газораспределители с электроприводами; 6 — камера сгорания; 7 — ша-
робаллон для сжатого воздуха; 8 — турбонасосный агрегат; 9 — газогенератор;
10 — силовая рама; 12 — монтажное кольцо рулевой системы (в конструкции
двигателя отсутствует); 14 — съемная заглушка.
К ст. Ракетный двигатель.
Советский азотнокислотно-углеводородный четырехкамерный двигатель РД-214
1-й ступени ракеты-носителя «Космос», тяга в пустоте 74 т, удельный импульс
264 сок (ГДЛ-ОКБ, 1952—1957), давление в камере сгорания 45 ата, степень рас¬
ширения газов в сопле 64: 1 —камера сгорания; 2 — газогенератор; 3 — турбина;
4 — насос окислителя (входной патрубок); 5 — насос горючего (входной патру¬
бок); 6 — воздушный редуктор; 7 — регулятор давления перекиси водорода;
8 — трубопровод окислителя; 9 — реле давления; 10 — рама; 11 — отсечной клапан
окислителя; 12 — трубопровод горючего.
К ст. Ракетный двигатель.
1500° t 1000* Температура
ВЕНЕРА-3
XI.65 !
„Рейнджер
Sfc VII64
Первый американский
• ИСЗ 1.58
Джеминай- 1Г
IX.66]
, ВОСХОД''^
"„ВОСТОК*
Ж IV 61
ПЕРВЫЙ СОВЕТСКИЙ
ИСЗ X 57
I00I06
юю6
МО6
384 Ю3
100 I03
Ю I03
i
5 МО3
Вес Ш. яг 100 1000 10000
На графике, построенном в координатах «вес космич. летат. аппарата — высота
полета», выделены области полетов аппаратов различных типов — искусственный
спутник Земли, автоматич. межпланетная станция, автоматич. лунная стан¬
ция, космич. корабль-спутник с экипажем. Большими кружками обозначены
космич. летат. аппараты, полеты которых являлись основными вехами в развитии
космонавтики, — первый советский искусственный спутник Земли; первые авто¬
матич. межпланетные станции, полетевшие на Луну и Венеру («Луна-2», «Вене¬
ра-3»); космич. корабли «Восток» и «Восход», на котооых были совершены пер¬
вые полеты и выход человека в космос; «Луна-3» и «Маринер-4», с борта кото¬
рых произведено фотографирование Луны и Марса; «Луна-9» — первая автоматич.
межпланетная станция, совершившая мягкую посадку на поверхность Луны.
Н ст. Космические летательные аппараты.