К ГЭТЛЕНД
г
к. w. GATLAND
ASTRONAUTICS
IN THE SIXTIES
LONDON—NEW YORK
к. ГЭТЛЕНД
КОСМОНАВТИКА
БЛИЖАЙШИХ ЛЕТ
ПЕРЕВОД С АНГЛИЙСКОГО
ВОЕННОЕ ИЗДАТЕЛЬСТВО
МИНИСТЕРСТВА ОБОРОНЫ СССР
МОСКВА —1964
К. ГЭТЛЕНД
КОСМОНАВТИКА БЛИЖАЙШИХ ЛЕТ
(Перевод с английского)
Научно-популярнйя книга «Космонавтика ближайших лет» рас-
сказывает о современном состоянии исследований космического про-
странства в США и Европе и перспективных методах изучения кос-
моса. Автор книги К. Гэтленд является вице-президентом английского
общества межпланетных сообщений.
В книге рассмотрены схемы ракетных двигателей, американские
искусственные спутники Земли и их научное оборудование, сущест-
вующие и проектируемые космические корабли и ракеты-носители
для них. Одна из глав посвящена мероприятиям США по использо-
ванию космического пространства в военных целях.
Книга предназначена для широкого круга читателей.
Перевод с английского
Епифанова Н. П.> Путилина А. Д и Тенякова М. Д
ПРЕДИСЛОВИЕ
Книга английского автора К. Гэтленда «Космонавти-
ка ближайших лет», перевод которой предлагается вни-
манию советских читателей, отличается рядом характер-
ных особенностей, требующих правильной оценки.
Материалом для составления этой книги послужила об-
ширная мировая литература, посвященная космонавтике,
точнее, — конструкциям разнообразных космических
объектов и частично различным видам полета космиче-
ских кораблей. Хотя эта литература и всесторонне отра-
жает действительное положение дел, но она не всегда
объективна.
К. Гэтленд сделал попытку объединить в своей кни-
ге слишком большой круг вопросов, начиная с ракетных
двигателей и кончая такими проблемами космонавтики,
как освоение человеком Луны и полеты к другим плане-
там солнечной системы. Однако, систематизируя мате-
риал, заимствованный из весьма разнородных источни-
ков, автор не сумел его глубоко проанализировать. Этим
объясняется и разностильность книги и поверхностное
изложение ряда вопросов. Отдельные выводы автора
спорны.
Следует учесть и то, что некоторые содержащиеся в
книге материалы устарели: одни проекты были заменены
новыми вариантами, другие оказались бесперспектив-
ными (например, ракетоплан «Дайна Сор»).
Обращаем внимание читателя на то, что при пере-
воде книги из нее изъяты разделы, касающиеся полетов
советских космонавтов, потому что эти факты значи-
тельно подробнее и точнее освещены в советской науч-
ной и общедоступной печати и достаточно хорошо изве-
стны советскому читателю.
5
Автор книги, очевидно, плохо знаком с советской
литературой по космонавтике и использовал случайно
выбранные источники. Неполно, а в ряде случаев не-
верно изображается в книге история космонавтики, пол-
ностью игнорируются замечательные работы К. Э. Циол-
ковского и некоторых других ученых.
Приведенные критические замечания не снижают
ценности многих сообщаемых автором конкретных све-
дений, касающихся общих конструктивных схем, дета-
лей устройства и способов использования многочислен-
ных космических аппаратов, построенных в последнее
время в США. Простота и доходчивость изложения и
богатый иллюстративный материал позволяют понять
сущность и характерные детали описываемых объектов
даже читателю, не имеющему специальной инженерной
подготовки.
* . *
*
Оценивая книгу К. Гэтленда «Космонавтика ближай-
ших лет», необходимо остановиться на основных особен-
ностях исторического развития и современного состоя-
ния космонавтики.
Общеизвестно, что космические летательные аппара-
ты возникли на основе далеко нацеленного и глубоко
обоснованного научного предвидения, приоритет в кото-
ром принадлежит русским ученым. Применение ракет
для подъема летательных аппаратов было предложено
еще в 1881 году известным русским революционером
Н. И. Кибальчичем. Известны работы в области теории
движения тел переменной массы профессора И. В. Ме-
щерского (1897 г.).
Основоположником теории межпланетных сообще-
ний является выдающийся русский ученый и изобре-
татель К. Э. Циолковский, сделавший ряд крупных от-
крытий в области аэродинамики и ракетной техники.
Он — автор всемирно известного труда «Исследование
мировых пространств реактивными приборами» (1903 г.).
Дальнейшее развитие теория ракетного полета получила
в работах Ф. А. Цандера (СССР), Эно-Пельтри (Фран-
ция), Г. Оберта (Германия), Р. Годдарда (США). Уже
на этих первоначальных этапах развития ракетной тех-
ники теоретические исследования были неразрывно свя-
заны с проблемами космических полетов.
6
Правильная оценка современных достижений в об-
ласти космонавтики невозможна без учета огромного
вклада Циолковского и работ других русских и запад-
ных ученых, 'поставивших ясно и смело основные проб-
лемы космонавтики на рубеже XX века. В этом свете
следует рассматривать и создание в Германии в 1945 г.
управляемой баллистической ракеты «Фау-2», которую
немецко-фашистское командование использовало для
варварских бомбардировок городов Англии. Создание
такой ракеты, несомненно, являлось весьма серьезным
шагом в развитии космического ракетостроения на За-
паде. По и эта ракета являлась, по существу, только
технической реализацией тех основных принципов, кото-
рые были разработаны ранее, а отчасти и проверены на
опыте в СССР Ф. А. Цандером еще в 30-х годах нашего
века.
Дальнейшая история космонавтики определяется тем,
что осуществление такого грандиозного научно-техниче-
ского мероприятия, как выход в космос созданной чело-
веком техники, а потом и самого человека требовало кон-
центрации огромных сил и средств, отличной координа-
ции работ на широком научном фронте и смелого
научного предвидения на много лет вперед. Общегосу-
дарственное планирование развития науки и промыш-
ленности позволило СССР сделать определяющий шаг в
развитии космических полетов.
Советские ученые, инженеры и рабочие обеспечили в
период 1957—1961 гг. практическое решение основных
проблем космического полета, без чего были бы невоз-
можны никакие дальнейшие успехи космонавтики. С тер-
ритории СССР поднялись в космос первые искусствен-
ные спутники Земли, первые лунные ракеты и первые
межпланетные автоматические станции. Советские кос-
монавты оказались первыми людьми, проникшими в кос-
мос. В условиях длительных космических полетов они
доказали, что человек может не только жить в космосе,
но и выполнять разнообразную работу.
Успехи Советского Союза в освоении космического
пространства произвели громадное впечатление во всем
мире. Это явилось главной причиной, определившей осо-
бые усилия правительства и руководящей капиталисти-
ческой верхушки США в развитии космонавтики. Созда-
лись условия, при которых производство космических
7
ракет и других видов /техники, связанных с космонавти-
кой, стало источником невиданных .прибылей капитали-
стов. Поэтому вполне естественно, что в США стали бы-
стро появляться многочисленные варианты ракет, ис-
кусственных спутников, межпланетных станций и назем-
ного оборудования, обеспечивающего космические по-
леты.
Иной читатель зарубежной литературы может сде-
лать вывод, что такое многообразие космической техни-
ки служит показателем больших достижений США в об-
ласти космонавтики.
Не отрицая значительного интереса, который пред-
ставляют различные , образцы космической техники
США, все же необходимо признать тот объективный
факт, что все они являются лишь вариациями решений^
задач, впервые поставленных, изученных и практически
реализованных советскими людьми.
Характерным для всего развития науки и техники яв-
ляется то, что ученики обычно повторяют решение, дан-
ное учителем, в новых вариантах, зачастую излишне ус'-
ложненных. Нечто подобное наблюдается и в космонав-
тике. И книга Гэтленда очень показательна в этом отно-
шении. Она не содержит каких-либо Йовых научных
принципов или далеких технических перспектив. Зато
она полна примеров решения частных задач космонав-
тики, которые давно^ известны, но во всех дёталях еще
не реализованы.	\
Следует подчеркнуть, что многие из описываемых
Гэтлендом конструкций отличаются техническим изяще-
ством и убедительностью заложенных в них инженерных
решений. Знакомясь с книгой под этим углом зрения, *
советские читатели могут вынести для себя много полез-/
кого.
Говоря о космической технике, нельзя обойти вопро-
са о тех конкретных целях, для которых она предназна-
чается. В условиях, когда на нашей планете существует
империализм со своей агрессивной политикой, направ-
ленной прежде всего против стран социалистического
лагеря, а также народов, борющихся за свою полити-'
ческую и экономическую самостоятельность, неиз-
бежно развитие в империалистических странах средств
нападения. Поэтому многие космические объекты, раз-
рабатываемые в. США, предназначаются прямо для во-
8
енных целей. К ним относятся орбитальные' носители
ядерных зарядов, разведывательные спутники и др.
И все-таки не Зто определяет основной стиль космонав-
тики 60-хгодов.
Наоборот, несмотря на продолжающуюся гонку во-
оружений, :в космонавтике все сильнее и сильнее чув-
ствуется главенствующая роль мирных, чисто научных
пробЬем, и в этом большая заслуга и инициатива при-
надлежит СССР.
Известно, что после успешного космического полета
американского космонавта Гленна Председатель Сове-
та Министров СССР Н. С. Хрущев обратился с поздрав-
лениями к президенту США Джону Кеннеди и предло-
жил объединить усилия СССР и США в деле мирного
изучения и освоения космоса на благо всему человече-
ству. Это обращение получило самые горячие отклики
всех прогрессивных сил мира и имело далеко идущие
исторические последствия.
Можно напомнить, что вскоре после этого Органи-
зация Объединенных Наций вынесла решение о том, что-
бы космическое пространство использовалось только для
мирных целей. Между СССР и США было заключено со-
глашение о совместных усилиях по организации коротко-
волновой связи и телевидения с помощью искусственных
спутников Земли. К этому соглашению позднее при-
мкнули Франция и Великобритания. Оно уже начало
осуществляться в 1963—1964 гг. Намечено организовать
совместную метеослужбу с помощью метеорологических
искусственных спутников Земли и других космических
аппаратов, а также организовать совместное исследова-
ние магнитного поля Земли и удерживаемых им поясов*
радиации, окружающих земной шар.
По соглашению между СССР и Францией для на-
блюдений в двух сопряженных точках магнитного поля
Земли —в городе Яранске (Кировская- область) и на
принадлежащем Франции острове Кергелен в юго-за-
падной части Индийского океана — построены две со-
временные магнитные обсерватории, которые работают
по единой программе.
Полеты советских летчиков-космонавтов привлекли
внимание всего человечества. Их возвращение из кос-
моса и последующая торжественная встреча в Москве
выливались во всенародный праздник. В выступлениях
9
Председателя Совета Министров СССР и Первого сек-
ретаря ЦК КПСС тов. Н. С. Хрущева, в докладах и
статьях ведущих советских ученых неизменно отмеча-
лось громадное общечеловеческое значение достижений
советской космонавтики. Наши герои, побывавшие в кос-
мосе, приглашались в качестве дорогих и почетных го-
стей в различные страны мира. Народы этих стран,
имеющих разный политический строй, всегда с искрен-
ней радостью приветствовали советских покорителей
космоса, видя в них борцов за дело мира и прогресса.
В этих условиях научные и технические усилия всех
стран мира все более устремляются на решение мирных
задач космонавтики. Но это не означает, что агрессив-
ные круги империалистических стран не делают и не бу-
дут делать настоятельных попыток использовать косми
ческое пространство для наступательных военных целей.
Такие попытки не могут остаться без внимания мировых
прогрессивных сил.
Несмотря на то что военные задачи космонавтики
могли бы по своей сенсационности привлечь особенное
внимание читателей капиталистических стран, эти задачи
в книге Гэтленда не стоят на первом месте. Их вытес-
няют мирные проблемы космических полетов. В этом
отношении книга «Космонавтика ближайших лет» яв-
ляется весьма интересным показателем того состояния
этой рауки, которое складывается во всем мире под влия-
нием прогрессивных советских идей и при поддержке
всех народов мира.
Профессор, доктор технических наук
генерал-майор инженерно-технической службы
Г. И. покровский
Г Л А Ь A п E P Ь А Й
РАКЕТНЫЕ ДВИГАТЕЛИ
Ракетные двигатели, работающие на химическом топ-
ливе, могут быть разделены на двигатели с раздельной
подачей в камеру сгорания горючего и окислителя и дви-
гатели, в которых горючее и окислитель объединены в
одном веществе — унитарном топливе. Ко второму клас-
су относятся все твердые топлива. Существуют также и
жидкие унитарные топлива
Работа жидкостных ракетных двигателей (ЖРД)
совершенно не зависит от атмосферы, поскольку горю-
чее и окислитель находятся в баках ракеты; в этом за-
ключается отличие этих двигателей от турбореактивных
(ТРД), в которых окислителем горючего является ат-
мосферный кислород.
В некоторых случаях применять ЖРД в условиях
атмосферы предпочтительнее, чем использовать воздуш-
но-реактивные двигатели (ВРД), хотя при этом расход
топлива ЖРД превысит в 18—20 раз расход топлива
ТРД (рис. 1). Такое применение ЖРД возможно благо-
даря его высокой тяге в верхних слоях атмосферы или
в том случае, когда способность ЖРД развивать боль-
шую тягу в течение короткого отрезка времени на лю-
бой высоте сочетается с малым весом, небольшими раз-
мерами и простотой конструкции двигателя. То же са-
мое относится к современным ракетным двигателям
твердого топлива (РДТТ). Эти качества ракетных дви-
гателей используются в управляемых и баллистических
ракетах и, конечно, в ракетах-носителях.
1 Необходимо отметить, что разработаны экспериментальные об-
разцы двигателей на гибридном топливе, в которых используются
жидкий окислитель и твердое горючее.— Прим, автора.
И
В последнее время семейство силовых установок для
космических объектов пополнилось ядерным термоди-
намическим ракетным двигателем (ЯРД). В нем исполь-
зуется рабочее тело, нагреваемое в ядерном реакторе
и выбрасываемое через сопло.
Рис. 1. Сравнительные данные об удель-
ном расходе топлива двигателями раз-
личных типов
Наконец, имеется группа электрических ракетных
двигателей (ЭРД), из которых наиболее типичными яв-
ляются ионные и плазменные. Они .обладают небольшой
тягой, но способны действовать в течение очень длитель-
ного времени.
Оптимальной средой для работы ракетного двигате-
ля является, конечно, космическое пространство, в ко-
тором другие силовые установки не могут работать и
ЭРД с небольшой тягой с успехом заменят двигатель-,
ные установки, работающие на химическом топливе. По-
следние наиболее эффективны, когда ракета преодоле-
вает максимальное воздействие гравитационного поля
(т. е. движется вблизи земной поверхности).
12
Основные компоненты и принципы работы ЖРД пред-
ставлены на рис. 2. Главными элементами двигатель-
ной установки являются:
1.	Силовая секция, состоящая из камеры сгорания,
форсунок и сопла и обеспечивающая преобразование хи-
мической энергии топлива в тепловую .и (последующее
преобразование тепловой энергии в кинетическую впро-
цессе истечения газов из сопла.
Рис. 2. Блок-схема типового ЖРД:
1 — бак, наполненный газом под высоким давлением; 2 — регулятор
давления; 3 — бак с окислителем; 4 — бак с горючим; 5 — насос пода-
чи горючего; 6 — насос подачи окислителя; 7 — турбонасосный агрегат;
8 — топливная форсунка (распылительная головка); 9 — камера сгора-
ния; 10 — сопло; 11 — топливодозирующие клапаны
2.	Топливодозирующие клапаны, предназначенные
для начала .и прекращения подачи топлива в двигатель;
регулируя поток топлива через клапаны, можно обеспе-
чить изменение тяги двигателя.
3.	Система питания топливом, состоящая из баков
для хранения компонентов топлива и устройств их по-
дачи в камеру. Подача может быть обеспечена при по-
мощи механических насосов, газобаллонной или газоге-
нераторной системы вытеснения топлива из баков.
В настоящее время имеется щирокий выбор ракет-
ных топлив (во время второй мировой войны один толь-
ко немецкий концерн BMW испытал более 3000 различ-
13
вых комбинаций топлив, из которых не все оказались
приемлемыми); однако прежде чем выбрать, топливо,
необходимо определить основные характеристики двига-
теля: его назначение, величину потребной тяги и время
работы. Поэтому целесообразно рассмотреть вкратце
различные параметры, определяющие характеристики
ракетных двигателей.
Величина тяги двигателя зависит от скорости горе-
ния топлива и скорости истечения газообразных продук-
тов сгорания из сопла. В свою очередь скорость истече-
ния газов из сопла зависит от характеристик топлив и
общей эффективности двигателя. Большинство обычных
ракетных двигателей имеет скорость истечения газов из
сопла 2400 м!сек или более, что составляет около 50%
теоретического предела скорости истечения для химиче-
ских топлив.
В настоящее время при рассмотрении характеристик
топлив и эффективности двигателей обычно использует-
ся понятие «удельный импульс», которое характеризует
величину тяги, получаемой от 1 кг топлива за Усек ра-
боты двигателя Ч
Если, к примеру, взять ракету-носитель «БлюСтрик»,
двигатели которой, развивая тягу около 136000 кг, ра-
ботают в течение 160 сек и имеют полный запас топлива
примерно 88 000 кг, то удельный импульс 1Уд может
быть получен из формулы
т создаваемая тяга X время горения топлива
1 уд —-----------------------------------=
полная масса сгоревшего топлива
136000 169 пло	. 2
=------------= 248 кг • сек кг*
88 099
Другими словами, каждый килограмм массы топли-
ва, потребляемый в секунду двигателями ракеты-носи-
теля «Блю Стрик», создает тягу 248 кг. В табл. 1.1 при-
водятся характеристики некоторых типичных жидких
топлив и их теоретические удельные импульсы.
1	В отечественной литературе эта характеристика называется
удельной тягой,— Прим. ред.
2	В зарубежной технической литературе в размерности удельно-
го импульса принято сокращать килограммы силы в числителе и
килограммы массы в знаменателе и выражать таким образом удель-
ный импульсы в секундах.— Прим. ред.
14
Таблица 1.1
Теоретические характеристики различных комбинаций жидких
ракетных топлив
(по данным фирмы Белл Аэроспейс)
Окислитель	Горючее	Весовое от- ношение окислителя к горючему 1	Температура горения, °C	Удельный импульс2 3, сек	Расчетная удельная плотность	Объемный удельный импульс
Фтор	Гидразин 3	1,98	4250	300	1,070	321
	Водород 3	9,42	4460	371	0,457	169
	Метиловый спирт з	2,37	4130	298	0,991	295
Перекись водо- рода	Гидрази,н	1,69	2320	240	1,22	293
Четырехокись	Анилин3	3,87	3150	221	1,34	296
азота	Гидразин	1,00	2700	249	1,193	297
	Водород	11,50	3100	279	0,565	158
	Керосин IP-3	3,00	3020	229,5	1,19	273
	Скипидар	4,70	3060	221	1,305	288
	Ксилол 3	3,00	3020	223	1,302	290
Кислород	Аммоний	1,25	2665	250	0,969	242
	Этиловый спирт	1,50	2900	242	0,970	235
	Газолин	2,26	3130	252	0,955	241
	Гидразин	0,83	2970	263	1,065	280
	Водород	2,89	2145	345	0,23	79
	Керосин	2,28	3150	249	1,02	255
	Метиловый спирт	1,15	2800	237	0,943	223
Красная дымя-	Нитрометан	0,076	2600	226	1,13	255
щая азотная	Гидразин	1,00	2460	240,6	1,22	293
кислота (6,5»/о NOo)	Изопропиловый спирт	3,33	2610	218,1	1,252	273
1 Величины отношений даны на дату представления фирмой
данных и не обязательно должны соответствовать оптимальному
или стехиометрическому значению.
2 Приводятся теоретические значения «замороженного» удельно-
го импульса в камере сгорания при условии, что ЛР = 300 сек дости-
гается при давлении в камере сгорания, равном атмосферному
давлению на уровне моря. Теоретически 18р может быть на 3—10%
выше, поскольку в процессе горения топлива возможны отклонения
от равновесного значения; наиболее важным фактором, определяю-
щим увеличение удельного импульса, является температура горения
топлива: чем выше температура горения, тем выше импульс.
3 Самовоспламеняющееся топливо,
15
Окислитель	Горючее	н к >> О Ч S W	h	У S а х £ <V О » И X о а	Температура горения, °C	Удельный импульс1 2, сек	Расчетная удельная плотность	Объемный удельный импульс
Красная дымя-	Анилин	3,00	2800	221	1,39	307
щая азотная	Этиловый спирт	2,50	2510	219	1,23	269
кислота (16°/о	Гидразин	1,16	2610	242	1,25	302
NOo)						
Белая дымя-	Анилин	3,00	2730	222	1,355	301
щая азотная	Фурфуроловый	2.65	2690	210	1,38	290
кислота	спирт3 4					
	Газолин	4,60	2730	223	1,25	279
	Гидразин	1,22	2560	2164	1,23	303
	Водород	12,60	2960	298	0,60	180
	Керосин 1Р-4	4,70	2770	229	1,30	297
	Метиловый спирт	2,36	2470	219	1,19	261
1 Величины отношений даны на дату представления фирмой
данных и не обязательно должны соответствовать оптимальному
или стехиометрическому значению.
2 Приводятся теоретические значения «замороженного» удельно-
го импульса в камере сгорания при условии, что Jsp = 300 сек дости-
гается при давлении в камере сгорания, равном атмосферному
давлению на уровне моря. Теоретически J8P может быть на 3—10%
выше, поскольку в процессе горения топлива возможны отклонения
от равновесного значения; наиболее важным фактором, определяю-
щим увеличение удельного импульса, является температура горения
топлива: чем выше температура горения, тем выше импульс.
3 Самовоспламеняющееся топливо.
4 Расчетные данные при неустойчивом равновесии.
Повышение удельного импульса дает возможность
получить более высокую тягу двигателя на каждый ки-
лограмм топлива в секунду; это в свою очередь озна-
чает, что данная ракета, несущая определенную нагруз-
ку, развила бы большую скорость и имела бы большую
дальность полета или высоту подъема этой полезной на-
грузки, чем ракета с меньшим удельным импульсом.
С другой стороны, повышение удельного импульса позво-
лило бы создать ракету, несущую более тяжелый полез-
ный. груз, без изменения ее начальных характеристик.
Это могло бы также означать, что ракета может иметь
меньшие размеры или меньшее число ступеней для за-
пуска полезного груза того же веса.
16
С удельным импульсом близко связана отношение
тяги к ;весу ракеты, которое представляет собой отно-
шение тяги, развиваемой двигателями ракеты, к общей
массе ракеты при старте. Ясно, что тяга двигателей ра-
кеты, запускаемой с поверхности Земли, должна быть
больше веса ракеты вместе с полезной .нагрузкой. На-
пример, трехступенчатая ракета-носитель «Блю Стрик»
при тяге двигателей 136 000 кг имеет суммарную массу
около 104 000 кг
Суммарным импульсом ракетного двигателя являет-
ся произведение его тяги на время горения топлива.
Для ракеты-носителя «Блю Стрик» этот импульс соста-
вит
1= 136000 • 160 = 21,8 • 106 кг-сек.
Пути повышения характеристик ракетного двигате-
ля тесно связаны с более высокими температурами го-
рения топлива и с меньшим молекулярным весом про-
дуктов горения. Горячий легкий газ, богатый водородом
или его соединениями, дает высокий удельный импульс.
Например, использование жидкого водорода в качестве
рабочего тела в ЯРД позволит увеличить удельный им-
пульс до 600—1500 сек.
В настоящее время можно добиться к. п. д. сопла
около 95% и в связи с этим удельного импульса двига-
телей, работающих на химическом топливе, порядка
350—400 сек. Однако этому препятствуют некоторые об-
стоятельства. Основным из них является то, что любое
сопло из практически используемых в настоящее время
обеспечивает расширение газа лишь при определенном
давлении в камере сгорания, в результате чего боль-
шая часть вырабатываемой энергии теряется с выходя-
щими газами из сопла. К тому же, прежде -чем темпе-
ратура газа достигнет требуемой величины, происходит
диссоциация молекул и, как следствие, уменьшается та
часть химической энергии, которая могла бы быть пре-
образована в камере сгорания в тепловую энергию.
Улучшения характеристик двигателя можно было бы
достичь путем повышения давления в камере сгорания;
однако связанное с этим увеличение общего веса двига-
теля сводит на нет ожидаемый выигрыш. 1 *
1 По предварительному расчету королевского авиационного ис-
следовательского института Англии.— Прим, автора.
17
Существуют два класса жидких топлив, получивших
в настоящее время наиболее широкое применение: топ-
лива, самовоспламеняющиеся при соединении компонен-
тов .(например, перекись водорода в качестве горючего
и гидразин в качестве окислителя), и топлива, требую-
щие для воспламенения системы зажигания (например,
жидкий кислород и керосин).
Любая ракета должна нести огромный запас топли-
ва, поскольку его расход при работе ракетных двига-
телей очень высок. Для того чтобы объем топлива, а зна-
чит, вес конструкции ракеты и площадь ее поперечного
сечения свести к минимуму, желательно использовать
топливо высокой плотности.
Удобной характеристикой топлива, которая учиты-
вает как его удельный импульс, так и плотность, яв-
ляется объемный удельный импульс. Он определяется
как произведение удельного импульса на плотность топ-
ливной смеси и измеряет импульс единицы объема топ-
лива. Из данных, приведенных в табл. 1.1, можно ви-
деть, что наихудшим с точки зрения объемного импуль-
са является топливо, состоящее из жидкого кислорода
и жидкого водорода, хотя в других отношениях оно яв-
ляется обещающим.
Как уже указывалось (рис, 2), силовую секцию ЖРД
можно разделить на три части: топливные форсунки,
камеру сгорания и сопло, работа которых тесно связа-
на. Основными факторами, определяющими конструк-
цию двигателя, являются: хорошее смешение компонен-
тов топлива и его распыление в камере сгорания с по-
мощью топливной форсунки; минимальная площадь
внутренней поверхности камеры сгорания в целях сни-
жения теплопередачи; соответствующий внутренний
объем калибры сгорания, позволяющий обеспечить пол-
ное сгорание топлива; достаточная прочность материала
камеры, способного при рабочих температурах выдер-
жать возникающее при горении топлива давление; соз-
дание целесообразной циркуляции газов внутри камеры
сгорания, которая исключила бы возникновение мест-
ных перегревов и прогорание стенок камеры (этот фак-
тор в большей степени зависит от работы топливных
форсунок); наконец, небольшой вес и простота произ-
водства.
Процесс горения топлива может быть разделен на
18
несколько фаз: подача компонентов топлива и распыле-
ние топлива с помощью струйной форсунки; перемеши-
вание компонентов топлива; предварительный нагрев
смеси до воспламенения и -сгорание. В зависимости от
конструкции двигательной установки эти фазы могут
перекрывать друг друга. Механическое распыление мо-
жет сопровождаться смешиванием компонентов топли-
ва, его нагревом и даже частичным горением. Процесс
горения протекает наиболее быстро в тех случаях, когда
оба компонента топлива находятся в газообразном -со-
стоянии. Поэтому необходимо обеспечить, насколько это
возможно, наиболее однородную смесь компонентов топ-
лива и заставить их реагировать друг с другом в газо-
образном состоянии.
Большинство исследований, связанных с разработ-
кой систем впрыска топлива, носит эмпирический харак-
тер, в связи с чем существует большое разнообразие в
конструкции этих систем. На ранней стадии применялась
центробежная (вихревая) форсунка. С ее помощью жид-
кость впрыскивалась по касательной в камеру сгорания,
образуя при этом тонкий вращающий конус. Чем боль-
шей энергией обладает такой конус в камере, тем он
тоньше, меньше по размеру впрыскиваемые частицы
жидкости и тем быстрее эти частицы нагреваются и ис-
паряются.
Чтобы обеспечить более равномерное смешивание
компонентов топлива, многие системы впрыска имеют
несколько распылительных головок (форкамер). Напри-
мер, в двигателях ракет Фау-2 жидкий кислород впрыс-
кивался через прямые отверстия в головке форкамер, в
то время как спирт впрыскивался навстречу потоку жид-
кого кислорода через большое число тангенциальных
отверстий в стенках форкамер, обеспечивающих завихре-
ние вспрыскиваемых струй спирта. У двигателя ракеты
Фау-2 было установлено 18 таких форкамер. Из-за слож-
ности подобной системы была разработана другая рас
пылительная головка кольцеобразного типа, которая
обеспечивала подачу всего потока топлива. Она состоя-
ла из литого диска с рядом кольцевых щелей, за кото-
рым помещался другой диск, где были кольцевые про-
рези, совпадающие со щелями первого. Горючее и окис-
литель впрыскивались через противолежащие* про-
рези.
19
Еще один тип распылительной головки был разрабо-
тан для двигателей управляемых снарядов «Вассерфаль»
класса «земля — воздух». В ней компоненты топлива
вспрыскивались через множество радиально располо-
женных отверстий, наклоненных под небольшим углом
друг к другу (рис. 3).
Рис. 3. Схема камеры сгорания и форсунки ракеты «Вассерфаль»
(1944 г.)
Обратимся к более современной форсунке (рис. 4),
разработанной фирмой Пратт энд Уитни для ракетного
двигателя RL-10, работающего на жидком водороде и
жидком кислороде. В этом двигателе использована фор-
сунка концентрического типа, в которой центральный
поток жидкого кислорода в каждой точке впрыска
окружается кольцеобразной струей из газообразного во-
дорода.
Ракетные двигатели работают в более тяжелых усло-
виях (при высоких температурах и непрерывном тепло-
выделении), чем любой другой тепловой двигатель. Теп-
лота, выделяемая при сгорании единицы объема топли-
ва в единицу времени в ракетном двигателе с удельным
20
импульсом 200 сек, примерно в четыре раза больше теп-
лоты, выделяемой в современной высокотемпературной
топке (т. е. составляет около 4 • 106 ккал1м3* час).
Применяемые в настоящее время ракетные топлива
создают в камерах сгорания двигателей температуру
1500—2500° С, причем при 1500° С материалы, из кото-
рых выполняются камеры сгорания, -плавятся. Чтобы
выдержать такие температуры, камера должна непре-
рывно охлаждаться.
Рис. 4. Схема форсунки ракетного двигателя RL-10
фирмы Пратт энд Уитни
Большинство современных ракетных двигателей
имеет регенеративное 'охлаждение; топливо перед
впрыском в камеру Сгорания циркулирует вокруг ка-
меры сгорания и сопла. Наиболее критическими частя-
ми сопла являются его горловина (критическое сечение)
и расширяющаяся часть вблизи горловины. Когда топ-
ливо циркулирует через рубашку двигателя, оно погло-
щает тепло, передаваемое через стенки камеры, :в ре-
зультате чего это тепло не рассеивается, а возвращается
в двигатель. Создание регенеративной системы охлаж-
дения привело к разработке современных ракетных дви-
гателей большой тяги; при этом было установлено, что
такие двигатели могут быть выполнены из тонколисто-
вой стали путем сварки.
Однако камеру сгорания, состоящую из двух от-
дельных частей: внутренней оболочки и внешней рубаш-
ки, между которыми циркулирует охлаждающая жид-
кость,—'относительно трудно изготовить; поэтому в на-
стоящее время камеры сгорания ракетных двигателей
21
выполняются из большого числа трубок различной кон-
фигурации, сваренных или спаянных друг с другом та-
ким образом, что они образуют тело заданной формы.
Каждая трубка действует как самостоятельный охлаж-
дающий элемент при прохождении через нее компонен-
тов топлива, а поскольку стенки трубок имеют толщину
всего около 0,25 мм, можно создать камеру, обладаю-
.щую небольшим весом.
Скорость потока топлива в ракетном двигателе на-
столько высока, что вес системы подачи топлива состав-
ляет значительную часть общего веса двигателя; в свя-
зи с этим прилагаются большие усилия, чтобы макси-
мально снизить вес этой системы. В настоящее время в
основном используются две системы подачи топлива:
насосы с механическим приводом и газобаллонные си-
стемы. Последние могут быть разделены на системы, ис-
пользующие баллоны с газом под высоким давлением, и
системы, использующие газогенераторы.
Давление в камере сгорания обычно находится в пре-
делах 35—70 кг]см2, и для того чтобы осуществить по-
дачу топлива, давление на входе в камеру должно быть
значительно выше, чем давление внутри камеры. Под-
держание соответствующего перепада давления имеет
важное значение для правильной подачи компонентов
топлива и их перемешивания.
Преимущество применения механических насосов со-
стоит в том, что в этом случае топливные баки двигате-
ля подвергаются лишь незначительному внутреннему
давлению, необходимому для подачи компонентов топ-
лива в насосы; при вытеснении топлива с помощью бал-
лонов высокого давления (наполненных, например, азо-
том или гелием) толщина стенок топливных баков дол-
жна быть такой, чтобы выдержать давление более вы-
сокое, чем давление в камере сгорания.
Таким образом, использование механических насосов
и легких топливных баков, особенно для больших ракет-
ных двигателей, рассчитанных на длительную работу
является более рациональным.
Обычно применяются центробежные насосы с газо-
турбинным приводом, работа которого обеспечивается
газом, получаемым при сжигании некоторого количества
топлива в небольшом газогенераторе. Смесь компонен-
тов топлива в газогенератор подается в несколько иной
22
пропорции, чем в камеру сгорания двигателя, посколь-
ку в противном случае газогенератор слишком бы пе-
регревался. Практически один из компонентов подается
в газогенератор с избытком; этот избыток не сгорает,
а лишь испаряется, отхлаждая газ до приемлемой тем-
пературы.
Хотя между турбиной и насосами может существо-
вать прямая передача, часто они должны работать на
Рис. 5. Схема ракетного двигателя RL-10 фирмы Пратт энд Уитни
разных скоростях, поэтому между ними необходимо
включать редуктор. Схема двигателя с редуктором по-
казана на рис. 5. Данный двигатель (RL-10) не имеет
отдельного газогенератора, и все топливо направляется
в камеру сгорания, а работа газовой турбины для при-
вода насосов обеспечивается за счет расширения газо-
образного водорода, используемого для охлаждения ка-
меры сгорания и сопла.
Рабочий цикл двигателя представляется в следую-
щем виде.
Жидкий водород входит в охлаждающую рубашку
при температуре —253° С, отнимает тепло от стенок ка-
меры сгорания и превращается в газ. Этот газ затем по-
ступает в турбину, которая обеспечивает работу насосов
23
для подачи в двигатель жидкого водорода и жидкого
кислорода.
Таким образом, топливо до сгорания выполняет две
функции: обеспечивает работу насосов и охлаждает ка-
меру сгорания. После этого оно полностью поступает
в камеру сгорания для создания необходимой тяги.
Газобаллонные системы подачи топлива находят при-
менение в сравнительно небольших ракетах, подобных
тем, которые используются в качестве верхних ступеней
многоступенчатых ракет-носителей. Их достоинство за-
ключается в простоте конструкции, поскольку они не
имеют движущихся частей. Однако такие системы тре-
буют более тяжелых топливных баков; кроме того, они,
конечно, должны иметь баллоны со сжатым газом, что
дополнительно увеличивает вес подобных систем.
Метод подачи топлива с помощью газогенераторов
находит в настоящее время небольшое применение, хо-
тя разработано много схем данной системы. Они вклю-
чают медленно горящий заряд (обычно из бездымного
пороха), генератор, использующий основные компоненты
топлива, и генератор, работающий на вспомогательном
топливе.
Наконец, среди жидких топлив следует отметить уни-
тарные топлива. Эти топлива могут сгорать и разла-
гаться, образуя достаточное количество газа для обес-
печения работы ракетного двигателя. К таким топливам
относятся нитрометан и изопропилнитрат; к этой же ка-
тегории топлив может быть отнесена перекись водорода
в том случае, если будут созданы условия для ее раз-
ложения.
Основной недостаток жидких унитарных топлив со-
стоит в следующем: те из них, хранение которых легко
обеспечить, не обладают достаточными энергетическими
характеристиками; другие топлива этого вида, обладаю-
щие достаточной энергией для применения в ракетных
двигателях, обычно подвержены самопроизвольной де-
тонации, в результате чего их использование в ракет-
ных двигателях связано с большими трудностями.
Прежде чем перейти к рассмотрению твердых топ-
лив, следует несколько подробнее остановиться на па-
раметрах, характеризующих ракетные двигатели. Важ-
ным параметром является относительная масса ракеты,
определяемая как отношение массы ракеты при старте
24
к ее массе после выгорания топлива *. Одна из основ-
ных задач инженеров-проектировщиков заключается в
улучшении этого отношения за счет облегчения кон-
струкции ракеты. В этом отношении большие перспек-
тивы обещает разработка легких тонкостенных топлив-
ных баков, как у баллистических ракет дальнего дей-
ствия (БРДД) «Атлас», устойчивость формы которых
до заполнения топливом обеспечивается за счет созда-
ния в них повышенного давления.
Таким образом, чем выше относительная масса ра-
кеты, тем больше может быть взято топлива, чтобы со-
общить ракете минимального веса максимальную ско-
рость. Повышение относительной массы ракеты вместе
с достижением высокой скорости истечения газа (или
удельного импульса) является основным критерием
улучшения характеристик ракетных двигателей.
Определить относительную массу одноступенчатой
ракеты нетрудно. Если двигатель и пустые топливные
баки ракеты весят 4100 кг, полезный груз 450 кг и топ-
ливо 9100 кг, то относительная масса ракеты составит
4100 + 450 + 9100 _ 13 650 _ _3
4100 + 450	— 4550 ~ 1
Такая относительная масса (3:1) обычно выражает-
ся числом 3.
Если исключить влияние силы тяжести и лобового со-
противления, то ракета с относительной массой 2,72
разовьет скорость, равную скорости истечения газов из
сопла ее двигателя. Одноступенчатая ракета с относи-
тельной массой 7,4 способна развить скорость, в два
раза превышающую скорость истечения газа из сопла.
Хотя предел повышения относительной массы раке-
ты ограничивается требованиями прочности, он может
быть повышен путем создания составных — многосту-
пенчатых—»ракет. Типовая ракета имеет три ступени,
расположенные одна за другой, наиболее мощная из ко-
торых, конечно, будет располагаться в нижней части.
Эта ступень обеспечивает подъем менее мощных ступе-
ней и сбрасывается после выгорания топлива; затем
1 В отечественной литературе этот параметр называется числом
Циолковского, который впервые ввел его для оценки совершенства
конструкции ракет.— Прим. ред.
25
включается двигатель второй ступени и после его отсеч-
ки— двигатель третьей ступени, который обеспечивает
полезному грузу нужную конечную скорость. Скорость,
сообщаемая ракете двигателями второй и третьей сту-
пеней, добавляется к скорости, приданной ракете двига-
телем первой ступени. В этом случае вес конструкции
ракеты и ее двигателей по мере подъема полезного гру-
за снижается до минимума, в результате чего относи-
тельная масса ракеты (в данном случае произведение
относительных масс всех ее ступеней) значительно по-
вышается.
Один из путей, по которому пошло развитие ракет
с момента создания Фау-2, состоит в увеличении их раз-
меров. Ракета-носитель «Сатурн» С-1, которая в настоя-
щее время по своим размерам является наибольшей из
всех разрабатываемых на Западе, имеет вес почти 500 т,
тогда как Фау-2 имела вес лишь 13 т. Проектируемая
ракета-носитель «Нова» для запуска пилотируемого кос-
мического корабля с Земли на Луну должна будет иметь
вес около 4500 т.
Однако одно лишь увеличение размеров ракет-носи-
телей было бы недостаточным для осуществления боль-
шинства космических полетов, если бы оно не сопро-
вождалось -серьезным улучшением качества конструкции
ракет В начале второй мировой войны качество кон-
струкции ракет военного назначения составляло всего
лишь 0,30 и меньше, в то время как этот коэффициент
для ракеты Фау-2 составил 0,77. Большие современные
ракеты-носители имеют качество конструкции поряд-
ка 0,94.
Интересно сравнить размеры современной ракеты-
носителя с размерами ракеты, которая имела бы то же
качество конструкции, что и ракета Фау-2. Например,
если предположить, что трехступенчатая ракета-носи-
тель «Сатурн» С-1, предназначающаяся для выведения
полезного груза весом 8610 кг на орбиту высотой 480 км,
имела бы качество конструкции 0,77, то ее масса была
бы в 20 раз больще. Если же потребуется достижение
более высокой скорости, необходимой для вывода на ор-
биту высотой 36800 км полезного груза весом 1360 кг
1 Под этим термином автор подразумевает отношение массы
топлива к стартовой массе ракеты.— Прим. ред.
26
(что может быть выполнено при помощи четырехступен-
чатой ракеты «Сатурн»), тогда масса этой ракеты-носи-
теля при качестве 0,77 была бы почти в 200 раз больше.
Эти примеры наглядно представлены на рис. 6.
В то же время произошло повышение удельного им-
пульса используемых топлив. Удельные импульсы всех
важных комбинаций топлив были известны в течение
120
360
* 180
53
Е 150
* 120
55 90
60
30
о
Качество конструкции
. Сатурн
1360кг на орбиту
высотой 36800км
-Качество,-
кокуФау-2
Удельный
импульс*
какуФау-2
„Сатурн"
Зступени
Качество
и удельный импульс,
как у Фау-2,
невозможны
Рис. 6. Влияние качества конструкции и удельного импуль-
са на размеры ракеты-носителя «Сатурн» С-1 в трех- и че-
тырехступенчатом вариантах
многих лет, но технические проблемы, связанные с их ис-
пользованием, или недостаточные запасы составляющих
этих топлив препятствовали их применению на первых
ракетах. Так, в ракете Фау-2 в качестве горючего ис-
пользовалась смесь метанолД с водой, поскольку приме-
нение чистого метанола или керосина было связано с
необходимостью решения сложных проблем охлажде?
ния двигателя. Эти проблемы были решены в более
поздних двигателях, устанавливаемых, например, в раке-
тах «Тор» и «Атлас», для которых в качестве горючего
применяется керосин.
Тем временем проводились работы по производству
заменителей гидразина и по внедрению несимметрично-
27
го диметилгидразина, ведущих к дальнейшему улучше-
нию характеристик ракетных топлив; в настоящее вре-
мя ведутся работы по использованию в качестве горю-
чего жидкого водорода.
Интересно также представить, какие размеры имели
бы современные ракеты при условии, что их удельный
импульс -остался бы на уровне ракеты Фау-2 (т. е.
215 сек на уровне моря). Опять взяв для примера
ракету-носитель «Сатурн», мы найдем, что для вывода
полезного груза весом 8610 кг на орбиту высотой 480 км
масса трехступенчатого варианта этой ракеты была в
два раза больше, чем в .настоящее время. Для вывода
же полезного груза весом 1360 кг на орбиту высотой
36 800 км при помощи четырехступенчатой ракеты-носи-
теля «Сатурн» ее масса была бы в три раза больше. Та-
ким образом, снижение размеров ракеты за счет улуч-
шения удельного импульса значительно меньше, чем за
счет улучшения весового качества, как это видно из
рис. 6.
Созданию современных РДТТ в большой мере спо-
собствовали работы, выполненные во время второй ми-
ровой войны лабораторией реактивных двигателей Ка-
лифорнийского технологического института с образцами
литых топлив. Начало этих работ относится к 1942 г.,
когда -было получено топливо под условным, наименова-
нием «гальсит-53».
В этом топливе окислителем являлся перхлорат^ ка-
лия, изготовленный в виде белой пудры. Помимо того
что этот химикалий можно получать в достаточном ко-
личестве, ему присущи такие качества, как большое со-
держание кислорода, высокая теплота сгорания, ста*
бильность химических и физических свойств. В качестве
горючего использовался специальный тип асфальта с до-
бавлением к нему небольшого количества нефти на ас-
фальтовой основе.
Смесь приготовлялась путем простого подогрева ас*
фальта и нефти в смесительном котле до температуры
177РС с последующим смешением этих компонентов с
перхлоратом калия. Перед заполнением корпуса двига-
теля готовым топливом он покрывался изнутри слоем го-
рячей смеси из асфальта и нефти. Когда топливо доста-
точно охлаждалось, оно заливалось в корпус двигателя,
который в течение некоторого времени подвергался виб-
28
рации, с тем чтобы обеспечить равномерное распределе-
ние топлива; после этого корпус двигателей ставился на
стеллаж для окончательного отвердения топлива.
В окончательном виде «гальсит-53» представлял со-
бой черный пластик, при обычной температуре напоми-
нающий дорожный гудрон. Он детонировал с большим
трудом, а в большинстве случаев вообще не детониро-
вал. Требовалось большое терпение, чтобы поджечь его
от пламени спички, но после воспламенения он горел ин-
тенсивно белым пламенем, выделяя большое количество
густого белого дыма. Сгорая под давлением 126,6 кг/сл2,
топливо обеспечивало среднюю скорость истечения газа
из сопла 2,4 км]сек при средней скорости горения
8,89 мм/сек.
Новое топливо на асфальтовой основе имело ряд
преимуществ перед ранее применявшимися. Оно было
проще в приготовлении, и его компоненты было легче
получить из имеющихся химических продуктов. Его
можно было хранить при широком Диапазоне темпера-
тур в'течение почти неограниченного времени, не опа-
саясь ухудшения его свойств, в то время как более ран-
ние топлива вмели тенденцию отставать от футеровки,
в результате чего на Них образовывались Крошечные
трёщццы, которые вели к взрыву шашки.
Однако было рекомендовано, чтобы запуск двигате-
лей с этим топливом производился в пределах темпера-
тур 4,4—37,8° С; при более высокой температуре топли-
во становилось вязким и текучим. Поэтому было необ-
ходимо; чтобы на складах двигатели хранились с сопла-
ми, обращенными ввербс.
Первоначальный проект двигателя под топливо «галь-
сит-53» был разработан с учетом технических условий,
определенных ! управлением аэронавтики минйстерства
ВМС США. Двигатель имел длину около 33 'см м. диа-
метр 14 см. На сопловом дне, которое ввинчивалось в ка-
меру сгорания, находились сопло, электрозапал пиро-
патрона и предохранительное устройство в виде медного
диска, рассчитанного на срыв в том случае, если дав-
ление в камере сгорания достигнет 210 кг1смг. Чтобы
снизить опасность от летящих осколков топлива и чрез-
мерного повышения температуры в камере сгорания в
момент выхода двигателя из строя, над диском устанав-
ливался колпак с четырьмя отверстиями в стенках.Чё-
29
рез эти отверстия газ вытекал наружу, и четыре струи
в сумме не создавали тягу.
Большое количество РДТТ, использующих топливо
на асфальтовой основе и предназначавшихся главным
образом для ускорителей взлета самолетов, было в даль-
нейшем выпущено фирмой Аэроджет Дженерал. Ранним
образцом двигателя, в котором использовалось усовер-
шенствованное топливо «гальсит-53», явился стартовый
ускоритель самолетов Аэроджет 12AS-1000D-1, который
развивал тягу около 450 кг в течение 12 сек при давле-
нии в камере сгорания 125 ат. Удельный импульс этого
топлива соответствовал удельному импульсу кордита 4;
однако это топливо не было таким хрупким и его ско-
рость горения лишь слегка увеличивалась при повыше-
нии температуры и давления в камере сгорания. Кроме
того, оно позволило использовать для изготовления ка-
меры сгорания вместо стали- легкий сплав, в результате
чего отношение веса топлива к весу конструкции двига-
теля составило около 60%, которое в то время расце-
нивалось как отличное.
Тем временем в лаборатории реактивных двигателей
продолжались исследования, направленные на разра-
ботку еще более эффективных топлив, в которых асфальт
был заменен полимером полисульфида; эти исследова-
ния в дальнейшем привели к использованию в качестве
связующего для горючего полиуретановых соединений,
которые в настоящее время широко применяются в дви-
гателях ракеты «Поларис» и второй ступени ракеты
«Минитмен».
Большинство работ с полиуретаном — синтетическим
веществом, из которого делается пористая резина,—
было выполнено фирмой Дженерал Файер энд Раббер,
являющейся дочерней фирмой Аэроджет Дженерал.
Полиуретановые соединения впервые были получены в
Германии в тридцатых годах, и в настоящее время уре-
тановые пенопласты находят широкое применение в про-
изводстве различных хозяйственных предметов. В ракет-
ной технике жидкие полимеры катализируются и сме-
шиваются с окислителем, в результате чего образуется
двухкомпонентное (гетерогенное) топливо; типичным
окислителем является перхлорат аммония.
1 Бездымный нитроглицериновый порох.— Прим. ред.
30
Полиуретановое топливо, которое после перемешива-
ния имеет вид густой сметаны, заливается прямо в кор-
пус двигателя, где оно вулканизируется путем выдержки
в течение нескольких дней при слегка повышенной тем-
пературе. Топливо склеивается с корпусом и после вул-
канизации принимает вид жесткой резины.
Связующее вещество топлив, предназначенных для
заливки в камеру, должно оставаться достаточно жид-
ким, чтобы топливо можно было залить в корпус двига-
теля, даже если ономбудет содержать 75—80% твердых
компонентов. Напротив, если связующее вещество будет
обладать очень низкой вязкостью, выпадет осадок, по-
скольку перхлорат аммония имеет более высокую (плот-
ность, чем большинство органических связующих. Чтобы
преодолеть эту трудность, часто окислитель вводится в
два приема, а иногда также используются поверхност-
но-активные вещества.
После заливки топлива в корпус оно формуется пу-
тем полимеризации .или вулканизации при относитель-
но низкой температуре. Особенно важно поддерживать
невысокую температуру при формовании зарядов боль-
ших двигателей, когда любое заметное расширение или
сжатие топлива во время вулканизации совершенно не-
допустимо.
Топливо на полисульфидной основе, о котором упо-
миналось выше, также образует смесь, пригодную для
заливки в формы, при добавлении в него перхлоратных
солей, металлических присадок и катализаторов, сни-
жающих окисление горючего. При нагреве до 83° С ин-
гредиенты. переходят в твердое состояние, образуя топ-
ливо, имеющее свойства резины при низкой температуре
и способное склеиваться с корпусом двигателя.
Другими современными твердыми топливами для
больших ракет, способными склеиваться с корпусом дви-
гателей, являются сополимеры, образующиеся из бута-
диена и ’ полимеризованных органических кислот и ни-
трилов. Например, топливо двигателей первой ступени
ракеты «Минитмен» представляет собой смесь полибу-
тадиена, акриловой кислоты и перхлората аммония со
связующим веществом фирмы Тиокол и присадками на
алюминиевой основе.
Перед заполнением корпус двигателя внутри покры-
вается футеровкой, которая имеет состав, подобный со-
31
ставу топлива, склеивается с корпусом и вулканизирует-
ся, с тем чтобы по наполнении двигателя топливом не
наблюдалось его отслоения от корпуса.
Среди связующих веществ из бутадиенового каучу-
ка наибольший интерес представляет полибутадиеи, •
оканчивающийся карбоксилом, при помощи которого
можно добиться очень высокого коэффициента заполне-
ния и высокой 'плотности топлива. Хорошие механиче-
ские характеристики такого топливного заряда позво-
ляют создавать большие по размерам РДТТ с весьма
легким корпусом. Для топлив из полибутадиена, окан-
чивающегося карбоксилом, а также, полибутадиена и
акриловой кислоты, в которых используются перхлорат
аммония в качестве окислителя и порошкообразные (при-
садки из алюминия в качестве вспомогательного горю-
чего, удалось добиться удельного импульса свыше
250 сек.
Проводятся эксперименты по использованию новых
типов окислителей (например, перхлората нитрония), ко-
торые в сочетании с хорошо изученными горючими свя-
зующими открывают перспективу повышения удельного
импульса топлива свыше 265 сек. Однако прежде чем
эти окислители смогут стать пригодными для практиче-
ского применения, необходимо решить ряд трудных
проблем, связанных с их термической стабильностью,
чувствительностью к воспламенению, способностью всту-
пать в реакцию с другими компонентами топлива и соз-
давать чрезвычайно высокие температуры пламени.
Наиболее высокие удельные импульсы получены от
составных модифицированных двухосновных топлив, в
которых используются главным образом нитроглицерин
и нитроцеллюлоза в смеси с твердыми окисляющими со-
лями и горючими присадками. Однако топлива подоб-
ного состава обладают рядом таких малопривлекатель-
ных свойств, как высокая температура пламени, неболь-
шая механическая прочность и повышенная температура
сгорания, которые перевешивают небольшой выигрыш в
их тяговых характеристиках. Таким образом, в настоя-
щее время при разработке больших ракет-носителей с
РДТТ максимальное внимание уделяется полиуретано-
вым топливам, в которых пластификаторы, необходимые
для придания топливу необходимых литейных качеств
и соответствующей механической прочности, исполfa-
32
зуются в ограниченном количестве. Несколько больших
пробных секций топлива такого типа уже отлито.
Когда в топливо вводятся мелкозернистые металли-
ческие присадки, например из алюминия, бериллия или
бора, которые при сгорании повышают температуру га-
зов в двигателе, возникают специальные проблемы, свя-
занные, к примеру, с эрозией сопла. Тем не менее ис-
пользование присадок является важным методом как
повышения удельного ^импульса, так и предотвращения
неустойчивости горения топлива, хотя они требуют осо-
бого внимания при разработке сопла двигателя. Исполь-
зование в качестве вспомогательного горючего бериллия
вместо алюминия может увеличить удельный импульс
топлива на 15—20 сек\ однако основная причина, по ко-
торой бериллий не находит широкого применения в ра-
кетной технике, в том, что он и большинство его соеди-
нений обладают токсичными свойствами при вдыхании
их в виде мелкой пыли или испарений. Подобные же
трудности представляет использование бора.
Для большинства РДТТ требуется, чтобы они рабо-
тали в условиях постоянного давления. Поэтому было
предложено огромное число различных форм зарядов
твердого топлива, которые позволили бы обеспечить по-
стоянную площадь горения топлива в течение всего вре-
мени работы двигателя.
Наиболее распространенной формой заряда твердого
топлива является шашка с внутренним звездообразным
каналом (рис. 7); однако такая форма заряда имеет тот
недостаток, что часть топлива сгорает при низком дав-
лении или вообще не сгорает. Это может привести не
только к снижению суммарного импульса, но и к повы-
шению мертвого веса ракеты за счет несгоревшего топ-
лива, в результате чего ухудшатся ее общие характе-
ристики.
По этой причине были разработаны заряды, в кото-
рых топливо сгорает полностью. Наиболее простым по
форме является заряд, выполненный в виде стержня и
цилиндра; но так как крепление центрального стержня
представляет сложную задачу, то заряды такой формы
используются редко. Сходным, но лучшим решением
проблемы является трубчатый заряд с продольными
прорезями (рис. 8), в котором уменьшение поверхности
горения в части заряда с прорезями используется для
33
Внутренняя звезда Клеверный лист
Концентрическая Стержень В цилиндре
труба
Рис. 7. Некоторые типовые формы зарядов
твердого топлива
Рис. 8. Заряд с радиальными прорезями
34
компенсации увеличения поверхности горения цилиндри-
ческой части заряда.
Важным качеством двухкомпонентного топлива яв-
ляются его высокие клейкие свойства, необходимые для
того, чтобы заряд был прочно связан с корпусом дви-
гателя (рис. 9). Это позволит ‘сделать корпус в виде
Рис. 9. Схема двигателя, в котором заряд
связан с корпусом:
1 — воспламенитель; 2 — корпус двигателя; 3 — горло-
вина сопла; 4 — сопло; 5 — поперечный разрез заряда
сварной конструкции из тонколистовой стали, что даст
значительный выигрыш в весе всей ракетной системы.
Такой выигрыш, например, получен в jd а кете «Поларис»
А-1, для корпуса двигателей которой использована тон-
колистовая сталь с пределом прочности на разрыв около
21 000 кг!см2. Обе ступени ракеты имеют диаметр
1370 мм и работают на топливе из смеси полиуретана и
перхлората аммония с присадкой из алюминия.
Для того чтобы разработать двигатели для двухсту-
пенчатой ракеты «Поларис» А-1, пришлось провести ты-
сячи стендовых испытаний экспериментальных двигате-
лей с целью 'проверки многих комбинаций обычных и
высококачественных металлов и металлоидов.
Другая большая трудность при применении РДТТ
состоит в выключении (отсечке) двигателя. Чтобы обес-
печить точность поражения цели или вывод 'космическо-
го аппарата (КА) на заданную траекторию, тяга дви-
гателей ракеты должна контролироваться и прекра-
щаться точно в заданный момент в соответствии с
командами бортовой системы управления.
Недостаток РДТТ состоит в том, что они имеют по-
стоянную тягу и их работой трудно управлять после за-
35
пуска. Эта проблема доставила много трудностей кон-
структорам ракеты «Поларис». Она была решена с по-
мощью запатентованного фирмой Аэроджет устройства,
которое 'предусматривало размещение- на передней ча-
сти двигателя второй, ступени взрывных пробок, закры-
вающих отверстия; когда ракета достигала требуемой
скорости полета, пробки вылетали, в результате чего
резко снижалось давление в камере сгорания и тем са-
мым обеспечивалось почти мгновенное прекращение
тяги двигателя.
Двигатели обеих ступеней ракеты «Поларис» имеют
по четыре неподвижных сопла, снабженных газовыми
рулями для управления полетом ракеты. Рули представ-
ляют собой изогнутые дефлекторы, которые могут вво-
диться в газовую струю для .изменения ее направления
и таким образом обеспечивать управление полетом ра-
кеты.
В Соединенных Штатах в связи с созданием ракет
«Поларис» и «Минитмен» положено начало разработке
больших РДТТ, что в конечном счете приведет к появ-
лению исключительно мощных ракет-носителей для за-
пуска космических кораблей (КК).
В начальный период запуска искусственных спутни-
ков Земли американцы использовали РДТТ на верхних
ступенях различных ракет-носителей; однако это было
обусловлено желанием ускорить разработку, а не необ-
ходимостью получения лучших характеристик ракеты-
носителя; оптимальная эффективность ракеты-носителя
достигается при использовании на последней ступени
ЖРД с высокими характеристиками.
С точки зрения получения высоких характеристик
применение РДТТ в первой ступени ракеты-носителя не
вызывает больших возражений, особенно при компонов-
ке их в виде связки. Тогда высокоэнергетичные ЖРД
могут быть использованы на верхних ступенях ракеты-
носителя, характеристики которой за счет этого значи-
тельно улучшатся.
Стоимость производства ракет-носителей с РДТТ
ниже стоимости производства ракет-носителей с ЖРД,
несмотря на их более высокий вес и обычно более низ-
кий удельный импульс; это заставило национальный ко-
митет по аэронавтике и исследованию космического
36
пространства (NASA) в 1960 г. заключить с двумя фир-
мами, специализирующимися на производстве ракетных
двигателей, контракты на изучение возможности произ-
водства больших РДТТ и материально-технического
обеспечения в этом случае. Были проанализирова-
ны двигатели очень больших размеров, имеющие тягу
в два — три раза больше веса ракеты и предназначен-
ные для ракет-носителей весом от 450 до 3150 т.
При использовании ракет-носителей таких размеров
(как с РДТТ, так и с ЖРД) возникает серьезная проб-
лема в связи с- их обслуживанием и транспортировкой.
Как уже отмечалось выше, один из методов преодоле-
ния этих трудностей состоит в использовании связок
РДТТ. При этом, однако, возникает проблема создания
легкой конструкции для объединения отдельных РДТТ
в одну двигательную установку и крепления их к ра-
кете. Если эта проблема будет решена, двигатели смо-
гут транспортироваться раздельно и монтироваться в
связку на стартовом столе.
Другой метод заключается в выполнении двигателей
в виде отдельных секций, которые могут быть соедине-
ны друг с другом на стартовой площадке. Впервые фир-
ма Юнайтед Текнолоджи провела испытания двигателя
такого типа, выполненного в натуральную величину, в
августе 1961 г. При этом был использован метод блоч-
ной конструкции, который устранил трудности в транс-
портировке секций двигателя и, кроме того, позволил
провести массу необходимых проверочных испытаний
топлив, сопел и внутренней теплоизоляции двигателей на
сравнительно небольших секциях. Такой метод обеспе-
чит большую экономию средств, затрачиваемых на раз-
работку мощных ракет-носителей.
Третий метод производства больших РДТТ может за-
ключаться в заливке топлива в корпус двигателя непо-
средственно на стартовой площадке, однако это пред-
ставляет сложную операцию, которую не так-то легко
выполнить.
Стремление к повышению удельного импульса мощ-
ных двигательных систем неизбежно ведет к использо-
ванию ЯРД. Характеристики двигателей на обычном хи-
мическом топливе значительно отличаются от макси-
мальных расчетных (для обычно используемых в них
топлив Лр=400 сек).
37
В ЯРД рабочее тело низкого молекулярного веса,
например водород, гелий или аммиак, нагревается при
прохождении через реактор, в котором поддерживается
высокая температура, и выбрасывается из сверхзвуко-
образом. Потенциально высокий
вого сопла обычным
удельный импульс (600—
1500 сек), который можно по-
лучить в ЯРД, снизит количе-
ство топлива, необходимого для
выполнения определенной за-
дачи, но низкая плотность ра-
бочего тела потребует больших
топливных баков. Схемы типо-
вых ЯРД фирмы Тиокол Ке-
микл показаны на рис. ЮиП.
В Соединенных Штатах
программа разработки ЯРД
по проекту «Ровер» осуществ-
ляется совместно комиссией по
атомной энергии (АЕС) и
NASA.*По этой программе вы-
полнен ряд экспериментальных
Рис. 10. Схема ракеты с ЯРД:
/ — сопло; 2 — зона смешения газа; 3 ~
поверхности управления реактором; 4 — на-
гнетательная камера; 5 — газы, выходящие
из турбины; 6 — турбина; 7 — топливный
бак; 8 — изолированный электропровод; 9 —
полезный груз; 10 — бак со сжатым гелием;
11 — регулятор давления; 12 — насос пода-
чи рабочего тела; 13 — газ, приводящий в
движение турбину; 14 — рефлектор из бе-
риллия или окиси бериллия; 15— урано-
вый реактор с графитовым замедлителем;
16 — регенеративное охлаждение реактора
исследований на стендовых реакторах, которые проводи-
лись на испытательном полигоне в штате Невада. По-
следний из реакторов этого типа, KIWIA-3, прошел ус-
пешные испытания 19 октября 1960 г. под наблюдением
его создателей из Лос-Аламосской научной лаборатории.
В качестве рабочего тела в этом реакторе использовался
газообразный водород под высоким давлением.
В феврале 1961 г. АЕС и NASA объявили конкурс
на проведение научно-исследовательских работ по соз-
38
Данию ЯРД, использующего в качестве рабочего тела
жидкий водород, с целью найти фирму, способную вы-
полнить всю программу данных исследований. Однако
вначале предусматривалось заключение контракта толь-
Рис. 11. Схема типовой активной зоны ракетного реактора с
плоскими топливными элементами:
1 — поперечные связи; 2 — топливные элементы; 3 — экран между реф-
лектором и активной зоной; 4—замки крепления блоков рефлектора;
5 — поддерживающие кронштейны; 6 — керамическая несущая балка;
7 — поверхность управления; 8 — вал привода системы управления;
9 — охлаждающий газ; 10 — корпус ракеты; И — каналы охлаждения
ко на проведение первого этапа последований, который
включал бы помощь фирмы Лос-Аламосской научной
лаборатории в проведении ею дальнейших работ, свя-
занных с программой испытания реактора KIWI-B.
Создание более перспективного типа ЯРД зависит
от успехов в области управления термоядерными реак-
циями, связанными с синтезом легких ядер и превра-
39
щением их в тяжелые ядра (подобный процесс проис-
ходит на Солнце: водород превращается в гелий). •>.
Если бы можно было добиться осуществления такой
реакции в ракетных двигательных системах, то их
удельный импульс измерялся бы миллионами секунд.
Однако при этом возникла бы сложная проблема: что
делать с чрезвычайно горячими газами, которые получа-
лись бы при такой реакции? Например, для детонации
дейтерия потребовалась бы температура в сотни милли-
онов градусов, и нет материала, который мог бы еевы-
держать. Однако в будущем, возможно, удастся прео-
долеть эту трудность путем создания незримой камеры
сгорания из соответствующим образом расположенных
магнитных полей.
В последние годы было выдвинуто так много новых
проектов ЭРД, что становится необходимым понять раз-
личие между ними. Имеются три типа ЭРД, пригодных
для использования в условиях космического простран-
ства; все они обладают низкой тягой и могут приме-
няться только на последних ступенях ракет-носителей,
выведенных на заданную орбиту при помощи мощных
нижних ступеней, работающих на химическом топливе.
В химических двигателях источником энергии яв-
ляются продукты, образующиеся в камере сгорания.
В ЭРД энергия, необходимая для полета ракеты, полу-
чается от преобразователей солнечной или ядерной
энергии.
Наиболее простым типом ЭРД является электроду-
говой двигатель. В этом двигателе тяга создается за
счет газообразного рабочего тела, нагреваемого при про-
хождении через электрическую дугу. Нагретый газ вы-
брасывается со сверхзвуковой скоростью через реактив-
ное сопло обычного типа.
Электродуговой двигатель обычно обеспечивает
удельный импульс в пределах 1000—1500 сек по сравне-
нию с 250—300 сек, достигаемыми в двигателях на хи-
мических топливах. Один из ранних проектов КА фирмы
Авко, использующего такой двигатель, представлен на
рис. 12.
Другим видом ЭРД низкой тяги является ионный
двигатель, принцип действия которого основан на уско-
рении положительно заряженных частиц (ионов), выбра-
сываемых назад с помощью электростатического поля.
40
Ионы 'представляют собой атомы, лишенные одного или
более электронов; поскольку атом является нейтраль-
ным, удаление из него электрона делает его положитель-
но заряженным. В ЭРД такого типа ионы образуются
при прохождении рабочего тела (например, пара це-
Рис. 12. Один из ранних проектов КА фирмы Авко с элек-
тродуговым двигателем:
/ — полезный груз; 2 — электро дуговой двигатель; 3 — радиатор си-
стемы охлаждения ЭРД; 4 — конденсатор парортутной турбины;
5 — ядерный реактор; 6' — бак с жидким водородом; 7 — антенна
зия) через ионизирующее устройство, после чего части-
цы достигают высоких скоростей при помощи электри-
ческих полей.
Схема 'ионного двигателя представлена на рис. 13.
Из топливного бака рабочая жидкость перекачивается
в испаритель, где она нагревается при помощи электри-
ческих нагревательных элементов. Затем пары попадают
на распределительный щит, при помощи которого они
равномерно распределяются на ионизационные решет-
ки. Поскольку эти решетки должны действовать при
высокой температуре, они также снабжены электрона-
гревателями. Перспективным материалом, из которого
может быть выполнена эта главная деталь ионного дви-
гателя, является вольфрам, поскольку он не только вы-
держивает высокие температуры, но и обладает высокой
способностью отбирать электроны от атомов других
41
элементов. Важная особенность данной системы заклю-
чается в том, что решетка должна обладать высокой
отбирающей способностью, а рабочее тело — низкой.
В этом отношении для рабочего тела лучше всего под-
ходит металлический цезий.
Рис. 13. Схема ионного ЭРД:
1— ионизационная решетка; 2 — электрические спиральные нагрева-
тельные элементы; 3 —. рабочее тело; 4 — распределительный щит и
корпус под напряжением 40 кв; 5 — путь электронов; 6 — электрогене-
ратор; 7 — электронная пушка
Каждый раз, когда атом цезия соприкасается с на-
гретым элементом вольфрамовой решетки, из него выде-
ляется электрон, который абсорбируется одним из ато-
мов вольфрама. С потерей электрона атом цезия стано-
вится положительно заряженной частичкой — ионом.
Таким образом, от решетки возникает непрерывный
поток ионов цезия. Для того чтобы привести систему в
действие, ионизационную решетку и корпус двигателя
присоединяют к положительному выводу электрогенера-
тора, который в данном примере вырабатывает ток на-
пряжением 40 кв. В результате высокого напряжения
этих металлических деталей и того, что ионы цезия так-
же имеют положительный заряд, эти ионы выбрасы-
ваются из ионизационной решетки при помощи электро-
статического поля. Двигаясь дальше, положительно
заряженные ионы входят в область низкого напряже-
ния, в которой получают еще большее ускорение; имен-
42
но этот высокоскоростной поток ионов и создает тягу
двигателя.
Отрицательно заряженные электроны, абсорбирован-
ные 'ионизационной решеткой, отводятся по внешней це-
пи, в которую, как видно из рис. 13, включен электро-
генератор. Он необходим для того, чтобы заставить
электроны двигаться из области высокого напряжения в
хвостовую часть двигателя, где существует низкое на-
пряжение.
Теперь эти электроны должны быть выброшены из
двигателя вместе с положительными ионами. В против-
ном случае КА оказался бы 'отрицательно заряженным
и за ним следовало бы облако положительно заряжен-
ных ионов, которые, взаимодействуя с блокированными
в КА отрицательно заряженными электронами, образо-
вали бы электростатическую силу притяжения и, таким
образом, фактически оказали бы тормозящее действие
на полет аппарата.
Для предотвращения этого в двигателе смонтирова-
на электронная пушка для выбрасывания электронов в
виде пучка; в пушке используются электростатические
силы так же, как и при ускорении ионов. Задача заклю-
чается в обеспечении перемешивания электронов иноков
таким образом, «чтобы они в конечном счете взаимно
нейтрализовали друг друга.
Работы с несколькими вариантами эксперименталь-
ных ионных двигателей выполняются в Льюисском ис-
следовательском центре NASA, где для испытания ион-
ных и плазменных двигателей используются вакуумные
камеры, позволяющие создавать разрежение ниже
10~8 мм рт. ст. К I960 г. два экспериментальных ион-
ных двигателя проработали в общей сложности 100 час.
Было установлено, что при удельном импульсе порядка
20 000 сек, к. гкд. двигателя составляет 58%.
Наиболее трудной проблемой была эффективная ней-
трализация потока положительных ионов в хвостовой
части двигателя. Другие проблемы относились к созда-
нию компактного двигателя, способного давать потока
ионов, движущихся с достаточно высокой скоростью, с
почти 100% к. п.д. преобразования израсходованной
электроэнергии в кинетическую энергию потока частиц.
Трудности оценки степени нейтрализации потока ча-
стиц стали очевидными после того, как оказалось, что
43
даже при частичной нейтрализации этих частиц в ваку-
умных камерах электроны, (прошедшие сквозь стенки
камер извне, участвуют в их нейтрализации.
В плазменном или магнитогидродинамическом
(МГД) ракетном двигателе сильно ионизированный газ
(плазма) ускоряется при помощи электродинамических
магнитных полей. В некоторых проектах таких двига-
телей плазма ускоряется непрерывно, в других — преры-
вистым или пульсирующим способом. МГД ракетные
двигатели будут работать при удельном импульсе, пре-
вышающем 1500 сек.
Плазменный ЭРД отличается от ионного тем, что в
нем нет необходимости отделять ионы от электронов и
выбрасывать их в виде двух раздельных пучков. Для
создания плазмы газ нагревается до такой степени, что
компоненты его молекул диссоциируют на положитель-
ные ионы и отрицательные электроны. Однако плазма
всегда остается электрически устойчивой, поскольку в
продуктах истечения присутствует одинаковое число по-
ложительно и отрицательно заряженных частиц; эти
частицы не подвержены также рекомбинации в моле-
кулы из-за высокой температуры газа.
Имеется несколько методов создания плазменного
ЭРД необходимой мощности. Схема работы одной из
лабораторных моделей подобного двигателя показана на
рис. 14. В основном двигатель представляет собой длин-
ную стеклянную трубу, на которую надето несколько
медных катушек. Рабочее тело в виде газа входит в за-
крытую часть трубы, и в этот же момент на индукцион-
ные катушки подается ток высокой частоты. Этот ток.
создает внутри трубы местное переменное магнитное
поле, которое возбуждает интенсивные пульсации ионов
и электронов в газе. Молекулы вновь входящего рабо-
чего тела сталкиваются с возбужденными* частицами га-
за и производят его дальнейшую ионизацию, в резуль-
тате чего газ, поступающий в трубу, становится плазмой.
Чтобы ускорить движение этой горячей плазмы, ко-
торая начала уже расширяться и двигаться вдоль тру-
бы, на первую катушку ускорителя в момент достиже-
ния ее плазмой подается импульс тока. Создавшееся
при этом в трубе местное магнитное поле сжимает плаз-
му и быстро проталкивает ее по направлению к выходу
из трубы.
44
Для более эффективного использования подобных
систем на КК последние необходимо обеспечить мощ-
ными, источниками электроэнергии., В настоящее время
наиболее высокой удельной мощности можно достичь
различными комбинациями ядерного реактора, турбо-
генератора и радиатора.
3
Рис. 14. Схема работы плазменного ЭРД:
1 — рабочее тело; 2 — индукционные катушки; 3 — электрический ток;
4 — плазма; 5 - магнитное поле; 6 — плазменная струя; 7 — катушки
ускорителя плазмы
Со временем, вероятно, окажется возможным созда-
ние термюионных преобразователей, которые обещают
получение высокой удельной мощности; однако эта
проблема еще далека от практического разрешения.
Каковы же перспективы использования двигатель-
ных систем низкой тяги?
Электродуговой ЭРД, который прошел успешные
испытания в лабораторных условиях при скоростях ис-
течения газа 11—12 км!сек (с водородом в качестве ра-
бочего тела), кажется практически наиболее приемле-
мым для систем управления ИСЗ, перевода КА с орби-
ты на орбиту и доставки грузовых ракет на Луну. Ис-
пользуя в качестве рабочего тела Li, СН4 и Н2О, в ЭРД
подобного типа в конце концов можно будет получить
скорость истечения газа из сопла порядка 20—25 км)сек.
Трудности решения проблемы использования этих ЭРД
связаны главным образом с эрозией электродов.
В ионных двигателях лабораторного типа, исполь-
зующих в качестве рабочего тела пары цезия, были уже
достигнуты скорости истечения газа 40—60 км!сек. Со-
45
гласно заявлению д-ра Е. Стулингера р конечном счете
возможна разработка подобных систем с к. п. д. поряд-
ка 85%. Несмотря на то что при разработке ионного
ЭРД не возникало больших трудностей в создании ис-
точника ионов и организации их потока, однако после
выхода потока из двигателя надо добиться нейтрализа-
ции ионов. Решить эту проблему можно только после
испытаний в космическом пространстве прототипов ЭРД,
управляемых с наземных станций, с целью определения
работы двигателя в условиях глубокого вакуума.
Для плазменных ЭРД было 'предложено несколько
методов ускорения горячей плазмы до скоростей 10—
200 км/сек*, при этом был уже достигнут общий к. п. д.
порядка 40%. И здесь источником трудностей являются
эрозия и необходимость использования в двигателе де-
талей большого веса.
Когда все трудности в .разработке ЭРД будут ус-
пешно преодолены^ и будут созданы легкие двигатели
с высоким к. п. д., ЭРД найдут самое широкое приме-
нение. Например, вместо воздушнореактивных верьер-
ных двигателей (/sp=100 сек) стало бы возможным
применение электро дуговых двигателей (/sp=1000—
—2000 сек), что привело бы к существенной экономии
топлива.
Первые из разрабатываемых NASA ионные ЭРД бу-
дут, вероятно, развивать тягу около 45 г; электроснаб-
жение этих двигателей может быть обеспечено за счет
ядерного реактора SNAP-8 мощностью 30 кет (ступень с
ЭРД выводится на заданную орбиту при помощи ракет-
носителей «Центавр» или «Сатурн» С-1).
При помощи ионных ЭРД могли бы решаться сле-
дующие задачи: вывод искусственных спутников на ор-
биту вокруг Венеры, Марса и Юпитера; запуск КА в
сторону Меркурия, который должен пройти вблизи пла-
неты и возвратиться на Землю; запуск КА за пределы
плоскости эклиптики. NASA изучает также ионные ЭРД
более высокой мощности (дю 1 Мет), которые явились
бы основой разработки будущих электроракетных дви-
гательных систем.
Огромное преимущество ионных ЭРД заключается в
том, что, несмотря на низкую удельную тягу, малое по-
требление топлива и высокий удельный импульс, их
можно использовать для транспортировки тяжелых гру-
46
зов на значительные расстояния. Таким образом, при
наличии достаточного времени транспортная ракета,
обеспеченная ионным ЭРД, имела бы возможность стар-
товать с низкой орбиты вокруг Земли и, двигаясь по спи-
рали, постепенно увеличивать скорость, пока не достиг-
нет второй космической. После этого ракета могла бы
быть выведена на орбиту вокруг Луны с целью созда-
ния запасов необходимого имущества и топлива для бу-
дущих людских экспедиций или же для доставки снаб-
жения на близлежащие планеты. Можно предположить,
что в будущем ракеты с двигателями низкой тяги бу-
дут использоваться в качестве космических грузовых
машин.
ГЛАВА ВТОРАЯ
СПУТНИКИ ДЛЯ НАУЧНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ
24 февраля 1949 г. в деле создания высотных ракет
в США произошло знаменательное событие: был произ-
веден успешный запуск двухступенчатой ракеты «Бам-
пер» на рекордную высоту — 390 км. Целью этого меро-
приятия, проводившегося совместно лабораторией реак-
тивных двигателей, фирмой. Дженерал Электрик и фир-
мой Дуглас Эркрафт, был запуск ракеты «Вак Корпо-
рал» с помощью одной из реконструированных ракет
Фау-2, вывезенных из Германии по окончании второй,
мировой войны.
В период с мая 1948 г. по июль 195’0 г. было запуще-
но восемь таких двухступенчатых ракет, причем шесть
из них стартовали с испытательного полигона Уайт
Сэндз (штат Нью-Мексико) и две—с мыса Канаверал
(штат Флорида). Ракета № 5, отделившись от ракеты
Фау-2 на высоте 32 км и двигаясь почти вертикально,
достигла максимальной скорости 8240 км/час и подняла
полезный груз на высоту, которой до тех пор не Достигал
ни один объект, созданный руками человека. Ракета № 7,
запущенная с мыса Канаверал на пологую баллистиче-
скую траекторию, развила в атмосфере Земли скорость,
которая являлась для того времени наивысшей.
Несмотря на то что большинство других запусков
были неудачными, эти два успешных запуска оказались
весьма важными по своим результатам. Они продемонст-
рировали стабильность большой двухступенчатой ракеты
и удовлетворительную работу механизма, обеспечиваю-
щего отделение одной ступени от другой. Для стабили-
зации последней ступени ракеты тангенциально к ее
продольной оси были установлены два небольших РДТТ,
с тем, чтобы после отделения обеспечить вращательное
48
движение ракеты для сохранения устойчивости полета в
условиях разреженного пространства. Был решен ряд но-
вых проблем в области проектирования ракеты, техно-
логии ее изготовления, обслуживания, запуска и управ-
ления в полете, а также трудная проблема запуска ЖРД
на больших высотах, с которой пришлось столкнуться при
запуске второй ступени ракеты № 5. Был достигнут не-
который успех в решении проблемы защиты ракеты от
аэродинамического нагрева при полете на высоких сверх-
звуковых скоростях.
Наконец в области связи, являющейся необходимым
условием выполнения полетов в космическом пространст-
ве, впервые была осуществлена двухсторонняя связь с
ракетой, находящейся на высоте почти 400 км над
Землей.
Таким образом, в ходе экспериментов с ракетами
«Бампер» были найдены те отправные данные, которые
необходимы для разработки ракет, способных выводить
небольшие полезные грузы на орбиту вокруг Земли.
Даже в 1949 г. значение полетов в космическом про-
странстве смутно представляли себе такие организации,
как корпорация Рэнд и лаборатория реактивных двига-
телей, которые изучали данный вопрос по заданиям ВВС
и ВМС США. Действительно, в декабре 1948 г. министр
обороны США, выступая в конгрессе, сообщил о суще-
ствовании «программы искусственных спутников Земли»,
над которой ведутся работы уже в течение двух лет.
Хотя работа в этом направлении была еще в начальной
стадии, ею занимались армия, ВВС и ВМС совершенно
независимо друг от друга под наблюдением комитета по
управляемым снарядам. Одним из результатов этих ран-
них работ было обширное теоретическое исследование
характера и протяженности земной атмосферы, знание
которых необходимо для определения оптимальных орбит
спутников вблизи Земли. Это исследование впоследствии
было опубликовано под названием «Анализ температу-
ры, давления и плотности атмосферы на больших высо-
тах».
Хотя известно, что некоторые американские фирмы,
включая Аэроджет, Дуглас и Норт Америкэн Авиэйшн,
были связаны с этими ранними работами над ИСЗ; ре-
зультаты этих работ были опубликованы не полностью.
Неофициально сообщалось, чго на первых порахспутни-
49
ками интересовались больше с военной точки зрения, чем
с научной, и что первоначальной целью было создание
разведывательного ИСЗ. Однако исходя из уровня раз-
вития ракетной техники того периода, было ясно, что
для выведения такого аппарата на орбиту потребуются
многоступенчатые ракеты со стартовым весом по край-
ней мере 200 т, что в то время считалось совершенно не-
осуществимым.
Тем временем работы над такими высотными иссле-
довательскими ракетами, как «Аэроби»,, «Викйнг», и
комбинацией Фау-2— «Вак Корпорал» начали прибли-
жать день запуска небольших ИСЗ на орбиту. 7 августа
1951 г. ракета «Викинг-7» достигла высоты 218 км и пре-
высила на 32 км потолок ракеты Фау-2, который в то
время считался отличным показателем для одноступен-
чатой ракеты. Несколько меньшая по размерам ракета
«Аэроби» с мощным стартовым ускорителем на твердом
топливе регулярно поднималась на высоту 110—130 км.
Вместе с Фау-2 и «Вак Корпорал» эти ракеты проло-
жили путь к исследованию верхних слоев атмосферы и
в то же время дали ценный опыт в разработке конструк-
ции и использовании ракетных двигателей большой мощ-
ности еще до начала работ по созданию первых ракет-
носителей ИСЗ.
Хотя для высотных исследований в США были раз-
работаны ракетные двигатели, развившие тягу до 9 г,
все же до 1950 г. не предпринималось каких-либо значи-
тельных усилий для разработки двигателя, который по
величине тяги превосходил бы двигатель немецкой раке-
ты Фау-2 с его номинальной тягой 25,4 т. Работы по по-
вышению к. п. д. ракетных двигателей стали давать ре-
зультаты. Одновременно начали давать отдачу и другие
методы улучшения технических характеристик ракет.
Наиболее важное значение имело стремление снизить
вес конструкции ракеты, или, иначе говоря, увеличить
долю топлива в ее стартовом весе. Когда в 1938—1942 гг.
разрабатывалась ракета Фау-2, для горючего и окисли-
теля использовались отдельные цилиндрические баки из
алюминиевого сплава. Они помещались в корпусе ра-
кеты, сделанном из листовой стали и жесткость которого
повышалась за счет применения кольцевых шпангоутов
и стрингеров. Такая ракета во многом напоминала цель-
нометаллические самолеты того времени, в связи с чем
50
конструкция ракеты Фау-2 была довольно неэкономич-
ной. На долю топлива у нее приходилось лишь 67% стар-
тового веса. Широко применяя алюминиевые сплавы в
высотных ракетах «Викинг», удалось увеличить ко-
личество топлива до 80%. В наши дни эта цифра еще
более возросла, что явилось результатом использования
в ракетостроении новых методов производства. Вероят-
но, первой фирмой, добившейся значительного снижения
веса ракетной системы, была фирма Конвэр, которая в
1948 г. создала одноступенчатую опытную ракету
МХ-774.
После проектных исследований, проведенных корпо-
рацией Рэнд в 1946—1948 гг., интерес к ИСЗ упал, но
вновь возродился, когда было принято решение о прове-
дении в период 1957—1958 гг. Международного геофизи-
ческого года (МГГ). В октябре 1954 г. собравшийся в
Риме специальный комитет по проведению МГГ принял
решение, что «необходимо продумать вопрос о запуске
небольших спутников, оснащении их научной аппарату-
рой, а также о новых проблемах, связанных с экспери-
ментами со спутниками, таких, как источники питания,
телеметрическое оборудование и системы ориентации
этих аппаратов».
Когда интерес к спутникам был таким образом возоб-
новлен, вполне естественно, что задача по претворению в
жизнь этих предложений легла на плечи США и СССР,
ибо никакая другая страна не имела опыта в решении
таких задач. В Соединенных /Штатах национальный ко-
митет по проведению МГГ получил правительственные
ассигнования в размере 10 млн. долларов для организа-
ции научных исследований и опытных разработок ИСЗ,
имея в этом деле полную поддержку всех трех видов
вооруженных сил.
Многие фирмы занялись изучением проектов ИСЗ и
внесли свои предложения. Сжатость сроков, отведенных
на разработку (три года, с тем чтобы спутник мог быть
запущен в течение МГГ), а также вполне очевидная
необходимость вести работы в рамках умеренных ассиг-
нований— все это привело .к тому, что большинство про-
ектов основывалось на уже существующей ракетной тех-
нике. Фирма Аэроджет Дженерал разработала проект
спутника, для запуска которого должна использоваться
трехступенчатая ракета-носитель, состоящая из ракеты
51
«Бомарк» класса «земля — воздух» в качестве первой
ступени, ракеты «Аэроби-хи» в качестве второй и ра-
кеты с РДТТ в качестве последней ступени. Группа
немецких специалистов во главе с д-ром В. Брауном, ра-
ботавшая в управлении баллистических ракет армии
США, предложила трехступенчатую ракету «Орбитэр»;
она должна была быть создана на базе баллистической
ракеты армии США «Редстоун» и связке исследователь-
ских ракет «Локи». Фирма Мартин выдвинула свой про-
ект трехступенчатой ракеты, в основу которого был по-
ложен опыт, полученный фирмой в работе над ракетами
«Викинг».
Было принято предложение фирмы Мартин, и проект
первого американского научного ИСЗ — «Авангард» —
стал претворяться в жизнь под контролем ВМС США.
Однако получилось так, что первым спутником, выве-
денным на орбиту, был вовсе не американский ИСЗ
«Авангард».
4 октября 1957 г. русские удивили весь мир, запустив
свой первый ИСЗ весом 84 кг, а через месяц вывели на
орбиту второй, еще более тяжелый ИСЗ с собакой на
борту.
После двухдневной отсрочки, вызванной сначала по-
годой, а затем техническими трудностями, 6 декабря
1957 г. со стартовой площадки на мысе Канаверал была
предпринята попытка запустить трехступенчатую ракету
«Авангард», в носовой части которой находился опыт-
ный ИСЗ весом 1,47 кг и диаметром 16 см. Ракета мед-
ленно поднялась на несколько метров над Землей, затем
так же медленно упала на стартовый стол и, опрокинув-
шись, развалилась на части, потонув в море огня.
Тем временем Соединенные Штаты, подгоняемые со-
ветскими успехами, разрешили д-ру Брауну осуществить
его планы разработки ракеты-носителя, основанной на
ракете «Редстоун» *.
Ракета «Редстоун», разработанная группой ученых
армии США в Хантсвилле и прошедшая летные испы-
тания в мае 1953 г., была построена на заводе фирмы
Крайслер в Детройте. В качестве оружия тактического
1 С помощью этой ракеты-носителя в 1961 г. были запущены по
баллистической траектории капсулы «Меркурий», на борту которых
находились Шепард и Грисссн.— Прим, автора.
52
назнйчёййя она была Передана в войска в 1957 г., посту-
пив на вооружение 40-й ракетной группы полевой артил-
лерии.
Кроме того, ракета «Редстоун» уже была приспособ-
лена группой д-ра Брауна в качестве первой ступени, но-
вой мощной многоступенчатой ракеты-носителя. -Под на-
званием «Юпитер»-С эта трехступенчатая ракета-носи-
тель была использована для (испытания носовых конусов
баллистических ракет; она состояла из модифицирован-
ной ракеты «Редстоун» и двух ступеней, содержащих
связки ракет «Бэби Сержант» с РДТТ (вторая ступень
имела 11 ракет, третья ступень — 3 ракеты).
Уже в сентябре 1956 г. ракета-носитель «Юпитер»-С
была запущена на высоту 960 км и преодолела расстоя-
ние 5280 км\ вследствие этого д-р Браун в течение дол-
гого времени утверждал, что если бы он получил соот-
ветствующее разрешение, то его группа могла бы с по-
мощью этой многоступенчатой ракеты запустить неболь-
шой искусственный спутник Земли раньше ИСЗ «Аван-
гард». Но только 8 ноября, т. е. тогда, когда на орбите
уже находились два русских ИСЗ, д-р Браун смог, нако-
нец, воспользоваться этой ракетой и, снабдив ее допол-
нительной четвертой ступенью, произвести запуск ИСЗ.
Таким образом, 31 января 1958 г. США смогли сообт
щить, что ими на орбиту выведен ИСЗ «Эксплорер-1». Во
время полета этого ИСЗ было сделано одно из важных
открытий нашего времени — обнаружено существование
вокруг Земли ’ высокоинтенсивного пояса радиации. Эл-
липтическая орбита этого спутника (перигей —347 км
и апогей— 1820 км} была выбрана весьма удачно.
Это позволяет предполагать, что спутник останется на
своей орбите от семи до десяти лет, хотя его радиопере-
датчик, естественно, давно уже прекратил свою работу.
Запуск следующего американского ИСЗ был осущест-
влен с помощью ракеты-носителя «Авангард». Эта раке-
та, стартовавшая 17 марта/1958 г., вывела испытатель-
ный ИСЗ сферической формы весом 1,37 кг на эллипти-
ческую орбиту с перигеем 649 км и апогеем 3296 км.
Предполагают, что этот ИСЗ, двигающийся почти за
пределами атмосферы, будет существовать на орбите в
течение нескольких столетий. По некоторым подсчетам,
время пребывания этого ИСЗ на орбите достигнет
1000 лет. В момент, когда пишется эта книга, радиопе-
53
редатчик-маяк этого ИСЗ, питаемый от солнечных бата-
рей, все еще передает свои сигналы, которые уже давно
сыграли свою роль. Больше того, в настоящее время эти
сигналы стали помехой, но выключить передатчик нет
возможности.
Спустя лишь девять дней на орбиту был выведен ИСЗ
«Эксплорер-Ш» (перигей—193 юи, апогей — 2893 км),
который должен был сообщить новые сведения о поясах
радиации и их распределении в пространстве. Этот ИСЗ
вошел в плотные слои атмосферы через 93 дня после
запуска. А 15 мая 1958 г. на орбите появилась «летаю-
щая лаборатория» — советский ИСЗ «Спутник-1 II», ко-
торый еще больше пополнил наши знания в отношении
околоземного пространства.
Данные, полученные при помощи первых ИСЗ, рас-
ширили наши знания в таких областях, как геодезия
(наука о форме Земли), плотность, температура /и давле-
ние атмосферы, радиация в космическом пространстве,
магнитные поля и микрометеоры. Большая предвари-
тельная работа была проведена в области использования
ИСЗ в интересах метеорологии и связи и в области “'со-
провождения ИСЗ, что имеет большое значение для
практического использования космической техники. Ка-
кие же в основном были достигнуты результаты?
Через несколько месяцев после запуска советского
ИСЗ «Спутник-1» было установлено, что воздух на вы-
соте около 240 км имеет гораздо большую плотность,
чем это предполагалось раньше. Другие ИСЗ подтверди-
ли, что плотность воздуха в районе этой высоты в дей-
ствительности подвержена значительным изменениям по
сравнению со стабильной плотностью, отмечаемой, на-
пример, на высоте около 100 км. Вслед за этим было
доказано, что изменение условий на Солнце оказывает
большое влияние на состояние верхних слоев атмосферы.
Полет советского ИСЗ «Спутник-1 II» является ярким
примером этого, поскольку он под влиянием изменений
условий на Солнце просуществовал значительно дольше,
чем ожидалось. Этот ИСЗ, прежде чем сгореть в плот-
ных слоях атмосферы, совершил более 10 000 витков во-
круг Земли вместо ожидавшихся 8000—9000 витков. Вре-
менами спуск ИСЗ «Спутник-Ш» приостанавливался под
влиянием аэродинамического сопротивления, и в его
траектории появлялись странные «горбы». Минимальные
54
и максимальные значения плотности атмосферы, которые
оказывали влияние на движение ИСЗ, повторялись при-
мерно через каждые 27 суток. Это соответствует периоду
вращения Солнца, что выдвинуло на первый план вопрос
о больших солнечных вспышках. Когда корпускулярные
§
90	150 . 210	270	330	390
Число дней после 1 января 1958 г.
Рис. 15. График, иллюстрирующий влияние сол-
нечных вспышек на орбиты ИСЗ «Спутник-Ш» и
«Авангард-1»
потоки от Солнца достигают земной атмосферы, плот-
ность последней значительно изменяется, а это в свою
очередь оказывает воздействие на орбиту ИСЗ (рис. 15).
Увеличение аэродинамического сопротивления ИСЗ
«Спутник-Ш» происходило неодновременно с солнечной
вспышкой; оно наступало примерно один день спустя,
приблизительно в то время, когда начинались магнитные
бури.
Можно было бы также указать, что на Солнце регу-
лярно отмечаются одиннадцатилетние циклы активности
солнечных пятен и что к 1966—>1967 гг. возмущения на
55
его поверхности будут минимальными. Этот период спо-
койного Солнца будет наиболее благоприятным для по-
летов человека в космическом пространстве, и это являет-
ся одной из причин того, почему в настоящее время
стремятся доставить человека на Луну до конца нынеш-
него десятилетия. Как мы увидим ниже, возмущения на
Солнце могут быть также опасными для жизни в косми-
ческом пространстве.
Помимо ценной информации о верхних слоях атмос-
феры, полученной при помощи ИСЗ, были также изу-
чены электрические поля в этих районах путем измере-
ния радиосигналов, посылаемых ИСЗ.
Результаты экспериментов по слежению за спутника-
ми с поверхности Земли были неожиданными, а науч-
но-исследовательская аппаратура, помещенная в косми-
ческих объектах, показала, что Земля окружена поясами
радиации, простирающимися на расстояние до 160 000 юи.
Хотя данные об увеличении концентрации радиации
были получены с помощью счетчиков, установленных на
борту советского ИСЗ «Спутник-II», все же в большей
части это открытие принадлежало ИСЗ «Эксплорер-1»,
оснащенному приборами, разработанными д-ром Дж. Ван-
Алленом.
Счетчики Гейгера, находившиеся на борту этого
ИСЗ, до определенной высоты работали хорошо, но сра-
зу же переставали действовать, как только ИСЗ подхо-
дил к апогею своей орбиты. Д-р Ван-Аллен совершенно
обоснованно пришел к выводу, что в это время счетчики
перенасыщались за счет очень интенсивной радиации. Но
этого было еще недостаточно, чтобы определить масшта-
бы данного явления. Впервые действительные границы
внутренних районов магнитосферы были установлены
при проведении дальнейших опытов с использованием
счетчиков, способных фиксировать очень высокие уров-
ни радиации. Особенно полезным в этом отношении был
ИСЗ «Эксплорер-1 V», запущенный 26 июля 1958 г. на
орбиту с перигеем 26'0 км и апогеем 2208 км.
Развивая свои опыты, Ван-Аллен снабдил научной ап-
паратурой космический аппарат «Пионер-1», который под-
нялся на высоту 112 000 км и, хотя не достиг своей це-
ли — поверхности Луны, дал исключительно богатую
новую информацию относительно радиации, захваченной
магнитным полем Земли. Полет этого КА во многи
56
книгах и статьях оценивается как неудачный, но именно
этот аппарат в действительности помог установить, что
зона радиации вокруг Земли шире, чем полагали ранее.
Была выдвинута гипотеза, что существуют два ярко вы-
раженных пояса высокозаряженных частиц, из которых
Рис. 16. Первоначальная модель магнитосферы,
построенная на основе исследовательских данных,
полученных при ранних запусках ИСЗ, показыва-
ющая два радиационных пояса Земли. Внут-
ренний пояс (протоны): плотность потока
2*104 частиц/см2 • сек; 90% частиц обладают
энергией 70—300 Мэв, 10%—300—700 Мэв и, воз-
можно, 1 % — свыше 700 Мэв. Внешний пояс
(электроны и протоны): плотность потока
108 частиц/см2 • сек; энергия частиц 200—800 кэв.
Цифры на рисунке означают отсчеты счетчиков
Гейгера на ИСЗ «Эксплорер-IV» и КА«Пионер-Ш»
внутренний пояс довольно стабилен и распространяется
на несколько тысяч километров, тогда как внешний пояс
сильно изменяется в зависимости от состояния Солнца
(рис. 16). Как показали полученные данные, границы
внешнего пояса радиации изменяются от 16 000 км до
расстояний, во много раз превышающих эту цифру. Бо-
лее точное определение границ поясов радиации было по-
лучено в результате запуска на орбиту ИСЗ «Экспло-
pep-VI».
57
К концу 1961 г. идея существования вокруг Земли
двух поясов радиации получила всеобщее признание,
поскольку она была подтверждена многочисленными до-
полнительными исследованиями после опубликования
такой диаграммы в Москве.
Теоретически наличие радиационных поясов обосно-
вывают тем, что заряженные частицы захватывались маг-
нитным полем Земли. Далее высказывалось мнение, что
внутренний пояс, состоящий в основном из высокоэнерге-
тичных протонов, был создан за счет вторичных ча-
стиц, появившихся в результате бомбардировки атмосфе-
ры частицами космической радиации.
Внешний радиационный пояс Земли, состоящий из
протонов и электронов малой энергии, по-видимому, обя-
зан своим происхождением частицам, выбрасываемым
Солнцем, а поскольку солнечная эмиссия исключительно
непостоянна, то весьма непостоянны и условия в этой
области магнитного поля Земли. Возмущение во внеш-
нем радиационном поясе, возникающее в результате,
неожиданного выброса Солнцем высокоэпергетичных ча-
стиц во время вспышек, проявляют себя в виде север-
ных сияний и магнитных бурь. Признано, что насыщен-
ный протонами внутренний радиационный пояс является
самым опасным для полета человека в космосе; было
подсчитано, что частицы, содержащиеся в этом поясе,
обладают энергией до 700 Мэе, в то время как частицы
внешнего радиационного пояса — протоны и электроны —
в среднем обладают энергией около 25 Мэе и менее. Осо-
бенно трудным является решение проблемы защиты че-
ловека при полете КК через внутренний радиационный
пояс на высотах от 640 до 6400 км по орбитам, накло-
ненным к плоскости экватора под углом ±30°.
Для проверки того, что частицы захватываются маг-
нитным полем Земли, в 1958 г. американцы взорвали
атомную бомбу между двумя поясами радиации, запу-
щенную с корабля ВМС США «Нортон Саунд» в южной
части Атлантики. Результатом этого запуска было то, что
магнитное поле Земли захватило заряженные частицы,
возникшие при взрыве и образовавшие искусственный
пояс толщиной около 160 км, который просуществовал
всего несколько дней. Характеристики этого искусствен-
ного пояса радиации были измерены с помощью при-
боров, находившихся на борту ИСЗ «Эксплорер-IV».
58
Такое представление о магнитосфере Земли, создан-
ное на основании данных первых ИСЗ и КА, подверглось
некоторому изменению после вывода на орбиту ИСЗ
«Эксплорер-ХП». Этот ИСЗ весом 37,6 кг, специально
предназначавшийся для исследования заряженных ча-
стиц, был выведен 15 августа 1961 г. на высокоэксцент-
рическую орбиту с перигеем 291 /см, апогеем 76 800 км и
начальным периодом обращения 26,5 час. За время эф-
фективной работы передатчика ИСЗ совершил 102 витка
по орбите и 204 раза прошел через внешний радиацион-
ный пояс Земли. Все приборы, установленные на борту
ИСЗ, работали нормально. Аппаратура ИСЗ могла од-
новременно измерять как населенность частиц, так и их
связь с геомагнитным полем.
Полет этого ИСЗ был исключительно успешным: на
Землю было передано более 300 млн. двоичных единиц
информации, 80% которых было записано для сохранно-
сти на более чем 5600 рулонах ленты. Общая протяжен-
ность ленты составила 4000 км, что эквивалентно записи
свыше 100 млн. слов пятибуквенного состава.
На основании предварительного анализа собранных
данных в декабре 1961 г. NASA опубликовал первые ре-
зультаты полета ИСЗ «Эксплорер-ХИ», которые показа-
ли, что во внешнем радиационном поясе электронов
имеется в тысячу раз меньше, чем считали раньше, и что
этот пояс в основном состоит'из протонов. Энергия этих
протонов (менее 1 Мэв) не представляет никакой опас-
ности для человека, совершающего полет в космическом
пространстве.
Более важные сведения были опубликованы, однако,
в январе 1962 г., когда NASA сделал следующее заяв-
ление:
«Картина магнитосферы (радиационные пояса Зем-
ли), которая раньше представлялась в виде двух само-
стоятельных поясов, повсеместно окружающих Землю, за
исключением районов полюсов, изменилась. Данные, по-
лученные при помощи ИСЗ «Эксплорер-ХП», свидетель-
ствуют о том, что никаких самостоятельных внутренних
и внешних поясов радиации не существует, а вместо них
имеется одна большая зона захвата частиц, имеющих раз-
личные характеристики. Эти частицы располагаются, по-
видимому, следующим образом:
а)	На расстоянии полутора земных радиусов находят-
69
ся протоны с энергией порядка нескольких десятков ме-
гаэлектронвольт.
б)	На расстоянии трех земных радиусов располага-
ются протоны с энергией порядка некоторой доли мега-
электронвольт и протоны, по своей интенсивности сопо-
ставимые с электронами. Из всех частиц, измеренных в
верхних слоях магнитосферы, они обладают наибольшей
энергией, причем плотность их иногда достигает одной
десятой плотности всех частиц, захваченных магнитным
полем Земли. Максимальная интенсивность потока этих
частиц превышает Ю8 протон/см2 - сек. Средняя энергия
частиц составляет от 400 до 100 кэв в зависимости от по-
ложения частиц в магнитосфере.
в)	На расстоянии четырех земных радиусов (раньше
эта область рассматривалась как внешний радиацион-
ный пояс) проникающими компонентами являются про-
тоны с энергией 20 Мэв или электроны с энергией по-
рядка 2 Мэв. Более вероятно, что основную часть здесь
составляют электроны.
г)	С расстояния шести земных радиусов вплоть до
внешней границы магнитосферы (эта граница меняется
ежедневно, но все время остается в пределах 6—12 зем-
ных радиусов) находятся мягкие электроны с энергией
порядка нескольких десятков килоэлектронвольт».
Измерения, полученные при помощи ранее запущен-
ных ИСЗ и КА, расценивались, как показатель того, что
интенсивность электронов с энергией свыше 40 кэв в цен-
тре внешнего радиационного пояса Земли составляет око-
ло 1011 частиц/см2 • сек. Эксперимент с радиационной ло-
вушкой, проведенный на ИСЗ «Эксплорер-ХП», показал,
что прежние оценки основывались на неправильном пред-
ставлении о спектре электронов и что их интенсивность
составляет примерно 108 частиц/см2-сек, т. е. в тысячу
раз меньше, чем предполагалось раньше.
Американцы получили также ряд научных данных о
космическом пространстве при помощи ИСЗ, представ-
ленных на рис. 17, 18 и 19. Помимо исследований, свя-
занных с радиационными поясами и геодезическими из-
мерениями, выполненными при помощи ИСЗ «Аван-
гард-1», они провели первый эксперимент по изучению
облачности с помощью ИСЗ «Авангард-II». С запуском
на орбиту ИСЗ «Эксплорер-VI» было обнаружено бета-
тронное ускорение во внешнем пространстве. Аппаратура
60
этого же ИСЗ отметила приливы и отливы в радиацион-
ных поясах Земли во время магнитных бурь. При
помощи ИСЗ «Эксплорер-VI» были впервые получены
телевизионные снимки Земли. Открытие в верхних слоях
Рис. 17. ИСЗ «Эксплорер-Х», запущенный 25 марта 1961 г. при
помощи ракеты-носителя «Тор-Дельта» на орбиту, наклонен-
ную к плоскости экватора под углом 33°; перигей орбиты—око-
ло 160 км, апогей — примерно 232 000 км, период обращения—
112 час. Верхняя сферическая часть имеет диаметр 330 мм, она
соединена при помощи трубчатой конструкции с нижней ци-
линдрической частью диаметром 483 мм; общая высота ИСЗ—
1320 мм, масса при выводе на орбиту — 35,8 кг. Предназначен
для изучения земного и межпланетных магнитных полей и их
взаимодействия с солнечной плазмой. Данные с ИСЗ передава-
лись в течение примерно 60 час\
/—датчик магнитного строба; 2— датчик солнечной плазмы; 3— ан-
тенна; 4 — трубчатая соединительная конструкция; 5 — магнитометр на
парах рубидия; 6 — смещенная сфера; 7 — штифт включения; 8 — си-
стема оптического обзора; 9 — электронные блоки
атмосферы системы кольцевых электротоков было сде-
лано с помощью ИСЗ «Эксплорер-IV» и КА «Пионер-V».
В октябре 1961 г., характеризуя советские до-
стижения, президент Академии наук СССР академик
М. В. Келдыш заявил, что русские космические аппара-
ты обнаружили внешний радиационный пояс Земли и
получили доказательство существования третьего радиа-
61
ционного пояса заряженных частиц и связанного с ним
кольцевого тока, а также установили, что Земля имеет
корону из атомарного водорода. Он сообщил, что совет-
ские ученые разработали карту космической радиации до
высоты 300 км. Эта карта показала, что отдельные зоны
повышенной напряженности связаны с земными магнит-
ными аномалиями, особенно с южноатлантической анома-
лией.
Рис. 18. Схема ИСЗ «Экспло-
рер-XI», запущенного 27 апреля
1961 г. при помощи ракеты-но-
сителя «Юнона-11» на орбиту,
наклоненную к плоскости эк-
ватора под углом 28,8°; пери-
гей орбиты около 490 км, апо-
гей примерно 1790 км, период
обращения 108,1 мин. Верхняя
часть — восьмигранная призма
диаметром 300 мм и длиной
600 мм, покоящаяся на колонне
длиной 520 мм и диаметром
152 мм; нижняя часть представ-
ляет собой последнюю (четвер-
тую) ступень ракеты-носителя
длиной 1118 мм, которая не от-
деляется от ИСЗ и выходит
вместе с ним на орбиту. Общая
масса выводимого на орбиту
полезного груза составляет
42,6 кг, в том числе 5,8 кг—
вес обшивки выгоревшей чет-
вертой ступени. ИСЗ оборудо-
ван астрономическим телеско-
пом для изучения высокоэнер-
гетичных гамма-лучей, излуча-
емых космическими источника-
ми, и фиксации картины распо-
ложения этих источников в
звездном' небе:
/ — антенна приема команд стан-
ций сопровождения; 2 — рамочная
антенна; 3 — солнечные элементы;
4 — датчик Солнца; 5 — датчик тем-
пературы; 6 — съемная крышка;
7 — датчик Земли; 8 — телескоп гамма-лучей; 9 — ленточный рекордер; 10 — из-
мерительные приборы; 11—-приемник командных сигналов; /^—декодер;
13—мультиплексер; 14 — преобразователь и мультиплексер; 15 — преобразо-
ватель и селектор входных импульсов; 16 — счетчик импульсов; 17 — генератор
преднесущей; 18 — диплексирование антенны; 19 — передатчик системы сопро-
вождения ИСЗ; 20 — передатчик телеметрической системы; 21 — батарея элек-
тропитания; 22—распределитель; 23— отсек для размещения-антенны
62
Была получена информация о химическом составе
веществ, вызывающих космическую радиацию, и о корот-
коволновой радиации Солнца. Были зафиксированы по-
токи частиц, а также получено большое количество дан-
ных о строении атмосферы и характере магнитного поля
Земли. Было продемонстрировано отсутствие такого поля
у Луны.
Рис. 19. ИСЗ «Алуэтт» (S-27) — совместный проект США и
Канады. Предназначен для изучения ионосферы при помощи
сигналов частотой 2—12Мгч и для измерения космической ра-
диации. ИСЗ был запущен при помощи ракеты-носителя
«Тор-Аджена В» с авиабазы ВВС США Ванденберг (штат
Калифорния) на почти круговую орбиту высотой 1005 км, на-
клоненную примерно на 80° к плоскости экватора. Максималь-
ный поперечный размер 1067 мм, высота 867 мм; вес вместе с
оборудованием 146,5 кг. Выдвигающиеся из корпуса ИСЗ труб-
чатые антенны, выполненные канадской фирмой Де Хэвиленд
из рессорной стали, образуют крестообразный диполь с разма-
хом 45,7 м в одном направлении и 22,85 м~в другом
Другим интересным результатом запуска ИСЗ «Экс-
плорер-ХП» было то, что установленный на нем магни-
тометр, разработанный д-ром Кэхилом из Нью-Гэмпшир-
ского университета, не принес каких-либо данных о
кольцевом токе на расстоянии 6—7 земных радиусов.
Сведения о них были получены с советских ИСЗ и аме-
риканских КА «Пионер-V» и ИСЗ «Экоплорер-VI» в
сравнительно спокойный от магнитных бурь период в ав-
63
густе 1961 г. ИСЗ «Эксплорер-X» также не дал никаких
доказательств <в пользу существования этого кольцевого
тока.
Все эти факты показывают, как трудно прийти к твер-
дым выводам на основании нескольких изолированных
экспериментов с помощью ИСЗ. <С другой стороны, та-
кой важный фактор, как исключительно изменчивый ха-
рактер земной магнитосферы, связанный с состоянием
Спокойное Солнце	Активное Солнце
3
Рис. 20. Схема взаимозависимости системы Земля — Солн-
це, предложенная NASA в 1961 г.:
/—очень слабое магнитное поле; 2— галактические космические
лучи; 3 — высокоэнергетичная солнечная плазма; 4 — снижение ин-
тенсивности галактических космических лучей; 5 — сильное магнит-
ное возмущение; 6 — солнечные космические лучи; 7 — солнечная
буря; 8 — низкоэнергетичная солнечная плазма
Солнца, также требует длительных синоптических иссле-
дований. На рис. 20 схематически представлена взаимо-
зависимость системы Солнце — Земля, как она пони-
мается в настоящее время.
Эти и многие другие важные выводы получены в ре-
зультате наблюдений, выполненных - при помощи ИСЗ
и КА, которое в значительной мере расширили наши по-
знания о космическом пространстве вблизи Земли. Мо-
жет показаться, что эта работа не представляет непо-
средственного интереса для человечества; однако редко
можно встретить такую программу научных исследова-
ний, которая в конечном итоге не открывала бы каиих-
либо-возможностей для ее практического применения.
В настоящее время ИСЗ, снабженный научной аппа-
ратурой, признается важнейшим средством исследований,
64
Которые й Гигантских масштабах расширяют наши По-
знания и наше понимание основных процессов, происхо-
дивших во Вселенной. В США научные программы
исследования космического пространства координируют-
ся единым органом — национальным комитетом по
аэронавтике и исследованию космического пространства
(NASA). Как мы увидим из главы четвертой, NASA при-
Рис. 21. Орбитальная солнечная обсерватория
ступил к осуществлению коллективных программ иссле-
дований, с тем чтобы позволить ученым других стран
принять непосредственное участие в исследовании кос-
моса.
Одновременно для расширения масштабов исследо-
ваний в США создаются новые и более совершенные кос-
мические аппараты. Например, ъ 1960 г. NASA развер-
нул работы над тремя проектами новых ИСЗ, которые
должны прийти на смену ИСЗ типа «Эксплорер».
Первым из этих проектов является ИСЗ — орбиталь-
ная солнечная обсерватория (ОСО), который, как го-
ворит само название, предназначен для наблюдений за
Солнцем (рис. 21). Этот спутник весом 200 кг разрабо-
65
Тай для зайуска йа почти круговую орбиту высотой
480 км, наклоненную к плоскости экватора под углом
33°, при помощи трехступенчатой ракеты-носителя «Тор-
Дельта». Конструктивно обсерватория, имеющая высоту
0,925 м, состоит из двух частей: основания высотой
0,25—0,40 м и диаметром 1,1 ж и верхней веерообразной
части. На основании спутника находятся раскладываю-
щиеся консоли, образующие маховик, обеспечивающий
стабилизацию ИСЗ путем вращения вокруг продольной
оси. Верхняя часть несет на себе солнечные элементы,
которые подзаряжают находящиеся внутри ИСЗ никель-
кадмиевые батареи.
Цель’ состоит в том, чтобы стабилизовать спутник
вращением с угловой Скоростью 30 об/мин так, чтобы его
ось вращения оставалась перпендикулярной линии
ИСЗ — Солнце.
На концах консолей укреплены сферические баллоны
из стекловолокна, в которых находится-, под давлением
газообразный азот, используемый в гироскопической си-
стеме управления. Концы консолей лежат на окружности
диаметром 2,3 ж.
Кроме того, два газовых сопла, установленных на
верхней части, обеспечивают правильное направление
солнечных элементов на Солнце. Эта * часть снабжена
также двумя спектрографами, которые при помощи тех
же сопел все время ориентируются на Солнце.
Основание ИСЗ состоит из девяти клинообразных от-
секов, шесть из которых используются для размещения
научной аппаратуры. В остальных трех отсеках разме-
щаются никель-кадмиевые батареи и электронная аппа-
ратура, а также системы телемётрии, радиокоманд и на-
копления данных. Информация научной аппаратуры
ИСЗ записывается на пленку и передается на Землю по
радио в течение 5 мин во время каждого витка ИСЗ.
Орбитальная солнечная обсерватория разработана
фирмой Болл Бразес Рисэрч по контракту Годдардского
центра космических полетов NASA. В ее задачи входит
спектрофотометрическое изучение электромагнитной ра-
диации Солнца в области ультрафиолетовых и рентгенов-
ских излучений.
Следующими спутниками подобного типа являются
орбитальная геофизическая обсерватория (ОГО) и орби-
тальная астрономическая обсерватория (ОАО). Эти
66
ИСЗ разработаны с целью создания стандартных аппа-
ратов, которые могли бы быть использованы для прове-
дения широкого диапазона исследований.
При проведении всех экспериментов конструкция ИСЗ
ОГО, его системы управления, энергоснабжения, теле-
метрии и исполнения команд будут оставаться неизмен-
Рис. 22. Орбитальная геофизическая обсерватория
ными; будет меняться лишь его аппаратура. Данный
ИСЗ, разработанный по контракту NASA фирмой Спейс
Текнолоджи Лабратриз, имеет длину около 1,8 м и по-
перечное сечение около 0,27 ж2, а также две раздвигаю-
щиеся панели с солнечными элементами общей пло-
щадью 0,54 м2 (рис. 22).
Первые спутники ОГО будут иметь вес около 408 кг,
из них 68 кг будет весить научная аппаратура. По мере
развития программы вес данного ИСЗ должен достигнуть
примерно 680 кг, из которых 136 кг придутся на спут-
ник-«паразит»1. Солнечные элементы и химические ба-
1 Спутник, запускаемый вместе с основным ИСЗ; он отделяется
от последнего при выходе на орбиту.— Прим. ред.
67
тареи дадут в среднем 50 вт энергии для научных экспе-
риментов.
Спутник ОГО будет стабилизирован таким образом,
что одна из его сторон все время обращена в сторону
Земли. Научная аппаратура, предназначенная для (вы-
полнения пятидесяти различных геофизических экспери-
ментов за время одного полета, будет размещаться в со-
ответствующих отсеках аппарата. Часть аппаратуры бу-
дет ориентирована в направлении плоскости орбиты,
другая, размещенная на панелях с солнечными элемен-
тами, — в сторону Солнца.
Две складывающиеся при запуске стрелы длиной по
6,3 м и четыре стрелы по 1,2 м, выдвигающиеся из цен-
тральной части аппарата коробчатой формы, будут ис-
пользованы для установки на них научной аппаратуры с
целью изоляции последнего от вредного воздействия магт
нитных полей и газов, выделяемых при работе бортового
оборудования ИСЗ.
В .системе регулирования температуры ИСЗ будут ис-
пользованы жалюзи и теплозащитные экраны. На спут-
нике будут установлены две телеметрические системы:
широкополосная и специального назначения. Стабилиза-
ция ИСЗ будет обеспечиваться как газореактивными соп-
лами, так и инерциальными маховиками.
Для изучения энергетических частиц, окружающих
Землю, этот ИСЗ будет выведен ракетойшосителем «Ат-
лас-Аджена В» на эксцентрическую орбиту с апогеем
почти 112 000 км и перигеем 272 км. В этом варианте
ИСЗ будет называться ЭОГО (эксцентрическая орбк
тальная геофизическая обсерватория). Вслед за этим
последует запуск варианта ИСЗ ГЮГО (полярная ор-
битальная геофизическая обсерватория), которая будет
выведена ракетой-носителем «Тор-Аджена В» на поляр-
ную орбиту с апогеем 1040 км и перигеем 272 км.
С помощью этих и других подобных ИСЗ ожидается
получение информации по широкому кругу геофизиче-
ских проблем, включая сведения о магнитных полях,
строении атмосферы, ионосфере, метеорной пыли, заря-
женных частицах," характеристиках планет и т. п., а
также и в таких областях науки, как физика Солнца,
астрономия, метеорология, биология и т. п.
Наиболее перспективным из этих ИСЗ считается
орбитальная астрономическая обсерватория —ОАО.
68
(рис. 23), запуск которой с помощью ракеты-носителя
«Атлас-Аджена В» также намечен на 1963 г. Авторы
данного проекта намерены вывести этот ИСЗ на орбиту
высотой 380 км, близкую к круговой. Первые экспери-
менты будут направлены на изучение излучательных и
абсорбционных характеристик звезд и туманностей в
ультрафиолетовой области.
Рис. 23. Орбитальная астрономическая
обсерватория
Корпус этого ИСЗ, весящего около 1,5 т, имеет вы-
соту 2,85 м и ширину 1,95 м. Главным подрядчиком и
руководителем создания бортовых систем является фир-
ма Груммэн Эркрафт Инжиниринг, которая по контрак-
ту NASA обязалась в 1960 г. построить два прототипа
ИСЗ. Еще раньше Эймсский исследовательский центр
NASA создал в натуральную величину стабилизирован-
ную платформу, предназначенную для изучения пробле-
мы ориентации ИСЗ в пространстве.
ОАО имеет стандартный корпус, в котором разме-
щается основная стабилизирующая и телеметрическая
аппаратура. Спутник может быть приспособлен для про-
ведения одного или нескольких самостоятельных экспе-
риментов. В цилиндрической камере, проходящей по
69
всей длине ИСЗ, могут быть размещены астрономиче-
ские приборы с рефлекторами, диаметр которых может
доходить до 950 м. По бокам коробчатого корпуса раз-
мещаются панели с солнечными элементами, обеспечива-
ющими около 350 вт электроэнергии, которая идет на
питание бортовых систем ИСЗ и научной аппаратуры.
Система стабилизации устроена таким образом, что
она позволяет фиксировать астрономическое оборудова-
ние ИСЗ в направлении на звезду или планету, за кото-
рой нужно вести наблюдение. По словам представителей
фирмы Груммэн, стабилизирующие устройства будут на-
столько совершенны, что позволят обеспечить более точ-
ное наведение приборов, чем это возможно даже в са-
мых больших стационарных обсерваториях. С помощью
этой системы орбитальная обсерватория сможет следить
за любой звездой с точностью до одной десятой доли
угловой секунды.
Для достижения этого командная система ИСЗ будет '
получать командные сигналы с Земли на соответствую-
щую ориентацию спутника и проведение того или иного
эксперимента. Система будет проверять полученные
команды и накапливать их для последующего исполне-
ния, которое может задержаться по времени до двух ча-
сов. С помощью небольшой телевизионной камеры, ко-
торая сможет передавать на Землю изображения, можно
будет проверять ориентацию ИСЗ.
Телеметрическая система будет посылать на Землю
цифровые данные и телевизионные сигналы в широко-
полосном диапазоне частот, а информацию о ходе экспе-
риментов и данные о рабочем состоянии ИСЗ — в узко-
полосном. Запоминающее устройство сможет накапли- .
вать о ходе экспериментов до Г00 ООО двоичных знаков,
а в момент прохождения ИСЗ над наземными станция-
ми передавать им.
Слежение за работой радиомаяка ИСЗ, подача
команд на проведение экспериментов и прием телемет-
рических данных будут осуществляться специальной се-
тью слежения NASA под названием «Минитрек». На не-
которых станциях сети «Минитрек» для этой цели уста-
навливаются большие чашеобразные антенны.
Можно надеяться, что успешная работа космических
обсерватории такого типа произведет революцию в неко-
торых областях астрономии, поскольку имеется много
70
частот, Излучаемых Космическими телами, не достигаю-
щих поверхности Земли. Особый интерес представляют
частоты в диапазонах ультрафиолетового, инфракрасного
и рентгеновского излучения.
Программа экспериментов, намеченная NASA с по-
мощью ИСЗ ОАО, будет наиболее интересной и внесет
значительный вклад в познание основных процессов,
происходящих во Вселенной.
NASA объявил о проведении следующих пяти иссле-
довательских программ.
1)	По предложению Смитсоновской астрофизической
обсерватории для составления карты ультрафиолетовой
радиации всей видимой небесной сферы будет исполь-
зовано несколько 20-с;и телескопов, снабженных телеви-
зионными камерами. Водород, которого во Вселенной
больше, чем всех остальных элементов, вместе взятых,
наиболее четко обнаруживается в полосе ультрафиоле-
товых лучей. Другое направление исследований связано
с изучением звезд-карликов, которые, как полагают, дают
значительные излучения в ультрафиолетовой полосе
спектра. Можно надеяться, что с помощью этих исследо-
ваний человек сможет узнать много нового о возник-
новении звезд.
2)	По предложению университета штата ,Висконсин
будет измеряться яркость ультрафиолетовых излучений
звезд, что позволит получать новые данные о температу-
ре и строении звезд, а также истории их развития.
3)	Годдардский центр космических полетов NASA
предлагает использовать 95-слг телескоп в сочетании со
спектрометром для изучения излучений большого коли-
чества небесных тел в тех районах неба, которые, по
данным исследовательских ракет, особенно насыщены
ультрафиолетовыми излучениями, не улавливаемыми ни
оптическими приборами, ни радиотелескопами.
4)	Обсерватория Принстонского университета наме-
рена использовать 60-cw телескоп в сочетании со спек-
трометром для изучения космического газа и пыли на
фоне звезд. Поскольку спектрометр может определить
воздействие газа и пыли на излучение звезд, появляется
возможность проверить гипотезу, не находятся ли раз-
личные химические элементы во всех областях космиче-
ского пространства в одних и тех же пропорциях.
71
Рис. 24. Схема предложенной фирмой Мартин космической лабора-
тории, которая, возможно, будет создана к концу нынешнего деся-
тилетия. Лаборатория, весящая 16 т и способная обеспечить суще-
ствование на орбите экипажа из 4—6 человек в течение 12 месяцев,
должна быть выведена на круговую орбиту высотой 640 км, с тем,
чтобы избежать радиации на больших высотах (три детали, высту-
пающие с правой стороны, представляют собой параболическое зер-
кало, телескоп и рефлектор телескопа):
/ — магнитометр; 2 — антенна; 3—астрономическая и геофизическая лабора-
тория; 4 — биологическая и химическая лаборатория; 5 — отсек для членов
экипажа на случай аварии и возвращения на Землю; 6 — центр управления;
7 — медицинская лаборатория
72
5)	Гарвардский университет предлагает провести
спектрографическое исследование деятельности Солнца,
что поможет более полно понять взаимосвязь в системе
Солнце — Земля.
Исследовательская аппаратура Годдардского центра
космических полетов NASA будет собирать, накапливать
Рис. 25. Полет космической лаборатории фирмы Мар-
тин по орбите. Транспортная ракета, несущая сред-
ства снабжения для лаборатории, после уравнивания
своей скорости со скоростью полета лаборатории го-
товится к сцепке с ней при помощи гибкого троса,
снабженного инфракрасной головкой самонаведения
и передавать информацию о спектре звезд и туманно-
стей в полоса ультрафиолетового излучения. Эта аппа-
ратура состоит из телескопа с основным зеркалом диа-
метром 95 см и спектрометра, которые оснащены необхо-
димой электронной аппаратурой для обработки сигналов
и другими вспомогательными электронными устройства-
ми. Создана точная система наведения, которая будет
нацеливать телескоп на нужную звезду с точностью до
5 у гл. сек. Такая точность эквивалентна отклонению лу-
ча, на 30 см на расстоянии 12,8 км.
Система должна работать в следующем порядке: те-
73
лескоп передает изображение звезды или туманности в
спектрометр, который в свою очередь дает спектр изо-
бражения с большой разрешающей способностью. Спектр
развертывается, и уровни энергии на различных частотах
преобразуются с помощью детекторов в электрические
импульсы. Эти импульсы обрабатываются и накаплива-
ются на борту ИСЗ до тех пор, пока наземная станция
не подаст команду о передаче информации на Землю.
Использование ИСЗ для исследования космического
пространства в будущем, по всей вероятности, пойдет по
двум направлениям: во-первых, непрерывное усовершен-
ствование стандартизированных беспилотных космиче-
ских лабораторий все большей и большей сложности; во-
вторых, создание в последующем космических станций с
экипажами, что даст ученым возможность проводить .на-
блюдения самим, проверять показания аппаратуры и да-
же осуществлять различного рода эксперименты в близ-
ких к Земле областях космического пространства
(рис. 24 и 25).
ГЛАВА ТРЕТЬЯ
СПУТНИКИ ЗА РАБОТОЙ
В области мирного использования космонавтика так-
же сулит большие перспективы. Действительно, прошло
всего лишь три года с момента запуска первого совет-
ского ИСЗ, а мы уже являемся свидетелями создания
целого ряда полезных космических аппаратов.
Хороший пример представляет собой серия экспери-
ментальных метеорологических ИСЗ «Тирос», с помо-
щью которых NASA уже при первых запусках получил
отличные телевизионные снимки облачного покрова
Земли. Позднее на этих ИСЗ были установлены датчики
инфракрасных лучей с целью измерения количества теп-
ла, получаемого Землей и возвращаемого ею в косми-
ческое пространство.
Хотя мы еще далеки от создания всеобъемлющей гло-
бальной метеорологической службы, все же первые ме-
теоспутники быстро продемонстрировали перспективность
такой системы и дали метеорологам солидный материал
для анализа.
ИСЗ «Тирос» весом 130 кг имеет форму цилиндра
диаметром 1050 мм и высотой 47,5 мм, в котором поме-
щен целый комплекс чувствительных, элементов, а также
оптической, электронной, магнитной и механической ап-,
паратуры для приема, накопления и передачи данных и
для контроля за работой бортовых систем.
В табл. 3.1 приведены сведения о первых трех ИСЗ
этой серии. В каждый последующий ИСЗ этой серии вно-
сились изменения, отражающие опыт, накопленный в ра-
боте с предыдущими образцами. Так, например, если
ИСЗ «Тирос-I» имел только две телевизионные камеры
(одна широкоугольная и одна узкоугольная), то ИСЗ
«Тирос-Ц» имел, кроме того, два датчика инфракрасной
75
Таблица 3.1
Данные об ИСЗ «Тир,ос» на сентябрь 1961 г.
(Из доклада У. Г. Страуда «Метеорологические измерения при
помощи ИСЗ «Тирос», представленного на VIII англо-американской
конференции. Лондон, 11—14 сентября 1961 г.)
ИСЗ	«Тирос-1»	«Тирос-П»	«Тирос-П1»
Дата запуска . . Начальная орбита:	1.01.60 г.	23.11.60 г.	12.06.61 г.
перигей, км . .	680	623	742
апогей, км . . . период обраще-	748	729	653
ния, мин . . Наклонение к плоскости эква-	99,2	98,2	100,4
тора, град . . . Продолжитель-, ность передачи	48,3	48,5	47,8
данных, сутки Количество пере-	78*	Продолжал передачу в сен- тябре 1961 г.	Продолжал передачу в сен- тябре 1961 г.
данных снимков Число витков, с которых были переданы дан- ные о космиче-	23 000	35 650	12 000
ской радиации	Эксперимент не проводился	1601**	367
Основные дефекты	1. Узкоуголь- ная камера не	1. Низкое ка- чество снимков	1. Самопро- извольное от-
	работала с 22-го по 572-й виток 2. Неполадки с переключате- лем вывели из строя батарею '	из-за воздей- ствия выхлоп- ных газов на линзу широко- угольной ка- меры 2. Выход из строя фильтров помех и двух сканирующих	крытие защит- ного экрана на одной из камер 2. Выход из строя фильтров помех у Двух сканирующих
	питания	радиометров после несколь- ких месяцев работы	радиометров
* Радиомаяки .все еще передавали сигналы при нахождении
ИСЗ на освещенной Солнцем стороне.
** Пять каналов радиометра прекратили работу 27 апреля 1961 г.
76
радиации. На «Тиросе-Ш» были уже Две широкоуголь-
ные телевизионные камеры. На этом ИСЗ был проведен
дополнительный эксперимент по радиационному балансу,
который по своему характеру был подобен эксперименту,
проведенному на ИСЗ «Эксплорер-VII». С целью улуч-
шения характеристик этого ИСЗ внесен ряд изменений
в его электронную систему.
Рис. 26. Метеорологический ИСЗ «Нимбус»:
/ — антенна; 2 — инфракрасное сканирующее устройство; 3 — блоки
электронной аппаратуры; 4 — секция системы управления; 5 — силовая
секция; 6 — реактивные сопла системы управления; 7 — клапаны тер-
морегулирования; 8 — электростатическая камера; 9 — телевизионные
камеры
/Метеорологический ИСЗ второго поколения, разра-
ботанный NASA под названием «Нимбус» (рис. 26),отли-
чается'от ИСЗ «Тирос» следующим: во-первых, он ста-
билизируется относительно Земли, чтобы обеспечить не-
прерывную ориентацию телевизионных камер и других
атмосферных датчиков на Землю; во-вторых, он предна-
значен для вывода на полярную орбиту высотой 960 км,
что даст возможность просматривать все районы Земли
два раза в сутки.
ИСЗ «Нимбус» весом 294 кг будет запущен на орби-
ту при помощи ракеты-носителя «Тор-Аджена В» с Тихо-
океанского ракетного полигона. Спутник и его система
77
управления разработаны фирмой Дженерал Электрик.
В его нижнем отсеке должны быть размещены шесть те-
левизионных камер, датчики инфракрасной радиации,
ленточные рекордеры и телеметрическое оборудование.
Телевизионные камеры ИСЗ «Нимбус», обеспечивающие
более широкий захват и имеющие большую разрешаю-
щую способность, чем телекамеры ИСЗ серии «Тирос»,
были разработаны фирмой Радио Корпорейшн оф Аме-
рика.
Как предполагают, в дальнейшем ИСЗ «Нимбус» бу-
дет оборудован радиолокационной установкой упрощен-
ной конструкции для проведения наблюдений за выпаде-
нием на Землю осадков, спектрометром для измерений
температуры и суперортиконом для наблюдения за об-
лачностью в ночное время.
Ориентирование ИСЗ обеспечат реактивные маховики
и реактивные сопла, работающие на сжатом азоте.
Станция сбора данных в Фербенксе (Аляска) в тече-
ние суток сможет девять раз получить данные с ИСЗ и
передать полученную информацию и фотоснимки в бю-
ро погоды США для анализа и распространения между
метеорологическими станциями всего мира.
Вслед за ИСЗ «Нимбус» предполагается разработать
еще один метеорологический ИСЗ, который должен быть
выведен на постоянную орбиту высотой около 35 700 км
над экватором. С этой выгодной позиции ориентирован-
ный на Землю ИСЗ имел бы возможность с помощью
усовершенствованной телевизионной аппаратуры фото-
графировать все процессы формирования и развития
штормов.
Этот ИСЗ, получивший название «Аэрос», будет обо-
рудован телевизионными камерами со специальными
объективами для оптического наведения. Широкоуголь-
ная камера сможет охватить фактически одну треть по-
верхности Земли, в результате чего три подобных ИСЗ,
запущенных через равные интервалы на экваториальные
орбиты, будут непрерывно наблюдать за изменением ме-
теорологических условий на всей нашей планете.
Планируется приступить к запуску ИСЗ «Аэрос» в
1964 — 1965 гг. с помощью ракеты-носителя «Центавр».
Примерно одновременно с развитием программы за-
пусков метеорологических ИСЗ происходили запуски
первых ИСЗ «Транзит» для исследования возможности
78
использования спутников в обеспечении точной навига-
ции кораблей и подводных лодок. Эти ИСЗ были созда-
ны главным образом для военных целей (например, для
определения местонахождения подводной лодки-ракето-
носца с точностью до 200—400 м); но было очевидно,
что они могут быть использованы и для обеспечения на-
вигации всех видов судов в условиях любой погоды.
ИСЗ «Транзит-IVA» вместе с двумя спутниками-«парази-
тами», запущенный 29 июня 1961 г., показан на рис. 27.
Принцип действия первых навигационных ИСЗ в сво-
ей основе весьма прост и фактически был разработан в
США на основании опыта слежения за первыми совет-
скими ИСЗ с помощью эффекта Допплера. Грубо гово-
ря, принцип состоит в выведении на орбиту радиопере-
датчика с последующим установлением точного положе-
ния спутника на орбите на основании изучения доппле-
ровского смещения сигналов этого передатчика (рис. 28).
Установив орбиту ИСЗ по отношению к известному ме-
стоположению наземных следящих станций, можно ис-
пользовать полученные точные данные о параметрах ор-
биты для определения положения неизвестных точек на
поверхности Земли, находящихся в пределах радиови-
димости ИСЗ.
Параметры орбиты не будут все время оставаться не-
изменными; поэтому их нельзя поместить в постоянных
справочниках, так как необходимо все время вносить
поправки. В связи с этим появилась идея использовать
сами ИСЗ в качестве линии связи для информирования
заинтересованных лиц об изменениях в параметрах ор-
биты ИСЗ. Ежедневно на приемную аппаратуру ИСЗ
можно передавать новые данные о его орбите, с тем
чтобы ИСЗ ретранслировал эти данные, скажем, с ми-
нутным интервалом в процессе движения вокруг Земли.
Таким путем оператор наземной навигационной стан-
ции может получать всю необходимую ему информацию
для определения местонахождения ИСЗ, в том числе
данные о точном времени прохождения ИСЗ в пределах
радиовидимости его приемника.
, Для системы «Транзит», состоящей из четырех спут-
ников, выбрана номинальная круговая орбита высотой
примерно 800 юи. При разработке системы ставилась
цель обеспечить ее эффективную работу в течение пяти
79
Рис. 27. Три ИСЗ в носовом конусе ракеты-носителя «Тор-Эйбл-
Стар» перед запуском 29 июня 1961 г. Первый снизу — навигацион-
ный ИСЗ «Транзит IV-А» весом 80 кг\ второй — ИСЗ «Греб-Ш»
весом 25 кг, предназначенный для измерения солнечных рентгенов-
ских лучей, и верхний — ИСЗ «Инджун» весом 18 кг, предназначен-
ный для регистрации космических лучей. В этом запуске ИСЗ
«Греб-Ш» и «Инджун» по выходе на орбиту не отделились
80
лет, что предъявляет серьезные требования к надежности
этой системы.
Был предложен другой тип навигационного ИСЗ; с
помощью его точная информация о местонахождении объ-
екта может быть получена путем измерения временной
разницы между атомными часами, установленными на
наземных станциях и на ИСЗ.
Рис. 28. Метод навигации при помощи ИСЗ «Транзит»:
/ — информация об ожидаемых орбитальных параметрах ИСЗ; 2 — станция
обнаружения ИСЗ; 3 — вычислительный центр; 4 — допплеровские данные;
5 — коррекция данных об орбите ИСЗ на основании вновь полученной инфор-
мации; 6 — станция сопровождения ИСЗ; 7—допплеровские сигналы; 8— доп-
плеровские сигналы — параметры орбиты — время; 9 — приемник; 10 — счетно-
решающее устройство (широта, долгота, время)
В конце концов по мере дальнейшего уменьшения ве-
са приемной аппаратуры мы, возможно, станем свидете-
лями того, что и навигация самолетов будет производить-
ся с помощью искусственных спутников.
Несмотря на практическую полезность метеорологи-
ческих и навигационных ИСЗ, наибольшая практическая
выгода, по-видимому, может быть получена от использо-
вания ИСЗ в качестве ретрансляторов при осуществле-
нии дальней связи. Эксперименты с подобными ИСЗ про-
водились в двух направлениях: изучение пассивных ИСЗ,
которые используются лишь для отражения радиосигна-
лов, и изучение активных ИСЗ, имеющих собственные
81
передатчики для усиления полученных с Земли сигна-
лов.
Еще до появления связных ИСЗ «Эхо» (рис. 29) бы-
ли проведены предварительные эксперименты, в ходе ко-
торых Луна использовалась в качестве отражателя ра-
диосигналов. Таким путем были вполне удовлетвори-
тельно осуществлены радиопередачи (включая речь и
Рис. 29. Надувной связной ИСЗ — пассивный ретранслятор
«Эхо-1» диаметром 30 м
музыку) через Атлантику; при этом передающая антенна
просто направлялась на Луну, а отраженные радиоволны
принимались приемной радиостанцией. В этих первых эк-
спериментах большую роль сыграл радиотелескоп обсер-
ватории Джодрелл Бэнк.
Использование для связи радиоволн, отраженных от
поверхности Луны, имеет больше чем чисто научное зна-
чение; это подтверждается тем, что две радиостанции —
одна в штате Мэриленд, другая на Гавайских островах—
в течение 1960 г. поддерживали между собой регулярную
82
связь через ретранслятор — Луну. ВМС США, прово-
дившие этот эксперимент, использовали для радиосвязи
четыре телетайпные линии и даже передавали изобра-
жения.
Хотя проект «Эхо» был задуман как первый шаг в
изучении возможности осуществлять связь при помощи
ИСЗ (рис. 30), исследования уже на этой стадии пока-
зали. что в случае создания над Землей системы пример-
Рис. 30. Схема эксперимента по ретрансляции радиосигналов
от поверхности надувного ИСЗ
но из 20 таких сферических (надувных) ИСЗ станет
возможным охватить радиосвязью все районы мира.
Большим преимуществом такого пассивного отражателя
радиоволн является то, что он не имеет никакого элект-
ронного оборудования, которое могло бы выйти из строя,
и что этим отражателем могут пользоваться многие ра-
диооператоры, которым нужно лишь работать на различ-
ных частотах. Недостатками такой системы являются не-
обходимость применения высокомощных передатчиков и
то, что спутник быстро уходит за радиогоризонт. Орбита
такого надувного ИСЗ подвержена изменению под влия-
нием силы аэродинамического торможения. С коммерче-
ской точки зрения недостатком этой системы является
то, что ее может использовать каждый, кто имеет радио-
станцию с направленной антенной; в связи с этим будет
тРУДно получить от работы системы какой-либо доход.
83
Тем не менее NASA продолжает эксперименты по
проекту «Рибаунд», в соответствии с которым одной ра-
кетой-носителем на орбиту должны быть выведены три
надувных ИСЗ, превосходящие по своим размерам и
жесткости ИСЗ «Эхо-1».
Эти ИСЗ диаметром 40,5 м и весом примерно по
227 кг в настоящее время изготовляются фирмой
Г. Т. Жельдаль, которая в свое время изготовила также
и первый ИСЗ «Эхо» весом 60,6 кг. Для оболочки ИСЗ
«Рибаунд» используется пластический материал — май-
лар толщиной 8,9 мк, покрытый с обеих сторон алюми-
ниевой фольгой толщиной 4,4 мк. Ожидается, что ИСЗ
из такого материала сможет сохранять сферическую фор-
му без создания какого-либо давления изнутри. Оболочка
ИСЗ «Эхо-1» состояла из майлара, покрытого слоем
алюминия, нанесенного на оболочку путем осаждения
его паров. Общая толщина оболочки «Эхо-1» составляла
12,7 мк.
Чтобы обеспечить температурный режим, нужный для
работы электронного оборудования при освещении сферы
прямыми солнечными лучами, оболочку ИСЗ с внутрен-
ней стороны пришлось покрыть ровным и тонким слоем
черной краски, а снаружи нанести пятна белого цвета.
Идея состояла в том, что в то время как белая поверх-
ность будет отражать излишнее тепло, черная внутрен-
няя поверхность будет равномерно распределять тепло
и, таким образом, создаст одинаковую температуру внут-
ри ИСЗ. Позднее было предложено покрывать как внут-
реннюю, так и внешнюю поверхности ИСЗ алодином, ко-
торый обеспечивает регулирование температуры и окра-
шивает поверхность в зеленоватый цвет.
После испытаний механизмов катапультирования и
надувания сферы, проведенных во время запуска ИСЗ
на баллистические траектории с мыса Канаверал при по-
мощи ракет «Тор», намечено провести запуск ИСЗ с Ти-
хоокеанского ракетного полигона на полярную орбиту
высотой 1120 км при помощи ракеты-носителя «Тор-
Аджена В». Позднее с помощью той же ракеты-носите-
ля будет сделана попытка запустить три ИСЗ на общую
круговую орбиту высотой 2400—3200 км с равными ин-
тервалами расстояний между ними. Методика выведения
ИСЗ на орбиту, разрабатываемая в настоящее время
фирмой Дуглас Эркрафт, предусматривает запуск каж-
84
Дого йз трех ИСЗ с ПоМоЩьк) лиШь одной ракеты-носи-
теля.
Более- жесткий ИСЗ надувался с помощью 22,6 кг
ацетемида — превращающегося в пар порошка, который
закладывался в ИСЗ перед его упаковкой. Когда в кос-
мическом пространстве оболочка ИСЗ катапультируется
из носового конуса последней ступени ракеты-носителя,
порошок превращается в газ и надувает сферу в течение
15 мин до ее полного диаметра 40,5 м.
Подобный же способ был использован в эксперимен-
те с ИСЗ «Эхо-1», когда в оболочку ИСЗ был помещен
пластмассовый мешочек с 1,8 л воды. Предполагалось,
что ИСЗ начнет надуваться под воздействием остатков
воздуха, находящихся в его полости, а окончательное на-
полнение должно было произойти за счет превращения
воды в пар, который должен активно расширяться в ус-
ловиях вакуума.
Опыты по использованию ИСЗ для связи будут про-
водиться с наземных станций США и других стран,
включая Англию и Францию. При осуществлении этой
программы Годдардский центр космических полетов
NASA должен информировать все станции, заинтересо-
ванные в проведении этих экспериментов, о предполагае-
мых параметрах орбит ИСЗ.
Необходимо рассказать еще об одном эксперименте с
пассивной системой связи — о проекте «Уэст Форд». По
этому проекту на орбиту вокруг Земли предусматрива-
лось вывести 35 кг медных диполей толщиной в челове-
ческий волос и длиной 1,75 см, которые должны были
образовать на высоте около 3200 км пояс вокруг Земли
на непродолжительное время. Этот пояс, плотность ко-
торого составила бы примерно 13 диполей на 1 кии3,
предназначался для отражения радиосигналов на частоте
800 Мгц. Впервые этот эксперимент был проведен 21 ок-
тября 1961 г.,' когда ИСЗ «Мидас», запущенный на по-
лярную орбиту с полигона Пойнт-Аргуэлло (штат Ка-
лифорния), выбросил контейнер с 350 млн. диполей. Од-
нако хотя впоследствии с помощью радиолокаторов кон-
тейнер был найден на орбите, диполи обнаружить не уда-
лось; полагают, что они не были выброшены из контей-
нера.
При проведении этого эксперимента ставились две
цели:
85
1) исследовать техническую возможность использова-
ния находящихся на орбите диполей в качестве пассив-
ных отражателей для военной связи;
2) оценить воздействие диполей на поведение косми-
ческих объектов й на проведение различных научных ис-
следований.
•Более чем за год до того, как был проведен этот экс-
перимент, сам проект попал под огонь критики ученых
многих стран мира; они считали, что «искусственная
ионосфера» такого рода помешает астрономическим на-
блюдениям, особенно наблюдениям с помощью радиоте-
лескопов, а также представит опасность для космических
полетов.
Наиболее перспективным из всех изучаемых методов
использования ИСЗ в интересах радиосвязи, по-видимо-
му, является использование ИСЗ в качестве активных ре-
трансляторов. Такой ИСЗ, йолучив, например,, слабые
сигналы из Нью-Йорка, усиливает и передает их, ска-
жем, в Лондон, так же, как это делают усилители, уста-
новленные на обычных подводных кабельных линиях.
Этот проект не только сулит возможность обеспечения
большого количества высококачественных * ретрансляци-
онных линий, но и по мере увеличения надежности та-
ких ИСЗ открывает перспективу для создания ИСЗ-ре-
трансляторов, которые при очень небольших расходах
станут конкурировать с нынешними подводными кабель-
ными линиями связи.
Следует указать, что ИСЗ — активные ретранслято-
ры не будут подвержены таким «капризам», свойствен-
ным современным дальним линиям радиосвязи, как за-
висимость от отражающих слоев ионосферы, в которых
зачастую возникают возмущения при появлении пятен на
Солнце и других проявлениях солнечной активности. Ра-
диосигналы, переданные на определенных частотах, бу-
дут проникать через эти слои и при встрече с ИСЗ отсы-
латься ими обратно на Землю на большие расстояния,
с большой степенью надежности и без замираний.
В США несколько первых вариантов активных связ-
ных ИСЗ было разработано по заданию военных орга-
низаций. Первый из них, ИСЗ «Курьер», был создан
управлением перспективных исследовательских проектов,
которое работало в сотрудничестве с командованием
войск связи армии США.
86
Этот ИСЗ, работающий как ретранслятор замедлен-
ного действия и предназначенный для вывода на 800-кл«
орбиту, близкую к круговой, был рассчитан на накопле-
ние информации, принятой им в отдаленных районах, и
на передачу ее при прохождении в пределах дальности
действия радиостанций, для которых эта информация
Рис. 31. Макет связного ИСЗ «Адвент»
предназначалась. На борту ИСЗ «Курьер» было установ-
лено пять магнитофонов для записи принимаемой ин-
формации.
Опыт, полученный при запусках ИСЗ «Курьер», ока-
зал большую помощь при разработке ИСЗ «Адвент»
(рис. 31). Командование вооруженных сил США1 на-
деется использовать его в качестве средства связи меж-
ду широко рассредоточенными военными группировками
и высшим командованием. Этот ИСЗ является более со-
1 В разработке программы «Адвент» фактически принимают уча-
стие все три вида вооруженных сил под общим руководством управ-
ления по разработке проекта «Адвент» армии США в Форт-Монмау-
те (штат Нью-Джерси).— Прим, автора.
87
вершенным, чем ИСЗ «(Курьер». Помимо того, что он
будет ориентирован относительно Земли, он выводится
на 24-час экваториальную орбиту и обеспечивает прямую
связь в пределах радиовидимости почти со всеми района-
ми полушария.
ИСЗ «Адвент» расширяет перспективы связи с ис-
пользованием спутников, так как три или четыре таких
ИСЗ, выведенных на экваториальную орбиту высотой
35 700 км и находящихся на равном удалении друг от
друга, позволят охватить весь земной шар радио- и теле-
вещанием от одного наземного передатчика. На такой
орбите ИСЗ не будут ни подниматься, ни опускаться,
как это бывает на более низких орбитах. Практически
они будут оставаться неподвижными относительно опре-
деленной точки на поверхности Земли.
В системе «Адвент» сигнал, поданный на ИСЗ, будет
приниматься, усиливаться и ретранслироваться. Основ-
ной функцией ИСЗ «Адвент» будет ретрансляция высоко-
скоростных телетайпных и радиотелефонных передач.
ИСЗ «Адвент» и необходимая для .него аппаратура
разрабатываются фирмой Дженерал Электрик под ру-
ководством отдела космических систем ВВС США. Явля-
ясь координирующим центром по программе «Адвент»,
этот отдел отвечает также за разработку, изготовление
и запуск ракет-носителей.
Фирма Дженерал Электрик ведет разработку ИСЗ и
его систем электроснабжения, управления и двигателей,
а также систем контроля за работой аппаратуры слеже-
ния, поведением конструкции ИСЗ, температурой и ра-
ботой электронных устройств. В основном ИСЗ состоит
из корпуса, двух панелей с солнечными элементами и
антенны, ориентированной на Землю.
После серии экспериментальных запусков, в ходе ко-
торых используются все более и более мощные ракеты-
носители, ИСЗ будет запущен на 24-час орбиту., В хо-
де предварительных испытаний будут использоваться ра-
кеты «Атлас-Аджена В»; заключительные испытания
предполагается провести с ракетой-носителем «Атлас-
Центавр». Во время запуска и вплоть до отсечки дви-
гателя последней ступени ракеты-носителя ИСЗ находит-
ся в специальном кожухе. Как только ИСЗ выйдет на
орбиту, будут выдвинуты панели с солнечными элемен-
тами и антенны. После вывода ИСЗ на орбиту контроль
88
йа его Полетом будет осуществляться станциями сопро-
вождения ВВС США.
Основным источником питания систем ИСЗ явится
солнечная энергия, которая будет преобразовываться в
электрическую с помощью тысяч кремниевых элементов,
размещенных на двух панелях. Температура поверхно-
стей панелей, освещенных Солнцем, составит 38° С и вы-
ше, а на затененной стороне — около —129° С. Па-
нели могут свободно вращаться и постоянно ориентиро-
ваться на Солнце при помощи разработанного фирмой
Дженерал Электрик солнечного датчика. Когда ИСЗ
окажется в тени Земли, источником энергии будут слу-
жить никель-кадмиевые батареи.
Система электропитания ИСЗ «Адвент» рассчитана
на напряжение 28 в. Солнечные элементы и аккумуля-
торы ИСЗ будут сгруппированы в несколько отдельных
блоков, а каждый из этих блоков будет питать основные
системы ИСЗ, что обеспечит надежность их работы.
ИСЗ будет снабжен системами, которые позволят
корректировать параметры его орбиты и синхронизиро-
вать его движение с вращением Земли. Эта задача ре-
шается путем комплексного использования двигателей и
системы стабилизации ИСЗ, а также средств системы
сопровождения. Импульсы тяги для корректирования по-
ложения ИСЗ будут обеспечиваться двигательной уста-
новкой, устанавливаемой в нужном направлении систе-
мой управления. С ИСЗ будут подаваться сигналы, кото-
рые дадут возможность наземным станциям производить
расчет необходимых поправок в орбиту полета ИСЗ.
Датчики горизонта, обладающие чувствительностью
для обнаружения тела с температурой —23° С, будут .не-
прерывно ориентировать антенну ИСЗ на Землю. Дви-
жение ИСЗ с целью правильной ориентации панелей с
солнечными элементами, сохранения расчетной орбиты и
правильного направления антенны обеспечивается внеш-
ними реактивными соплами. В течение всего времени на-
хождения ИСЗ на орбите он будет совершать необходи-
мые маневры’ в целях выдерживания расчетной траекто-
рии.
Поскольку температура окружающей среды имеет
исключительное значение для нормального функциониро-
вания электронной аппаратуры, разработана система
контроля температуры, поддерживающая температуру
89
йНутри 11СЗ в пределах 10—216С. Это достигается с По-
мощью термостатически управляемых жалюзи.
На ИСЗ будут также установлены приемники и пе-
редатчики для связи в микроволновом диапазоне частот
с наземными станциями и телеметрическая аппаратура
для передачи информации на станции сопровождения
и для получения от них ответных сигналов.
Антенны для радиосвязи и передачи телеметрической
информации расположены на одном конце ИСЗ, причехм
телеметрическая антенна укреплена на убирающемся
стержне. Для поддержания радиосвязи используется ан-
тенна с большим коэффициентом усиления.
С точки зрения надежности к ИСЗ «Адвент» предъ-
являются исключительно жесткие требования, поскольку
он предназначается для работы в среднем в течение од-
ного года. ИСЗ должен .выдержать сильные удары и ви-
брацию во время запуска и работать в условиях интен-
сивной радиации и крайне больших перепадов темпера-
тур в пределах от —273 до +93° С.
Система связи при помощи ИСЗ «Адвент» будет
включать две наземные станции в штатах Нью-Джерси
и Калифорния. В качестве третьей станции будет исполь-
зован один из кораблей ВМС США. Этот корабль обе-
спечит слежение за ИСЗ из различных районов земного
шара, для того чтобы проверить возможности системы
«Адвент».
Следует отметить, что мысль об использовании ИСЗ
для связи (особенно мысль о запуске синхронизирован-
ного ИСЗ на 24-час экваториальную орбиту), впервые
была высказана А. С. Кларком — бывшим председате-
лем Британского межпланетного общества. В своей ста-
тье, опубликованной в журнале «Уайелис Уорлд» в ок-
тябре 1945 г., он указывал, что дальность передач на
очень высоких частотах, на которых работают телеви-
дение и другие службы, передающие большое количест-
во информации, ограничивается кривизной поверхности
Земли.
Это обстоятельство приводит к необходимости созда-
ния большого количества ретрансляционных станций да-
же на небольших участках земной поверхности. Что ка-
сается самолетных ретрансляционных станций, то, хотя
они и вполне осуществимы, с экономической точки зре-
ния они не выгодны.
90
Напротив, одна космическая ретрансляционная стан-
ция даст возможность охватить телевизионными переда-
чами почти половину земного шара при использовании
сантиметровых волн с их громадной пропускной способ-
ностью. Кларк высказал предположение, что три такие
станции, выведенные на орбиту высотой 35 700 км над
экватором (рис. 32) и равно
смогут обеспечить охват
телевизионными переда-
чами всей нашей планеты
(рис. 33). Если бы ИСЗ
такой системы поддержи- /.
вали радиосвязь друг с
другом на сантиметровых
волнах, то передача про-
грамм телевидения в
любой район Земли мог-
ла бы быть осуществлена
даже при помощи двух
таких ИСЗ. Более того,
удаленные друг от друга,
поскольку на высоте
35 700 км ИСЗ будут дви-
гаться по так называемой
24-час орбите, они будут
неподвижны по отноше-
нию к станциям, располо-
женным на поверхности
Земли непосредственно
под ними. Это было дей-
ствительно предвидением!
Излишне утверждать,
что эффективность подоб-
Рис. 32. Схема вывода связного
ИСЗ «Адвент» на 24-час синхрон-
ную орбиту высотой 35 700 км при
помощи ракеты-носителя «Атлас-
Центавр» (средняя орбитальная
скорость Vo = 3072 м/сек-, скорость
в апогее Va = 1593 м/сек,. скорость
в перигее Vn = 10 250 м/сек)-.
1 — траектория свободного полета ра-
кеты по орбите ожидания высотой
180 км-, 2 — свободный полет ракеты по
переходной эллиптической траектории
в течение 5,267 час-, 3 — этапы полета
ракеты с работающими двигателями
пых активных ретрансляторов будет зависеть от того,
насколько долго обеспечено их функционирование на ор-
бите. Для того чтобы конкурировать с обычными систе-
мами связи, продолжительность работы связных ИСЗ
должна быть по меньшей мере один год. Это требует не
только того, чтобы бортовое электронное и электромеха-
ническое оборудование ИСЗ обладало значительной
степенью (возможно, на ИСЗ должны иметься дублиру-
ющие или саморемонтирующиеся системы), но также
чтобы на борту ИСЗ все время имелся достаточный за-
пас электроэнергии.
91
К счастью, солнечные элементы являются тем сред-
ством, которое способно обеспечивать работу радиообо-
рудования в течение длительного времени. Они также
могут питать энергией маховики системы управления, ко-
торые, возможно, потребуются для постоянного ориенти-
рования радиоантенн ИСЗ на приемные радиостанции на
Земле. Созданы также газореактивные системы ориента-
ции, способные работать свыше года.
UC3-2
Рис. 33. Схема, иллюстрирующая возможность охвата
радиосвязью всего земного шара при помощи трех
ИСЗ, выведенных на экваториальную орбиту высотой
35 700 км и расположенных на равном угловом рас-
стоянии друг от друга
Помимо необходимости постоянно ориентировать ра-
диоантенны и, возможно, солнечные элементы на Солн-
це, в определенных случаях появится необходимость в
средствах внесения поправок в орбиту ИСЗ.
Эта необходимость может' возникнуть из-за наруше-
ния орбиты ИСЗ под воздействием возмущений магнит-
ного поля Земли или тогда, когда потребуется поддер-
живать синхронизацию движения нескольких запущен-
ных на орбиту ИСЗ. Строгое выдерживание ИСЗ на за-
данной орбите, конечно, является особенно важным для
ИСЗ связи, запущенного на 24-час орбиту; смещение
такого ИСЗ с орбиты означает, что эффективность его
работы в течение длительного времени будет нарушена.
Для осуществления ориентации ИСЗ, а также для
удержания ИСЗ на заданной орбите были разработаны
газореактивные системы стабилизации. В настоящее
92
время прилагаются значительные усилия, чтобы для
этой цели разработать ЭРД небольшой тяги.
Как только будут созданы легкие электрогенерирую-
щие устройства, плазменные и ионные ЭРД найдут при-
менение для многих целей, включая перемещение связ-
ных ИСЗ с промежуточных орбит на основную 24-*шс
синхронную орбиту и точное выведение ИСЗ в задан-
ные точки на этих орбитах.
Для того чтобы получить примерное представление о
стоимости связных ИСЗ, фирма Де Хэвиленд Эркрафт
изучила рациональную, с ее точки зрения, систему свя-
зи с помощью ИСЗ. Это исследование было основано на
использовании восьми ИСЗ для обеспечения телефонной
связи наиболее густо заселенных районов земного шара.
Для того чтобы эти расчеты были ближе к реальности,
в них была учтена стоимость возможных неудачных за-
пусков, а также продолжительность действия оборудо-
вания, выведенного на орбиту.
В начале осуществления программы запусков продол-
жительность полезной работы оборудования ИСЗ была
принята равной одному году. Однако предполагалось,
что через шесть лет ИСЗ уже будут способны работать
в течение пяти лет. Число наземных станций, необходи-
мых для обеспечения работы всей системы, по предло-
жению фирмы должно увеличиться с двух в первый год
до 24 к моменту завершения всей программы. Стоимость
каждой станции, оборудованной двумя следящими реф-
лекторами, должна составить 1 млн. ф. ст. Если судить
по современным ценам на оборудование, эта цифра была
завышенной, по авторы расчета к этому и стремились.
Стоимость одного ИСЗ и ракеты-носителя для его
запуска была принята также равной 1 млн. ф. ст., но
считают, что эта цифра со временем уменьшится. В вы-
шеприведенном расчете учтены также стоимость созда-
ния вычислительных центров и расходы на содержание
наземных станций.
Потенциальные возможности системы связи при по-
мощи ИСЗ были также сопоставлены с предполагаемым
ростом межконтинентальной телефонной связи в ближай-
шие годы и общими потенциальными возможностями
средств телефонной связи. Было установлено, что для си-
стемы связи при помощи ИСЗ доход от эксплуатации за-
висит не только от спроса, но и от емкости системы, ока-
93
зывающей влияние на тарифные ставки. Из табл. 3.2
видно, что стоимость одного телефонного вызова может
прогрессивно уменьшаться по мере роста емкости систе-
мы связи и особенно в том случае, когда емкость систе-
мы превысит спрос.
Таблица 3.2
Оценка прибыли от эксплуатации системы телефонной связи
при помощи ИСЗ (по данным фирмы Де Хэвиленд Эркрафт)
Год	Расход, млн. ф. ст.				Приход, млн. ф. ст.	
	ежегод- ные капи- таловло- жения	ремонт и восста- новление ИСЗ	содержание и обслужи- вание назем- ных станций и вычисли- тельного центра	всего	ДОХОД	общая прибыль
1	6		1	7	3,7	—3,3
2	3		1	4	'	3,7	—0,3
3	5		2	7	26,4	19,4
4	3		3	6	13,2	7,2
5	6		5	И	29	18
6	4		6	10	47,5	37,5
7	8		8	16	40	24
8	10		10	20	60	40
9	—	1	10	11	21	10
10	3	1	10	14	29	15
11	1		10	11	34 •	23
12	3	1	10	14	36	22
13	—	1	10	11	36	25
14	3	1	10	14	36	22
15	5		10	15	52	37
16	8		12	20	80	60
17	1		12	13	49	36
18		1	12	13	52	39
19	—	1	12	13	52	39
20	1		12	13	57	44
Всего за 20 лет	70	7	166	243	757	514
Таблица показывает, что на третий год осуществле-
ния программы доходы от эксплуатации системы пре-
высят расходы на ее создание и она начнет давать при-
быль. (Эти цифры не включают расходы на исследова-
ния и опытные разработки, проведенные до того, как на
орбиту выведен первый ИСЗ — активный ретранслятор.)
94
Общие выводы фирмы Де Хэвиленд йркрафт сводят-
ся к следующему. Создание ракеты-носителя для за-
пуска связных ИСЗ на базе уже существующей ракеты
«Блю Стрик» потребует от фирмы вложения примерно
50—60 млн. ф. ст. Еще 12 млн. ф. ст. пойдут на разра-
ботку самого ИСЗ. Округляя цифры, можно сказать,
что в общем потребуется вложить 70 млн. ф. ст. в до-
полнение к 10 млн. ф. ст., которые уже были затрачены
на разработку .ракеты «Блю Стрик» к моменту отказа
министерства обороны от этого проекта, т. е. общие за-
траты в течение 10 лет составят около 140 млн. ф. ст.
Если теперь сопоставить эти капиталовложения с
подсчитанными выше доходами от эксплуатации систе-
мы связи, основанной на ИСЗ, то можно увидеть, что
к восьмому году работы системы прибыль от ее эксплуа-
тации с избытком покроет расходы на создание ракеты-
носителя и самого ИСЗ, включая все затраты на раз-
работку и создание ракеты «Блю Стрик». Кроме того,
вновь разработанный вариант ракеты-носителя может
быть предложен для выполнения других программ за-
пусков ИСЗ по себестоимости.
Интересно сравнить полученные цифры с экономиче-
скими показателями обычной системы глобальной связи.
Подсчитано, что кабель, проложенный вокруг земного
шара, будет стоить около 80 млн. ф. ст. Фирма Де Хэ-
виленд Эркрафт отмечает, что такой кабель нельзя
использовать для местной связи, если не проложить до-
полнительных линий большой протяженности; с запуском
же каждого нового ИСЗ стоимостью 1 млн. ф. ст. в строй
вступает новая сеть связи, которая может быть сразу
использована. Таким образом, за 70 млн. ф. ст., помимо
расходов на разработку ракеты «Блю Стрик», к 1960 г.
можно было бы обеспечить создание всей системы, со-
стоящей из восьми ИСЗ и 24 наземных станций.
Совершенно ясно, что достижение этих весьма много-
обещающих показателей во многом зависит от срока
службы ИСЗ, который в свою очередь зависит от на-
дежности компонентов спутника и источников питания.
Теперь, когда мы познакомились со всеми проблема-
ми, относящимися к использованию ИСЗ для связи, пе-
рейдем к некоторым гражданским проектам активных
связных ИСЗ. Некоторые из этих проектов были реали-
95
зованы, и в процессе эксплуатаций этих систем накоплен
большой опыт.
В 1960 г. было объявлено, что, продолжая работы над
пассивными связными ИСЗ типа «Эхо», NASA разрабо-
тал план, согласно которому »«в ближайшее время будет
продемонстрирована техническая возможность создания
очень легкого ИСЗ — активного ретранслятора для вы-
вода на орбиту высотой 4800—8000 км над поверхностью
Земли». Было указано также, что «NASA с помощью
промышленных фирм будет исследовать основные тех-
нические проблемы, не затрачивающие мероприятий
военных организаций, для которых секретность связи
имеет первостепенное значение и которые не дублируют
разработки частных предпринимателей, направленных на
использование ИСЗ в коммерческих целях».
Кроме того, NASA взял на себя обязательство оказы-
вать поддержку технически перспективным частным
предложениям «на Основе возмещения затрат». Это озна-
чает, что NASA «в пределах прав, предусмотренных его
статутом, будет за определенную плату предоставлять
частным фирмам ракеты-носители, стартовые установки
и системы сопровождения, а также обеспечивать их тех-
ническим обслуживанием в том случае, если их планы
по разработке и коммерческому использованию связных
ИСЗ являются технически перспективными и отвечают
требованиям других договорных инстанций».
Через девять дней после этого сообщения фирма Аме-
рикэн Телефон энд Телеграф (АТТ) обратилась к фе-
деральной комиссии по связи за разрешением в течение
года вывести на орбиту ИСЗ — активный ретранслятор
весом 79,2 кг. Сообщая об этом проекте, вице-президент
фирмы Г. Т. Киллингсворт заявил, что, по его мнению,
«осуществление связи с помощью ИСЗ в коммерческих
целях является делом частных предпринимателей». Он
выразил надежду, что проект «будет финансироваться и
осуществляться их фирмой во взаимодействии с ино-
странными телефонными службами».
Первоначальный вариант ИСЗ фирмы АТТ показан
на рис. .34. Он имеет форму сферы диаметром 1,27 м,
стабилизируемой вращением так, что ее ось в космиче-
ском пространстве все время сохраняет заданное поло-
жение. На оси вращения укрепляется маховик, который
•создает большой момент инерции.
96
Такая система стабилизации, конечно, не может быть
использована для того, чтобы ориентировать антенну
ИСЗ прямо на Землю. Надежная и фиксированная ори-
ентация по отношению к поверхности Земли может быть
получена только с помощью газореактивных сопел или
Рис. 34. Эскиз первоначального проекта связного
ИСЗ, разработанного фирмой Америкэн Телефон
энд Телеграф и получившего в дальнейшем назва-
ние «Телстар»:
1 — панель с солнечными элементами (на 152 панелях
размещается всего 11 552 солнечных элемента); 2 — ан-
тенна приемника; 3 — маховик; 4— антенна передатчика;
5 — сотовая оболочка из нержавеющей стали
маховиков :с приводом от двигателей. По мнению фирмы,
эти устройства были в ненужной степени усложнены при
проведении первых экспериментов.
В связи с этим фирма АТТ направила свои усилия
на достижение простоты конструкции ИСЗ и ускорение
его разработки. Вместо ИСЗ, ориентированных относи-
тельно Земли и двигающихся по точно рассчитанным
орбитам, фирма предложила для организации глобаль-
ной связи использовать 50 ИСЗ, запущенных на около-
полярные орбиты высотой примерно 4000 км (табл. 3.3).
Хотя эти ИСЗ будут иметь разные периоды обращения
97
Таблица 3.3
Предложения фирмы АТТ по созданию систем связи
при помощи ИСЗ (1960 г.)
Промежуточный вариант системы, имеющей
600 телефонных каналов между Гонолулу,
США и Западной Европой
Высота орбиты над Землей,	км.................. 4800
Вес ИСЗ, кг................................... 79,2
Диаметр ИСЗ, м................................ 1,22
Источники питания..........................Солнечные	эле-
менты и химиче-
ские батареи
Количество ИСЗ.............................30 на околополяр-
пых орбитах
Количество наземных приемо-передающих стан-
ций ............................................ 8
Общая стоимость системы, млн. долларов ...	50
Глобальная система
Количество ИСЗ.............................50 на околополяр-
ных орбитах
Количество телефонных каналов.................. 600
Количество телевизионных каналов............	1
Количество наземных приемо-передающих стан-
ций ........................................... 26
Продолжительность службы ИСЗ, лет............... 10
Общая стоимость системы, млн. долларов . . .	165
Стоимость системы без телевизионного канала,
млн. долларов........................... 115
Стоимость одной наземной станции, млн. дол-
ларов ........................................ 2,5
вокруг Земли, почта всегда один ИСЗ будет находиться
в пределах видимости одновременно двух наземных
станций, расположенных на большом удалении друг от
друга. Такой метод может показаться весьма неэконо-
мичным, но фирма АТТ утверждает, что применение ИСЗ
упрощенной конструкции позволит .сделать систему в це-
лом более экономичной. Если оборудовать ИСЗ система-
ми ориентации и фиксации относительно наземных стан-
ций, то они будут обладать большей массой и более
сложным оборудованием, что в свою очередь потребует
более мощных ракет-носителей и может привести к не-
исправностям вскоре после запуска ИСЗ на орбиту.
27 июля 1961 г. между фирмой АТТ и NASA было
подписано соглашение, предусматривавшее разработку
и испытание в 1962 г. от двух до четырех связных ИСЗ —
98
активных ретрансляторов. По этому соглашению АТТ
за свой счет разработает и построит ИСЗ; фирма также
обязалась оплатить NASA стоимость аренды различных
сооружений и обслуживания, которые будут обеспечены
NASA в связи с проектом АТТ. Здесь имелось в виду
предоставление в распоряжение фирмы ракет-носителей
«Тор-Дельта», стартовых сооружений, оборудования для
сопровождения ИСЗ, а также выделение обслуживаю-
щего персонала для запуска ИСЗ и слежения за ними.
По соглашению NASA также должен был обеспечить
фирму АТТ телеметрической информацией и информа-
цией сопровождения ИСЗ, которые будут получены при-
надлежащей NASA системой наземных станций «Мини-
трек». Со своей стороны, фирма должна была сообщать
NASA результаты своих экспериментов по связи с по-
мощью ИСЗ, а также и нею важнейшую информацию,
которая должна быть получена в ходе изучения мате-
риалов экспериментов и которая могла бы иметь значе-
ние для других программ организации связи с помощью
ИСЗ.
Руководство по разработке проекта было возложено
на Годдардский центр космических полетов NASA и от-
деление Белл Телефон Лабратриз фирмы АТТ. Проект
получил название «Телстар».
В окончательном виде ИСЗ имеет сферическую фор-
му и весит около 47 кг; питание ИСЗ обеспечивается
солнечными (элементами и никель-кадмиевыми батарея-
ми. Запуск ИСЗ производится с мыса Канаверал. Он
выводится на эллиптическую орбиту с перигеем пример-
но 960 км и апогеем 4800 км, наклонение орбиты к пло-
скости экватора составляет 45°. При помощи ИСЗ про-
водятся эксперименты по осуществлению широкополос-
ной связи, включая телевидение, двухстороннюю теле-
фонную связь, радио- и телеграфные передачи (между на-
земными станциями фирмы АТТ в Румфорде (штат
Мэн) и Холм-дел (штат Нью-Джерси). Предполагают,
что в экспериментах примут участие также наземные
станции, расположенные в Европе.
С наземных станций сигналы мощностью 2 кет -будут
передаваться на ИСЗ на частоте 6390 Мгц. Импульсный
приемопередатчик, снабженный трубкой бегущей волны
мощностью 3 вт, будет передавать сигналы наземным
станциям на частоте 4170 Мгц.
99
Для получения максимального объема информации
при проведении экспериментов на каждом ИСЗ будет
устанавливаться исследовательская аппаратура для
определения повреждений солнечных элементов и других
компонентов ИСЗ во время прохождения спутников в
апогее через радиационные пояса Земли.
Другой интересный проект, предложенный фирмой
Хьюз Эркрафт, преследовал цель достижения макси-
мальной простоты в выведении ИСЗ на 24-час синхрон-
ную экваториальную орбиту.
Как и фирма АТТ, фирма Хьюз поставила перед со-
бой задачу избежать функциональных усложнений и
создала весьма легкий ИСЗ весом всего лишь 14,5 кг.
В этом проекте также отказались от применения слож-
ного устройства для ориентации антенны.
Вместо этого предусмотрены лишь стабилизация ИСЗ
вращением во время запуска и .ориентирование ИСЗ на
орбите с помощью двух реактивных сопел, работающих
на азоте.
На рис. 35 .представлен предложенный способ креп-
ления ИСЗ к ракете-носителю.
Первоначальной целью фирмы Хьюз было создание
ИСЗ небольшого веса, который можно без больших за-
трат вывести на орбиту высотой примерно 35 700 км для
проведения экспериментов по осуществлению связи через
Атлантику. На этой высоте, как мы уже видели раньше,
орбитальная скорость такова, что ИСЗ, если он правиль-
но расположен на орбите, должен двигаться со скоро-
стью вращения Земли, и для наблюдателя с Земли он
будет казаться повисшим на одном месте. ИСЗ должен
обеспечить 600 двухсторонних телефонных каналов свя-
зи, прямые телевизионные передачи для наземных стан-
ций, расположенных в большей части Северной и Южной
Америки, Западной Европы и западной части Африки.
Обычной проблемой при разработке связных ИСЗ
такого типа является необходимость снабдить его пе-,
редатчик направленной антенной (ибо здесь речь идет
о передачах на большие расстояния), а также создание
запасов энергии на борту спутника. Нужной направлен-
ности можно добиться применением лучевой антенны,
для чего требуются стабилизация ИСЗ при помощи
сложной системы управления его положением и скоро-
стью и использования верньерных двигателей. Это в
100
свою очередь ведет к повышению веса ИСЗ и к необхо-
димости применять более мощные и более дорогостоя-
щие ракеты-носители для выведения спутника на ор-
биту.
В ИСЗ фирмы Хьюз достаточная направленность ан-
тенны достигалась за «счет использования «блинообраз-
ного» луча, позволявшего стабилизировать ИСЗ враще-
Рис. 35. Эскиз первоначального варианта связного ИСЗ фирмы
Хьюз Эркрафт, предназначенного для вывода на 24-час синхронную
орбиту в носовом конусе ракеты-носителя «Скаут»:
1 — сопло ориентации полета носового конуса; 2, 4 — баки с жидким азотом;
3 — демпфер нутации; 5 — высоковольтный источник питания; 6 — лампа бе'
гущей волны; 7 — дипольная антенна (в сложенном виде); 8 — электронный
блок; 9 —• устройство, обеспечивающее отделение пятой ступени; 10 — сбра-
сываемый носовой конус; 11 — сферический ракетный двигатель диаметром
28,4 см шестой ступени ракеты-носителя; 12 — контейнер; 13 —• клапан напол-
нителя; 14 — сопло и клапан управления скоростью; /5 — батарея; 16 — сердеч-
ник; 17 — сферический ракетный двигатель диаметром 28,4 см пятой ступени
ракеты-носителя; 18 — разделительное кольцо системы отсечки тяги двига-
теля; 19 — устройство отделения ИСЗ от ракеты-носителя; 20 — двигатель
«Алтер» четвертой ступени ракеты-носителя «Скаут»; 21 — поверхность креп^
ления двигателя «Алтер»
нием так, чтобы его ось была параллельна оси Земли
(используется линейная щелевая антенна, диаграмма
направленности которой представляет собой фигуру вра-
щения вокруг оси поворота антенны). Стабилизация вра-
щением дает возможность в значительной степени упро-
стить верньерную систему управления орбитой полета.
Одно газореактивное сопло, ось которого проходит через
центр тяжести по нормали к оси вращения, было приз-
нано фирмой достаточным для регулирования орбиталь-
ной скорости ИСЗ. Второе реактивное сопло, тяга кото-
101
рого направлена параллельно оси вращения, обеспечи-
вает изменение скорости в перпендикулярном
направлении к плоскости орбиты ИСЗ при длительном
использовании, а также нужную ориентацию оси вра-
щения.
Такое устройство спутника вместе с объединенной
электронной системой (рис. 36), в которой ретранслятор
связи одновременно используется как повторитель сиг-
налов наведения, приемник радиокоманд и передатчик
телеметрических данных, позволило снизить общий вес
ИСЗ до 14,5 кг,
. Ориентация ИСЗ достигается следующим образом.
Когда ИСЗ отделяется от последней ступени ракеты-но-
сителя, ось его вращения ориентируется параллельно оси
вращения Земли с целью обеспечения большого выигры-
ша антенны во время работы аппаратуры ИСЗ. Уточне-
ние ориентации осуществляется с помощью импульсов
газореактивного сопла системы управления положением
ЙСЗ, производимых синхронно с осевым вращением
ИСЗ. Это сопло расположено так, что его тяга направ-
лена параллельно оси .вращения и по отношению к
центру тяжести ИСЗ имеет плечо 30 см.
С интервалом в 60° при каждом обороте ЙСЗ в со-
ответствии с показаниями солнечного датчика и сигна-
лами синхронного контроллера для генерирования назем-
ных команд возникают импульсы тяги, которые должны
обеспечить крутящий момент точной величины в необхо-
димом направлении. Положение ИСЗ относительно Солн-
ца определяется во время процесса так, как представ-
лено на рис. 37. Плоский луч (0,6 X 180°) первого сол-
нечного датчика (ф) параллелен оси вращения и дает
фазовую информацию для выдачи импульсов на реактив-
ные сопла системы управления положением и скоростью
ИСЗ. Луч второго датчика (Ф), направленный под углом
I '*= 35°, образует V-обраэную систему излучения, изме-
ряющую угол между осью вращения и линией ИСЗ —
Солнце. Задержка в выдаче командных импульсов ком-
пенсируется использованием транспонированных сигна-
лов от синхронного контроллера Реактивное сопло си-
стемы управления положением ИСЗ также может быть
использовано для предотвращения наклонения ИСЗ. ;
Электронный блок, включая лампу бегущей волны
системы, весит менее 2,5 кг. Ретранслятор состоит из
102
Рис. 36. Блок-схема электронной системы первоначального варианта связного ИСЗ фирмы
Хьюз, предназначавшегося для вывода на синхронную орбиту
УКВ-приемника на полупроводниках и передатчика, ра-
ботающего на частоте 2 кМгц, с выходной мощностью
2,5 вт. Использование одной боковой полосы в линии
связи Земля —ИСЗ позволило провести наложение сиг-
налов от большого числа наземных станций на основе
разделения частот, что одновременно свело к миниму-
му потребный диапазон частот. Фазовый модулятор про-
межуточной частоты в целях экономии электроэнергии
при передачах с ИСЗ преобразует частотную модуляцию
в фазовую. Электроэнергия обеспечивается 2700 солнеч-
ными элементами, расположенными на цилиндрическом
корпусе ИСЗ.
Первоначально фирма Хьюз предполагала использо-
вать для запуска ИСЗ шестиступенчатый вариант раке-
104
ты «Скаут». В качестве идеального места старта ИСЗ
фирма предложила о. Джервис, расположенный в цен-
тральной части Тихого океана. На рис. 38 представле-
на предполагаемая траектория полета ракеты-носителя
при запуске ИСЗ. Угол возвышения в момент отсечки
двигателей последней ступени ракеты-носителя должен
5 ступень 4 ступень	3 ступень
™------'----zzi--—-—Свободный полет
289,беек 21Всек 238сек
W260M/№k 8300м/сек	5400м/сек ^/eeir	2 етупень
Свободный
75сек\г полет
, --------1---------1---------[— 1300м1секУ~1^тцПВНь
640	480	360 ™^р^Д*ерВис
1500м/сек
Расстояние от точки запуска,км
Рис. 38. Траектория активного участка полета модифициро-
ванной ракеты-носителя «Скаут» при запуске ИСЗ фирмы
Хьюз с о. Джервис на орбиту высотой 468 км
составить 9°, а ошибка в скорости выведения ИСЗ на
орбиту не должна превышать 6 м/сек,. В момент выхода
ракеты на переходную орбиту ее вектор скорости и ось
вращения будут направлены горизонтально (рис. 39).
Рис. 39. Переходная орбита первого варианта связного ИСЗ
фирмы Хьюз для вывода спутника на круговую орбиту высо-
той 35 700 км, синхронную с вращением Земли
105
Оборудование полигона на о. Джервис должно обе-
спечить отсечку двигателей пятой ступени ракеты-носи-
теля при требуемой скорости, стабилизацию вращением
четвертой ступени ракеты-носителя и выведение ИСЗ в
заданную точку в апогее, с тем чтобы синхронизировать
скорость ИСЗ со скоростью вращения Земли на высоте
примерно 35 700 км. Подобный же порядок запуска ИСЗ
при помощи ракет-носителей «Скаут» и «Тор-Дельта» с
мыса Канаверал позволит вывести ИСЗ на синхронную
орбиту, наклоненную под некоторым углом к плоскости
экватора.
В целом ИСЗ фирмы Хьюз отличается следующим:
незначительный вес, что позволяет использовать эконо-
мичные ракеты-носители с РДТТ, запуск которых может
быть быстро подготовлен с любой стартовой площадки и
которые обеспечивают выведение ИСЗ непосредственно
на экваториальную орбиту; стабилизация вращением и
наличие системы управления с помощью двух холодных
газореактивных сопел, что в значительной степени упро-
щает процесс вывода ИСЗ на орбиту; высокая степень
надежности и большая продолжительность его работы.
Предполагалось, что эта система связи позволит об-
служивать неограниченное количество наземных стан-
ций при помощи одного лишь ИСЗ. Номинальная часто-
та должна была составлять 4,5 Мгц и мощность — 2,5 вт,
что обеспечило бы выигрыш 8 дб в прототипе ИСЗ и
свыше 14 дб — в более усовершенствованных конструк-
циях.'
Учитывая возможности упрощенного варианта ИСЗ
этого типа для организации первичных экспериментов
по выведению спутника на синхронную орбиту, не при-
ходится удивляться, что NASA принял этот проект для
дальнейшей разработки. В настоящее время эта систе-
ма разрабатывается фирмой Хьюз под названием «Син-
ком» (сокращение слов «синхронная коммуникация»).
Подробности проекта ИСЗ, опубликованные NASA в
октяб-ре 1961 г., очень напоминают проект ИСЗ фирмы
Хьюз, за исключением того, что ИСЗ по проекту NASA
имеет несколько больший вес (рис. 40).
ИСЗ «Синком» имеет форму цилиндра высотой
625 мм и диаметром 700 мм. Без РДТТ, установленного
на ИСЗ для его маневра в апогее, вес спутника состав-
106
ляет около 25 кг. На боковой поверхности ИСЗ укреп-
лено 3960 солнечных элементов, которые питают ИСЗ
энергией и подзаряжают .никель-кадмиевые батареи,
используемые при нахождении ИСЗ в тени Земли. Си-
стема энергопитания (мощность 20 вт, напряжение
27,5 в) рассчитана на срок службы ИСЗ «Синком» про-
должительностью один год.
Рис. 40. ИСЗ «Синком» фирмы Хьюз:
1 — газовые сопла, работающие на азоте; 2 — верньерные двигатели;
3— связная антенна; 4 — солнечные элементы; 5 — ракетный двигатель,
включаемый в апогее; 6 —- датчики углового положения ИСЗ по отно-
шению к Солнцу; 7 телеметрические антенны
На случай отказа электронного оборудования систе-
мы телеметрии и связи (включая командные системы)
дублированы. Система связи работает от источников пи-
тания мощностью 2 вт.
На ИСЗ установлены две антенные системы. С одной
стороны ИСЗ выдвигается щелевая антенна для приема
и передачи телефонных и телеграфных сообщений. Те-
леметрическая информация передается при помощи че-
тырех выступающих в стороны парусных антенн, уста-
107
новленных на противоположных концах ИСЗ; эти антен-
ны расположены под углом 90° друг к другу.
Сигналы телефонных и телеграфных передач будут
посылаться на ИСЗ («Синком» на частоте 7500 Мгц, уси-
ливаться лампой бегущей волны и ретранслироваться
на Землю на частоте 1850 Мгц. В дополнение к инфор-
мации о положении ИСЗ ib данное время на Землю бу-
дет также передаваться информация о состоянии сол-
нечных элементов, системы связи, газореактивной си-
стемы управления и температуры внутри ИСЗ.
Более поздние варианты ИСЗ системы «Синком» бу-
дут выводиться на* орбиту высотой 35 700 км и синхро-
низироваться со скоростью вращения Земли; первая же
серия этих ИСЗ будет выводиться не на стационарные,
а на вытянутые в виде восьмерки орбиты, расположен-
ные в пределах 33° северной и южной широт, так, чтобы
они пересекали определенную долготу над Атлантиче-
ским океаном через каждые 24 час.
Вывод ИСЗ на синхронную орбиту на расчетной дол-
готе, возможно, потребует несколько дней. Предпола-
гается следующая последовательность действий.
После отделения второй ступени ракеты-носителя
«Дельта» ИСЗ «Синком» будет придано вращательное
движение вокруг продольной оси со скоростью 2,5 об!сек.
По выгорании топлива двигателя третьей ступени ИСЗ
выйдет на высоту 256 км в точке перигея эллиптической
орбиты. Через 5,5 час свободного полета ИСЗ достигнет
высоты 35 700 км — апогея своей орбиты — и будет на-
ходиться над Индийским океаном.
В момент нахождения ИСЗ в апогее будет включен
установленный на ИСЗ двигатель, с тем чтобы вывести
ИСЗ на круговую и почти синхронную орбиту. После
этого ИСЗ начнет двигаться в западном направлении к
определенной долготе вблизи восточной части США.
В этой точке будет включено несколько небольших
верньерных двигателей, для того чтобы добиться полной
синхронизации скорости движения ИСЗ со скоростью
вращения Земли. Затем ИСЗ будет соответствующим
образом ориентирован при помощи газореактивного соп-
ла, установленного в основании ИСЗ; второе такое же
сопло будет одновременно использовано для окончатель-
ной доводки орбиты ИСЗ до расчетной. В течение года
работы ИСЗ «Синком» на нем сохранится достаточное
108
количество газообразного азота, который может потребо-
ваться для внесения каких-либо поправок в орбиту или
ориентацию ИСЗ.
ИСЗ кСинком» в основном предназачается для
гражданских целей и руководство его разработкой осу-
ществляется Годдардским центром космических полетов
NASA. Но министерство обороны США также в какой-то
степени участвует в этих работах, предоставляя фирме
Хьюз различные наземные сооружения, предназначенные
для отработки системы синхронных связных ИСЗ «Ад-
вент», разрабатываемой по заданию вооруженных сил
США.
ИСЗ «Синком» будет использоваться для ретрансля-
ции телефонных и телеграфных передач; первые модели
ИСЗ не будут приспособлены для телевизионных пере-
дач, но фирма Хьюз ведет в этом направлении соответ-
ствующие разработки.
Хотя связь при помощи ИСЗ, выведенных на стацио-
нарные орбиты, имеет явные преимущества, в то же
время при использовании таких ИСЗ для телефонных
передач им присущи определенные недостатки. Прежде
всего это касается разрыва во времени между передачей
и приемом телефонного разговора, обусловленного ско-
ростью распространения радиоволн. Время прохождения
радиоволн с наземной станции до ИСЗ, находящегося
на высоте 35 700 км,, и обратно составит 0,3 сек; это
означает, что абонент может получить ответ на свою
реплику не ранее чем через 0,6 сек. Такие паузы могут
вызвать возражения многих телефонных абонентов, и
пока они не привыкнут к этому обстоятельству, разговор
будет зачастую прерываться,' оттого что оба абонента
будут говорить одновременно.
Более того, в существующих двухсторонних телефон-
ных линиях связи возникает эхо, делающее невозмож-
ной задержку передачи длительностью 0,6 сек. Для лик-
видации этого явления необходимо иметь устройство,
подавляющее эхо путем прерывания передачи на одном
конце линии в то время, когда говорит другой абонент.
Дальнейшие исследования покажут, насколько серьезны
в действительности эти проблемы.
Это обстоятельство Является одной из причин, почему
так много усилий вкладывается в разработку связных
109
ИСЗ, выводимых на низкие орбиты, поскольку в дан-
ном случае влияние задержки во времени не является
столь серьезным.
Запуск ИСЗ для осуществления связи является, не-
сомненно, одним из важных направлений, где может
быть использована европейская ракета-носитель, создан-
ная на базе английской баллистической ракеты «Блю
Стрик». Главное почтовое управление Великобритании,
а также ряд английских промышленных фирм уже ib те-
чение некоторого времени интересуются этими возмож-
ностями, и в 1960—1961 гг. ими совместно с королевским
авиационным исследовательским институтом в Фарнборо
было проведено детальное изучение этого вопроса. Та-
кое мероприятие не может быть осуществлено без уча-
стия Соединенных Штатов и других заинтересованных
стран, так как ныне существующие трансатлантические
кабели между Англией и США находятся в совместном,
владении главного почтового управления Великобрита-
нии и американской фирмы Америкэн Телефон энд Те-
леграф.
Таким образом, технические и другие проблемы, свя-
занные с использованием ИСЗ для связи, требовали все-
стороннего обсуждения и взаимодействия Англии с США
и странами Британского содружества наций.
Действительно, в начале 1961 г. было объявлено, что
главное почтовое управление намерено сотрудничать с
NASA в испытании ИСЗ для установления связи через
Атлантический океан. В ходе этих испытаний, для кото-
рых будут использованы ИСЗ «Рилей» и «Рибаунд», раз-
рабатываемые NASA, -и ИСЗ фирмы Америкэн Телефон
энд Телеграф исследуются возможности осуществления
телефонных, телеграфных и телевизионных -передач. Для
этой цели главное почтовое управление построило спе-
циальную станцию в Гунхилли Даун на мысе Лизард
(графство Корнуолл). Подобные станции в порядке со-
трудничества с NASA были созданы также во Франции
и ФРГ.
С техническим заданием на разработку связного ИСЗ
«Рилей» (табл. 3.4) были ознакомлены представители
41 американской фирмы на совещании в Годдардском
центре космических полетов, состоявшемся 24—25 января
1961 г. По заданию ИСЗ должен весить, включая элек-
тронное оборудование и источники питания,
ПО
Таблица 3.4
Техническое задание на разработку связного ИСЗ «Рилей»,
предложенное NASA фирмам 24—25 января 1961 г.
рее, кг................................... 38,5+15%
Размеры, см:
длина.................................... 125,0
диаметр основания......................  72,5	(корпус дол-
жен сходить на
конус, диаметр ко-
торого на расстоя-
нии 40,6 см от ос-
нования составит
25 см)
Параметры орбиты:
апогей, км................................ 4000—4800
перигей, км . ...............;..... i 960—2240
период обращения, мин . . . . : . . .*. . .	180
наклонение к плоскости экватора^ град . . .	30—55
Источники питания............................ Солнечные	эле-
менты
Связь:
частота на линии Земля — ИСЗ, Мгц ....	400—500
частота на линии ИСЗ — Земля, Мгц . . . .	2200—2300
полоса пропускания видеосигнала, Мгц : : .30 при 60 дб (за-
тухание при 2 Мгц
не более 2 дб)
38,5 кг ± 15%, стабилизироваться вращением и иметь
всенаправленную антенну.
Необходимо было построить пять образцов ИСЗ, в
том числе один прототип, один с размещением электрон-
ного оборудования, два для летных испытаний и один
резервный. Предполагалось, что для испытаний ИСЗ бу-
дут использованы трехступенчатая ракета-носитель «Тор-
Дельта» и двухступенчатая ракета «Атлас-Аджена В».
Отмечалась возможность запуска с помощью одной ра-
кеты-носителя сразу нескольких спутников, после того
как программа пройдет этап разработки прототипа ЙСЗ.
После рассмотрения предложений семи фирм кон-
тракт на сумму 3 млн. долларов был заключен с фирмой
Радио К-орпорейшн оф Америка.
Проект ИСЗ, предложенный этой фирмой, представ-
лен на рис. 41. Спутник имеет высоту 725 мм и диаметр
650 мм (без антенн). Примерно 6000 солнечных элемен-
тов, защищенных от воздействия радиации, укреплены
на боковых стенках ИСЗ. Для повышения надежности
ИСЗ имеет два приемоотвегчика, каждый из которых
111
может принимать и передавать телевизионные, двухсто-
ронние телефонные и другие сигналы. Наземные стан-
ции будут выбирать для каждого вида передачи один
из приемоответчиков, а также режим его работы.
Приемоответчики
будут принимать пе-
реданную с Земли
информацию на ча-
стоте 1725 Мгц, По-
сле усиления в при-
емоответчике сигнал
будет передаваться
на Землю на часто-
те 4170 Мгц с по-
мощью 10-ет лампы
4
8
9
10
11
Рис. 41. ИСЗ «Рилей»
фирмы Радио Корпо-
рейшн оф Америка:
1 — широкополосная антенна;
2 — приемник и возбудитель
лампы бегущей волны; 3 —
лампа бегущей волны; 4 —
источник питания лампы бе-
гущей волны; 5 — солнеч-
ные элементы; 6 — батареи;
7 — телеметрические антен-
ны; 8 — аппаратура для изу-
чения радиации; 9 —- возбу-
дитель приемника; 10— ко-
дирующее устройство; 11 —
декодирующее устройство;
12 — приемник и демодуля-
тор поднесущей; 13 — дат-
чики радиации
бегущей волны, специально разработанной для данного
эксперимента фирмой Радио Корпорейшн оф Америка.
Помимо оборудования связи, на борту ИСЗ установ-
лены приборы для измерения интенсивности и распре-
деления электронов большой и малой энергии и прото-
нов, а также для определения степени повреждений, при-
чиняемых этими частицами таким полупроводниковым
устройствам, как диоды и солнечные элементы. Имеются
два командных приемника, декодирующие устройства,
используемые для обеспечения работы электронной аппа-
ратуры в линии радиоуправления системы связи NASA
«Минитрек», и импульсно-кодовая телеметрическая си-
112
сделаны на основе .иссле-
Рис. 42. Орбита, предназ-
наченная для запуска связ-
ного ИСЗ фирмы Хаукер
Сиддли
стема для передачи информации о работе бортовой
аппаратуры и радиационных приборов. Наконец, высоко-
частотный передатчик подает сигналы, с помощью кото-
рых Годдардский центр космических полетов NASA смо-
жет рассчитывать орбиту полета ИСЗ.
В Англии первые предложения об использовании
ИСЗ для дальней связи были
дований, проводившихся
секцией астронавтики фир-
мы Хаукер Сиддли Авиэйшн.
Изучение различных видов
орбит показало, что в север-
ном полушарии связь мо-
жет быть обеспечена при
помощи ИСЗ, выведенного
на эллиптическую орбиту,
плоскость которой будет на-
клонена к плоскости эквато-
ра под углом 63°. Три — че-
тыре таких ИСЗ, располо-
женных на соответствую-
щем расстоянии друг от дру-
га, смогут обеспечить почти
непрерывную связь с назем-
ными станциями.
Апогей орбиты этих ИСЗ
высотой 20 000 км должен
приходиться на 63° с. ш., а
перигей высотой 480 км
(минимальная высота, на которой тормозящее воздей-
ствие атмосферы Земли еще не оказывает существен-
ного влияния на движение ИСЗ) —в южном полушарии.
Достоинством эллиптической орбиты такого рода яв-
ляется то, что находящийся на ней ИСЗ в течение боль-
шей части своего периода обращения может быть ис-
пользован для связи. На рис. 42 представлена такая
орбита, а на рис. 43 показано время, в течение кото-
рого возможно поддержание телефонной связи между
Лондоном и Нью-Йорком в течение одного 24-час пе-
риода обращения ЙСЗ вокруг Земли.
Установлено, что если один ИСЗ будет использовать-
ся в сутки примерно 9 час, то три ИСЗ, расположенные
соответствующим образом, обеспечат непрерывную связь
из
в течение почти целых суток. Еще одно преимущество
такой орбиты состоит в том, что при выбранном угле
наклона к плоскости экватора не отмечается никакого
вращения линии апсид; это означает, что апогей всегда
будет оставаться на широте 63°.
Время обращения по орбите,ч
Рис. 43. График поддержания связи на линии Лондон — Нью-Йорк
при помощи ИСЗ фирмы Хаукер Сиддли в течение суток (начало
отсчета времени соответствует положению ИСЗ в перигее; общее
время активной связи за четыре оборота ИСЗ в течение суток со-
ставляет 9,5 час)
Тем не менее и на этой орбите будут сказываться
некоторые возмущения, которые должны быть приняты
во внимание. 'Во-первых, из-за сплюснутости Земли и
наличия вокруг нее магнитного поля плоскость орбиты
будет вращаться около полярной оси Земли (скорость
этого вращения примерно пропорциональна косинусу
угла, образованного плоскостью орбиты и плоскостью
экватора; эти возмущения исчезают, когда ИСЗ запу-
скается на полярную орбиту). Во-вторых, будет проис-
ходить вращение главной оси в плоскости орбиты, что
опять-таки является следствием наклона плоскости
орбиты.
Таким образом, полярные орбиты имеют некоторые
преимущества; однако было признано, что орбита с апо-
114
геем, лежащим на 63° с. ш., позволяет лучше всего ре-
шить вопрос создания глобальной системы связи с наи-
меньшим числом ИСЗ.
Теоретически система ИСЗ должна сохранять в точ-
ности свое первоначальное положение, если не учиты-
вать влияние вышеуказанных возмущений. Необходимо
рассмотреть еще два фактора, которые могут оказывать
влияние на орбиту -спутника. Первый — практическая
точность выведения ИСЗ на орбиту, котора5Т зависит от
используемой системы наведения. Второй— небольшие
возмущения орбит под влиянием Солнца и Луны, а так-
же возникновение аэродинамического торможения при
движении ИСЗ в перигее орбиты.
Для системы наведения было установлено, что ошиб-
ка в определении высоты перигея порядка 1,6 км через
месяц превратится в ошибку во времени, равную 1 час,
а ошибка в скорости выведения ИСЗ 3 м/сек повлечет
ошибку во времени, равную около 2,5 час. Ошибки та-
кого рода, естественно, недопустимы. Если же рассмат-
ривать работу ИСЗ в течение суток, то некоторый дрейф
ИСЗ может считаться допустимым, поскольку нахожде-
ние на орбите большого числа ИСЗ обеспечит значитель-
ное перекрытие пространства.
Если нет возможности достичь параметров орбиты
ИСЗ необходимой точности с помощью ракеты-носителя,
то потребуется внести в эти параметры соответствующие
изменения с помощью небольших двигательных устано-
вок, находящихся на борту ИСЗ.
Что касается влияния солнечных и лунных возмуще-
ний, а также атмосферного торможения в перигее, рас-
четы показали, что оно пренебрежимо мало. Во всяком
случае эти факторы должны действовать на все ИСЗ,
находящиеся на орбите в одинаковой степени; и таким
образом, не должно нарушаться положение ИСЗ отно-
сительно друг друга.
Первоначальный проект фирмы Хаукер Сиддли Ави-
эйшн, опубликованный в 1960 г., предусматривал созда-
ние связного ИСЗ весом 270—315 кг |(рис. 44); его ори-
ентация относительно Земли осуществлялась с помощью
инерциальных датчиков горизонта. Система реактивных
сопел, работающих на перекиси водорода, была пре-
дусмотрена для снижения скорости вращения ИСЗ после
его отделения от ракеты-носителя и скорости вращения
115
маховиков системы управления, если в этом возникнет
необходимость. Данный вариант ИСЗ должен был обе-
спечить 100 телефонных каналов при расходе электро-
энергии 450 мет на канал. Приемопередатчик, оборудо-
Рис. 44. Первоначальный проект связного ИСЗ фирмы Хаукер
Сиддли:
/--солнечные элементы; 2—-датчик горизонта; 3— реактивные сопла системы
управления, работающие на перекиси водорода; 4 — батареи электропитания;
5—узел маховиков; 6 — блок управления положением ИСЗ; 7 — бак с пере-
кисью водорода; 8 — приемник; 9 — параболический отражатель; 10 — усили-
тель; // — передатчики
ванне для стабилизации и аппаратура для управления
монтировались на платформе внутри основного корпуса
ИСЗ, чашеобразная антенна диаметром около 1 м слу-
жила основой корпуса. Вокруг центральной части ИСЗ
на трубчатых стержнях располагались четыре изогнутых
панели с солнечными элементами, «которые обеспечивали
получение энергии 500 вт. Когда ИСЗ помещается в но-
116
совой части ракеты-носителя, эти панели в сложенном
состоянии закрывают корпус ИСЗ; но как только ИСЗ
отделяется от ракеты-носителя, они разворачиваются.
В результате более детального рассмотрения различных
конструктивных проблем была разработана новая кон-
фигурация ИСЗ (рис. 45), о чем было сообщено в докла-
Рис. 45. Внутренние и наружные детали связного ИСЗ — активного
ретранслятора, предложенного фирмой Хаукер Сиддли в 1961 г. .Па-
нели с солнечными элементами складываются на корпус ИСЗ, что-
бы поместить его в носовом конусе ракеты-носителя:
1 — механизм подъема панели с солнечными элементами; 2 — панели с сол-
нечными элементами; 3 — радиооборудование; 4 — инфракрасные датчики;
5 — антенны; 6 — точка крепления ИСЗ к последней ступени ракеты-носителя;
7 — Топливный бак системы стабилизации ИСЗ; 8 — батареи питания; 9—
сопла системы стабилизации ИСЗ; 10 — жалюзи для регулирования темпера-
туры внутри ИСЗ
де «Промышленность и космос», опубликованном 28 фев-
раля 1961 г. фирмой Хаукер Сиддли Авиэйшн совместно
е французской организацией SEREB. Пересмотренная
конструкция, явившаяся результатом тщательных техни-
ческих исследований, отличалась большей целесообраз-
ностью. Электронное оборудование и системы управле-
ния были помещены в контейнер коробчатой формы с
117
площадью основания 181 см2, над которым смонтирована
выдвижная восьмипанельная рама с солнечными эле-
ментами.
При установке ИСЗ в ракете-носителе панели с сол-
нечными элементами складывались на четыре грани
контейнера так, что, несмотря на их длину (свыше 5 м
в раскрытом состоянии), весь ИСЗ умещался в цилиндре
диаметром 1,35 л и высотой 3,60 м. Раскрытие панелей
с солнечными элементами обеспечивалось разрывом тро-
са, удерживающего центральную пружину, установлен-
ную на контейнере, в сжатом состоянии. Площадь пане-
лей с солнечными элементами в развернутом положении
составляет примерно 21,4 л2.
Контейнер, в котором размещается оборудование
ИСЗ, представляет собой жесткую конструкцию с вы-
ступами в четырех нижних углах, с помощью которых
ИСЗ крепится к последней ступени ракеты-носителя.
Внутри контейнера оборудование крепится к централь-
ной (раме, которая в свою очередь скреплена с четырьмя
вертикальными стойками контейнера.
Реактивная система управления ИСЗ спроектирована
таким образом, чтобы создавать управляющие моменты
двух значений. Первый из них—довольно значительный—
Действует кратковременно в момент отделения ИСЗ от
последней ступени ракеты-носителя. Затем создаются
более слабые моменты для управления орбитой ИСЗ
в продолжение /всего времени его существования. Реак-
тивная система управления работает сперва на сжатом
азоте, который используется для создания тяги при от-
делении ИСЗ от последней ступени ракеты-носителя, а
затем она начинает работать на пропане. Выбор пал на
пропан главным образом из-за его хорошей испаряемо-
сти и стабильности по сравнению с перекисью водорода.
Данное решение позволило отказаться от системы инер-
циальных маховиков, которая имелась в старом вариан-
те. Новая система способна обеспечить непрерывную ра-
боту ИСЗ в течение многих лет его существования.
Система работает следующим образом: азот, нахо-
дящийся под давлением 245—280 кг!см2, содержится в
легком сосуде, снабженном мембраной, которая разры-
вается при помощи взрывного устройства. После этого
азот направляется по двум каналам: во-первых, через
редукционный клапан — к соленоидным клапанам, кото-
- 118
pbIe управляют работой сопел, помогающих отделению
ИСЗ от ракеты-носителя; во-вторых, через редукцион-
ный клапан—в резервуар с пропаном. После отделения
спутника от ракеты поток азота к соплам прекращается.
Давление в резервуаре с пропаном -постоянно поддер-
живается на уровне 25—28 кг/см2 с помощью сжатого
азота, от которого пропан отделен пластической диаф-
рагмой. Поток пропана в систему управления ИСЗ кон-
тролируется с помощью инжектора переменного сече-
ния, которое изменяется в зависимости от информации,
получаемой от датчика давления газа в газовой системе.
Тепло, требующееся для испарения пропана (потребле-
ние энергии примерно 6Q вт), отводится от четырех ламп
бегущей волны приемопередатчика через теплопогло-
щающие устройства из соединений лития. Температура
газообразного пропана регулируется в пределах 90—
100° С. Когда расход пропана в системе приводит к
снижению давления до определенной, заранее установ-
ленной величины, срабатывает клапан, подающий из
резервуара в систему новую порцию пропана. Таким
образом, давление пропана, подаваемого на сопла, почти
неизменно, что приводит к получению тяги нужной ве-
личины. Чтобы предотвратить чрезмерное повышение
давления газа, в систему включен предохранительный
клапан..
На рис. 46 представлены блок-схема описанной выше
реактивной системы управления и ее электронная схема.
Стабилизация ИСЗ по тангажу и рысканью осущест-
вляется таким образом, чтобы антенна все время оста-
валась в фиксированном положении по отношений к
местной вертикали; что касается ИСЗ, то он может сво-
бодно вращаться вокруг своей оси симметрии.
Всю систему ИСЗ можно в широком смысле слова
подразделить на секцию датчиков и секцию управления.
В первую входит инфракрасный датчик, в котором
используется вращающийся развертыватель, чувстви-
тельный только к излучению Земли, а это дает возмож-
ность определить горизонт, а следовательно, и местную
вертикаль Земли. Информация о положении оси ИСЗ
обеспечивается фазовым опорным генератором, позво-
ляющим проводить сравнение положения оси ИСЗ с
местной 1вертикалью Земли. Выходной сигнал блока че-
рез следящий механизм эмиттера является сигналом
119
ошибки. Этот сигнал, который может быть или позитив-
ным, или негативным по отношению к заранее опреде-
ленной условной величине, подается на нелинейный кон-
троллер, который суммирует сигналы, пока они не соста-
вят в сумме заранее определенную величину. Когда
Рис. 46. Блок-схема системы управления положением связ-
ного ИСЗ фирмы Хаукер Сиддли:
1 — вращающееся сканирующее устройство; 2 — инфракрасный де-
тектор; 3— усилитель, фазовый детектор и т. п.; 4 — клапан сни-
жения давления; 5—датчик ошибок; 6 — реле; 7 — клапан выклю-
чения командной системы; 8 — бак со сжатым азотом; 9— бак с
жидким пропаном; 10 — нагревательное устройство; 11 — предохра-
нительный клапан; 12 — соленоидный клапан; 13 — реактивные
сопла системы орбитального управления ИСЗ; 14 — реактивные
сопла системы отделения ИСЗ от последней ступени ракеты-но-
сителя
сумма достигает этого значения, срабатывает реле, приво-
дящее и действие два соленоидных клапана, открываю-
щих подачу газа к реактивным соплам.
Другой характерной чертой предлагаемой конструк-
ции ИСЗ является система регулирования температуры,
состоящая из серии шарнирных затворов; внешние по-
верхности затворов покрыты свинцовыми белилами, сла-
бо поглощающими солнечный свет и имеющими хорошие
эмиссионные характеристики. Таким ж>е образом обраба-
тывается вся внешняя поверхность ИСЗ. Работа жалю-
120
зи, регулирующих температуру внутри ИСЗ, основана
на принципе различного расширения полос, выполнен-
ных из биметалла. В открытом положении жалюзи об-
ращены к Солнцу зачерненными поверхностями, радиа-
ционные качества которых противоположны белым по-
верхностям. Открывание и закрывание жалюзи проис-
ходит при температурах 10 и 30° С соответственно.
К дополнительным панелям
п Общая излучаемая
V энергия 46т
200вт
на Солнце
Рис. 47. Схема распределения электроэнергии связного ИСЗ
фирмы Хаукер Сиддли
Это считается достаточным для обеспечения регули-
рования температуры внутри ИСЗ, повышающейся под
воздействием излучения Солнца и Земли, а также в ре-
зультате работы бортовой электронной аппаратуры.
Транзисторы и батареи должны быть защищены от боль-
ших перепадов температур, поскольку максимально до-
пустимый диапазон их рабочих температур составляет
0^50° С.
Электронный блок 'фактически представляет собой
выведенный в космическое пространство контейнер, со-
стоящий из приемника и передатчика. На рис. 47 пока-
зано распределение электроэнергии, получаемой от сол-
121
нечных элементов, между бортовым оборудованием ИСЗ;
предполагается, что солнечные элементы обеспечивают
200 вт. Для радиооборудования по этой схеме выде-
ляется 155 вт.
Поскольку ИСЗ будет двигаться по орбите, высота
которой над поверхностью Земли будет находиться в
пределах 20 000—480 км, ширина луча антенны, направ-
ленной на Землю, также должна меняться. Максималь-
ный выигрыш антенны такого типа составляет около
18 дб и минимальный — 3 дб. Чтобы избежать осложне-
ний, связанных с применением антенн различного уси-
ления, была выбрана средняя величина выигрыша 10 дб,
соответствующая высоте 6400 км. Если ИСЗ передает
сигнал мощностью 1 вт и если превалируют наихудшие
условия затухания (10 дб), то мощность сигнала, при-
нятого на Земле, составит 4,5 • 10~14 вт.
Предполагается связь ИСЗ — Земля осуществлять на
номинальной частоте 2000 Мгц, а связь Земля — ИСЗ —
на номинальной частоте 6000 Мгц, поскольку в послед-
нем случае к. п. д. и шумы не имеют большого значения.
Для ИСЗ .предложен ретранслятор на сантиметровых
волнах, не модулирующий промежуточные частоты. Вхо-
дящая радиочастота в первом смесителе преобразуется
в частоту около 70 Мгц, за счет чего достигается боль-
шая часть необходимого выигрыша. Затем, чтобы избе-
жать обратной связи, в смесителе верхнего каскада эта'
частота вновь преобразуется в радиочастоту. Дальше
возникает необходимость нового усиления частоты с по-
мощью лампы бегущей волны. Преимущество этой схемы
состоит в том, что весь усилитель промежуточной часто-
ты может быть построен на транзисторах.
-Конструкторы указывают, что для одной двухсторон-
ней линии связи обычно требуются четыре частоты. На
практике же должна существовать возможность одновре-
менного использования одного ИСЗ несколькими парами
наземных станций, что может быть достигнуто путем
разделения приемо-передающего оборудования ИСЗ на
несколько параллельных блоков, каждый из которых бу-
дет работать в диапазоне частот одной станции. В рас-
сматриваемой конструкции ИСЗ фирмы Хаукер Сиддли
Авиэйшн запланировано создать четыре таких блока,
которые могут быть использованы или одновременно, или
двумя парами наземных станций, или одной парой стан-
122
ций, но с увеличением числа каналов вдвое. Такая си-
стема потребует четыре частоты в диапазоне 6000 Мгц
для Связи на линии Земля — ИСЗ и четыре частоты в
диапазоне 2000 Мгц для связи на линии ИСЗ — Земля.
Характеристики ИСЗ приведены в табл. 3.5.
Таблица 3.5
Хаоактеоистики связного ИСЗ фирмы Хаукер Сиддли Авиэйшн
(разработка 1959—1961 гг.)
Вес, кг'.
конструкции контейнера . ....................... 27,2
панелей с солнечными элементами и их креп-
лений ...................................... 90,7
проводки и контрольных устройств........... •	20,4
газореактивной системы управления положе-
нием ИСЗ, включая азот, пропан и элект-
ронное оборудование ........................ 45,3
аккумуляторных батарей........................ 11,3
антенн/приемников, передатчиков и усили-
тельной аппаратуры.......................... 54,4
Всего ... 249,3.
Несущие частоты, Мгц\
Земля—'ИСЗ................................... 6000
ИСЗ — Земля................................ 2000
Ширина полосы пропускания................Четыре полосы по
2,5 Мгц
Тип ретранслятора .......................Немодулирующий
промежуточные
частоты; пригоден
для частотно-моду-
лированных сиг-
налов
Суммарная мощность излучаемого с ИСЗ сиг-
нала, вт ...................	4
Число двухсторонних телефонных каналов:
при отношении сигнал/шум 40 дб ... . . . .	100
при отношении сигнал/шум 50 дб.. 32
Общая мощность излучаемого сигнала около 4 вт.
Общая потребность в энергии приемо-передающего
устройства, состоящего из клистронов, осциллаторов,
ламп бегущей -волны и усилителей промежуточной часто-
ты, оценивается в 98 вт.
Каждый ИСЗ будет представлять одно звено в теле^-
фон,ной системе, которое предназначено для замены или
увеличения пропускной способности уже существующих
ретрансляторов на сантиметровых волнах или кабельных
123
ретрансляторов. Наземные станции будут полностью
автоматизированы. Сигналы, поступающие с наземной
АТС, должны подаваться на передатчик, частоты посту-
пивших сигналов будут преобразовываться в смесителях
в соответствии с требованиями международного телефон-
ного стандарта и передаваться на несущей частоте
6000 Мгц.
После запуска ИСЗ наземные следящие станции со-
берут информацию о его движении по орбите в течение
первой недели полета и передадут эти данные на цен-
тральную вычислительную станцию, где будут рассчи-
таны параметры орбиты и ее временные отклонения.
Вслед за этим .можно установить точное время, когда
тот или иной ИСЗ появится в поле радиовидимости каж-
дой наземной станции, что даст возможность немедленно
направлять на него приемную антенну этой станции. Все
наземные станции будут оборудованы двумя передаю-
щими и двумя приемными чашеобразными антеннами.
Когда одна пара антенн (передающая и приемная) со-
провождает тот или иной ИСЗ, другая пара находится в
готовности настроиться на следующий ИСЗ, как только
он появится над горизонтом. Это даст возможность осу-
ществлять связь непрерывно. Данные, необходимые для
своевременного обнаружения ИСЗ, будут доставлять со-
ответствующие вычислительные центры. Считается, что
одна вычислительная' машина с объемом памяти в
5000 слов может в течение часа подготовить все данные,
необходимые для непрерывной работы наземной станции
в течение одной — двух недель.
При проведении этих работ главное почтовое управ-
ление в июле 1961 г. опубликовало условия, осущест-
вление которых, по его мнению, желательно при орга-
низации системы связи при помощи ИСЗ. Эти условия
сводились к следующему.
1)	Все наземные станции, включенные в систему,
должны поддерживать между собой непрерывную теле-
фонную и телеграфную связь круглосуточно.
2)	(Обеспечить глобальную связь во .взаимодействии
с уже существующими кабельными линиями и радиоли-
ниями.
3)	На ИСЗ должно быть установлено оборудование,
обеспечивающее 1000 телефонных каналов и один или
два телевизионных канала.
124
4)	Система должна обеспечить использование назем-
ными станциями только одного ИСЗ в каждый данный
момент.
Авторы условий признавали, что, прежде чем решить
вопрос о выполнимости вышеуказанных требований, не-
Рис. 48. Эскиз связного ИСЗ, разработанный
королевским авиационным исследовательским
институтом (максимальный размер ИСЗ со-
ставляет около 5,5 jw):
1 — бак с топливом; 2 — панели с солнечными эле-
ментами; 3 — сопла системы управления положением
ИСЗ; 4—связная аппаратура; 5 — устройство стаби-
лизации ИСЗ; 6 — датчики горизонта
обходимо провести дальнейшие исследования проблемы.
Вообще количество ИСЗ, используемых в системе, будет
зависеть от типа принятой орбиты и ее высоты над по-
верхностью Земли, от того, корректируется ли положение
ИСЗ на орбите, и в некоторой степени — от количества
и размещения наземных станций. Например, если ИСЗ
находится на экваториальной орбите и его положение
125
на этой орбите может корректироваться, то 12 спутни-
ков, входящих в систему, должны быть подняты на вы-
соту 12 800—14 700 км. Если же система будет состоять
из 16 ИСЗ, то высота орбиты может колебаться в пре-
делах 9200—111 000 км. Один из проектов, стабилизиро-
ванного относительно Земли связного ИСЗ, разработан-
ный королевским авиационным исследовательским ин-
ститутом и специалистами по телевизионной технике
главного почтового управления, представлен на рис. 48.
ГЛАВА ЧЕТВЕРТАЯ
И С С Л Е Д О В АННЕ КОСМИЧЕСКОГО
П РОС Т РА Н С Т В А В ЕВРОПЕ
Еще до принятия решения использовать баллистиче-
скую ракету «Блю Стрик» в качестве первой ступени
европейской ракеты-носителя тяжелых спутников Англия
в сотрудничестве с Австралией была крупнейшим участ-
ником в области космических исследований после СССР
и США.
Исследования верхних слоев атмосферы с помощью
ракет «Скайларк» начались на полигоне Бумера
(Австралия) в 1957 г. и продолжаются до настоящего
времени. Ракеты «Блэк Найт» запускались на высоту
до 800 км и при их помощи был выполнен ряд интерес-
ных исследований, относящихся к входу КА в атмосферу,
стабилизации и управлению ракетами на больших высо-
тах. Расширение полигона Бумера, являющегося центром
сопровождения КА и связи с ними и .используемого Ан-
глией в сотрудничестве с NASA, является отдельной
темой.
После запуска в 1957 г. первых ИСЗ установки для
их сопровождения, использующие оптические и радио-
методы, были вскоре созданы в Англии. Обсерватория
Джодрелл Бэнк быстро зарекомендовала себя в качест-
ве первоклассного центра сопровождения космических
объектов и связи с ними. В октябре 1958 г. Англия стала
руководител ек| В семирнюго инфор м анионного центр а
«С», который работает в контакте с двумя другими та-
кими же центрами в Вашингтоне и Москве.
В области сопровождения ИСЗ Англия имеет значи-
тельные достижения, поскольку наблюдения за первым
советским спутником проводились большим числом ан-
глийских центров.
127
Как русские, так и американцы высоко оценили ка-
чество английской информации, полученной с помощью
радио, радиолокационных и оптических средств» Эти
сведения имели особую ценность для геодезии — науки
о форме Земли — и для изучения распространения ра-
диоизлучений от спутников, которое привело к лучшему
пониманию процессов, происходящих в ионосфере. Про-
водившиеся радионаблюдения 'можно подразделить на
три основных вида:
1)	радиопеленгация с целью определения местополо*
жения спутника и вычисления его орбиты;
2)	прием телеметрическо?! информации и ее расшиф-
ровка;
3)	замеры силы магнитного поля и несущей частоты.
Основными станциями Великобритании, осущест-
вляющими все эти три вида наблюдений, являются: ра-
дио- и радиолокационный институт адмиралтейства в
Портсдауне; центр Би-Би-Си в Татсфилде; Кембридж-
ский университет; исследовательская лаборатория фир-
мы Маркони в окрестностях Челмсфорда; Нуффилдов-
ская радиоастрономическая станция Джодрелл Бэнк
(Чешир); радиостанция главного почтового управления
в Банбери; радиоисследовательская станция департамен-
та научных и промышленных исследований в Слоу, осу-
ществляющая также руководство работой станции со-
провождения системы «Минитрек» NASA в Уинкфилде
(Беркшир); королевский авиационный исследователь-
ский институт в Фарнборо и королевский радиолокаци-
онный исследовательский институт в Малверне.
Хотя каждая из этих станций выполнила значитель-
ную работу в пределах своих возможностей и своих осо-
бых интересов, несомненно, Нуффилдовская радиоастро-
номическая станция в Джодрелл Бэнк имеет наибольшие
достижения в Англии в деле изучения космического про-
странства. Сердцем станции является 75-ти полностью
управляемый радиотелескоп. Первоначально он пред-
назначался для исследований в области радиоастроно-
мии, в частности для изучения радиоволн, приходящих
на Землю от далеких галактик, находящихся на расстоя-
нии свыше миллиарда световых лет. Однако его точно
направленная антенна и связанный с нею сверхчувстви-
тельный коротковолновый радиоприемник сделали его
идеальным инструментом для сопровождения ИСЗ и зон-
128
дирования космического пространства на больших рас-
стояниях. Он оказал помощь в сопровождении космиче-
ских аппаратов «Пионер», запущенных в сторону Луны
с мыса Канаверал, а впоследствии послужил передат-
чиком командных сигналов на КА «Пионер-V», выведен-
ный на орбиту вокруг Солнца (рис. 49).
Рис. 49. КА «Пионер-V», успешно выведенный на орбиту вокруг
Солнца 11 марта 1960 г. Радиоастрономическая станция Джод-
релл Бэнк сопровождала его до 26 июня 1960 г., пока он не уда-
лился от Земли на (расстояние 36 млн. км
Сигнал, посланный радиотелескопом обсерватории
Джодрелл Бэнк, включил механизм отделения КА «Пио-
нер-V» от последней ступени ракеты-носителя вскоре
после ее старта с мыса Канаверал. Посредством сигна-
лов этого телескопа (периодически включался и выклю-
чался передатчик КА «Пионер-V», до тех пор пока аппа-
рат не удалился на расстояние 36 млн. км. Гигантский
телескоп следил также за курсом космических станций,
запускавшихся к Луне, при этом станция Джодрелл
Бэнк оказалась единственной в западном мире, которая
129
подтвердила, что советский ИСЗ «Лунник II» упал на
поверхность Луны <в сентябре 1959 г.
В Великобритании проводились также и оптические
наблюдения за спутниками с целью установления их
точных орбит. Ряд английских станций участвовал в та-
ких наблюдениях, включая и группы «Мунуотч», создан-
ные Британским обществом межпланетных сообщений в
Бристоле и Глазго.
Важную исследовательскую работу, имеющую между-
народное значение, проводит Всемирный информацион-
ный центр «С», который был организован в Слоу в
октябре 1958 г. управлением научных и промышленных
исследований. Задачей центра является получение све-
дений от исследовательских ракет и спутников и обмен
этими сведениями с двумя другими всемирными инфор-
мационными центрами «А» и к<!В», расположенными в
Вашингтоне и Москве.
Эта информация содержит главным образом резуль-
таты наблюдений за положением ИСЗ и указания постам
радионаблюдения на Британских островах о времени и
направлении прохождения спутников в зоне радиодаль-
ности этих станций. Прогнозы давались регулярно о по-
лете ИСЗ «Спутник-Ш», «Эксплорер-VI», «Экспло-
рер-VII» (когда они вели передачу), «Ди!скаверер-У» и
«Дискаверер-VI». Время от времени давались также
прогнозы о прохождении ИСЗ «Эксплорер-IV» и «Экс-
плорер-VI», после того как их передатчики вышли из
строя. Эти работы продолжаются до настоящего вре-
мени; каждую неделю более 100 постов наблюдения по-
лучают сведения о прохождении ИСЗ, которые вычи-
сляются на основании информации о параметрах орбит,
получаемой от страны, запустившей ИСЗ, а также на
основе радио- и оптических наблюдений, сделанных на
Британских островах и в Западной Европе.
В мае 1959 г. премьер-министр Великобритании сде-
лал сообщение, что Англия намерена разработать проект
спутника совместно с США. Он заявил, что это потребует
создания различных исследовательских приборов, кото-
рые будут выведены на орбиту с помощью американ-
ской ракеты-носителя. В то же время было заявлено,
что изучаются возможности использования существую-
щих ракет военного назначения, особенно «Блю Стрик»
и к<Блек Найт», для космических исследований и для за-
130
пуска спутников с соответствующей научной аппара-
турой.
Предложение США ученым других стран помещать
свои приборы в американских ИСЗ воплощено в про-
грамме международного сотрудничества, обсуждавшейся
на IX конгрессе Международной федерации астронавти-
ки, состоявшемся в 1958 г. в Амстердаме. .Предполага-
лось, что возможность принять участие в исследованиях
с помощью спутников вызовет значительный интерес
среди ученых и инженеров всех стран и что США и
СССР смогут оказать им содействие в проведении экспе-
риментов, тематика которых определится на междуна-
родном конкурсе. С целью информирования ученых сле-
довало бы публиковать такие характеристики ИСЗ, как,
например, допустимый вес и габариты полезной нагрузки,
мощность источников электропитания и т. п. Комитет,
состоящий из виднейших физиков, астрономов и биоло-
гов, мог бы рассматривать и оценивать выдвигаемые
идеи и способы осуществления необходимых измерений.
Предполагалось, что такое соревнование даст резуль-
таты в двух направлениях. Во-первых, много новых та-
лантливых ученых будет привлечено к решению иссле-
довательских проблем с помощью ИСЗ, что способство-
вало бы более быстрому решению проблем освоения
космического пространства. Во-вторых, во всех странах
повысится интерес к космонавтике, поскольку ученые
©тих стран получат возможность непосредственно участ-
вовать в разработке актуальных проблем космонавтики,
а не останутся в роли сторонних наблюдателей.
Дальнейшие дискуссии по этому вопросу имели ме-
сто в ноябре 1958 г., когда комитет по исследованию
космического пространства (КОСПАР1) объявил, что
США предложили ученым других стран устанавливать
свою научную аппаратуру на борту американских спут-
ников. Это явилось первым шагом к тому, чтобы при-
влечь ученых небольших государств к изучению косми-
ческого пространства, и эта тенденция, несомненно, бу-
дет развиваться в дальнейшем.
В 1959 г. в Великобритании были созданы две офи-
циальные организации для рассмотрения вопроса об ее
1 COSPAR — сокращение от Committee on Space Research.—
Прим, ped.
131
участии в космических исследованиях: Британский на-
циональный комитет и координационная группа по кос-
мическим исследованиям.
Национальный комитет по космическим исследова-
ниям организован советом королевского общества; он
объединяет довольно широкий круг представителей ко-
ролевского общества и других известных обществ, уни-
верситетов, правительственных учреждений и отделов
министерств авиации и науки.
(Координационная группа по космическим исследо-
ваниям провела свое первое заседание 27 мая 1959 г.;
она состоит из шести видных ученых и привлекает к
своей работе руководителей различных правительствен-
ных учреждений.
Кроме того, совет по авиационным исследованиям,
консультирующий Министерство авиации, также создал
комитет по астронавтике.
(В первые годы своей работы национальный комитет
космических исследований и координационная группа
были заняты вопросами использования ракет и спутни-
ков для доставки научной аппаратуры в космическое
пространство. Значительная часть их деятельности была
посвящена разработке методики экспериментов и необ-
ходимой аппаратуры для установки на американских
спутниках по соглашению с NASA.
Первый ИСЗ S-51, названный «международным ионо-
сферным спутником», (рис. 50) имел цилиндрическую
форму в средней части диаметром около 0,6 м со сфери-
ческими крышками с обеих сторон. Он стабилизировал-
ся путем вращения вокруг продольной оси. Четыре теле-
метрические антенны обеспечивали передачу сообщений
наземным станциям на частоте 136—137 Мгц или непо-
средственно с приборов, или с ленточного рекордера, на
котором накапливались данные во время полета спутни-
ка по орбите.
Этот рекордер, подобный устанавливавшемуся на
ИСЗ «Эксплорер-III», был устроен так, что он переда-
вал информацию по командам наземной станции сопро-
вождения системы «Минитрек», которая была установ-
лена в Уинкфилде (Беркшир) в 1960—1961 гг. Эта стан-
ция используется в интересах NASA и обслуживается
специалистами радиоисследовательской станции управ-
ления научных и промышленных исследований.
132
1"1я спутнике генерировялось несколько вятт электри-
ческой энергии при помощи четырех выдвижных лопа-
стей с солнечными элементами, конструкция которых во
многом заимствована у КА «Пионер-V» и ИСЗ «Экспло-
Рис. 50. Оборудование англо-американского ИСЗ S-51
«Ариэль», предназначенного для изучения ионосферы и
космических лучей. Спутник весом 60 кг с помощью раке-
ты-носителя «Тор-Дельта» был выведен 26 апреля 1962 г.
на эллиптическую орбиту с параметрами: наклонение к
плоскости экватора 53,87°, перигей 391 км, апогей 1222 км,
период обращения 100,9 мин\
1 — масс-спектрометр; 2 — анализатор космических лучей; 3 — де-
тектор Лайман-а излучений; 4 — антенна; 5 — часы, рассчитанные
на 1 год непрерывной работы; 6 — переключатель; 7 — аккумуля-
торная батарея; 8 — консоль прибора для определения концентра-
ции электронов; 9 — комплект электронных приборов; 10 — ленточ-
ный рекордер; 11 — инерциальная консоль; 12 — измеритель угла
обзора; 13 — датчик рентгеновских лучей; 14 — опора для крепле-
ния оборудования; 15 — датчик температуры электронов
рер-Vl». Получаемая энергия использовалась для заряд-
ки системы аккумуляторов, размещенных 'внутри спут-
ника. Этот источник энергии был рассчитан на работу в
течение года, после чего радиопередатчик должен быть
133
выключен, чтобы освободить радиоспектр для дальней-
ших экспериментов.
' Спроектированный в основном для изучения ионо-
сферы, ИСЗ S-51 имел также аппаратуру для изучения
космических лучей.
Концентрация электронов в ионосфере изучалась ме- .
тодом, разработанным профессором Бирмингемского
университета Сэйерсом, в соответствии с которым ем-
кость сферы, находящейся в ионосфере, замеряется с
помощью высокочастотного моста. Сфера закреплена на
стержне, выдвигаемом радиально из спутника после его
вывода на орбиту.
Два других эксперимента базируются на методике,
обычно применяемой при изучении газовых разрядов.
В этом случае различные параметры ионосферы опре-
деляются по напряжению тока в электроде, помещенном
в ионосферу. При первом эксперименте этот электрод
представляет собой диск в обшивке спутника, электри-
чески изолированный от обшивки. При втором экспери-
менте, целью которого является определение состава
положительно заряженных частиц в ионосфере, сфери-
ческий зонд выдвигается на штыре длиной 30 см.
Чтобы выявить зависимость ионосферных штормов
от возмущений в солнечной атмосфере, используются
ионизационные камеры и пропорциональные счетчики
рентгеновских лучей для регистрации излучаемых Солн-
цем ультрафиолетовых и мягких рентгеновских лучей.
При подготовке эксперимента с космическими луча-
ми ставилась задача выявить распределение тяжелых
частиц вокруг Земли и использовать полученные данные
для проверки теорий, касающихся межпланетных маг-
нитных полей.
Прибор состоял из двух отдельных блоков. Один
блок предназначался для замера общего уровня излуче-
ния, включая уровни в радиационных поясах Земли;
для этого был использован счетчик Гейгера—Мюллера,
приспособленный для работы в условиях сильного излу-
чения. Второй блок, предназначенный для подсчета ко-
личества тяжелых частиц, был основан на эффекте
Черенкова, техническое использование которого являет-
ся протым и надежным. Космические лучи представ-
ляют собой ядра атомов, имеющих различный вес,
скорость которых приближается к скорости света в пу-
134
стоте Когда эти частицы проходят через прозрачный
материал, как, например, перспекс, они могут двигаться
быстрее скорости света в этой среде. При ©том возни-
кает «ударная волна» (как при превышении самолетом
скорости звука), которая дает о себе знать вспышкой
света 'В действительности эта вспышка очень слаба и
не может быть 'обнаружена глазом, ее длительность не
превышает 0,001 мксек.
В приборах эти световые вспышки, возникающие в
сферах, сделанных из перспекса, улавливаются фото-
умножительной трубкой. Так как яркость света пропор-
циональна квадрату массы частиц, то устранение ча-
стиц, импульс которых менее определенного энергети-
ческого уровня, обеспечит подсчет частиц заданных
масс, имеющих атомный номер «6» и выше. Детектор
космических лучей монтировался вдоль оси вращения
спутника позади сферического детектора ионного масс-
спектрографа.
На втором ^англо-американском спутнике S-52 было
предложено провести три вида экспериментов, связан-
ных с галактическими шумами, атмосферным озоном и
микрометеорными потоками.
Первый эксперимент предназначается для измерения
излучений галактики на больших длинах, волн, которые
не могут проникать через атмосферу Земли. При этом
решаются три конкретные задачи:
а)	замер интенсивности галактического фона на ми-
нимально возможных частотах (0,73—3 Мгц) при изве-
стной чувствительности приемника и при известных
условиях распространения радиоволн в ионосфере и
антенном импедансе;
б)	наблюдение временных или пространственных из-
менений галактических излучений;
в)	определение концентрации электронов в верхнем
слое ионосферы.
Во втором эксперименте предложено измерить рас-
пределение озона в атмосфере путем сканирования
спектра или же путем наблюдения за широким диапазо-
ном спектра. При этом главной задачей явится изучение
распределения озона в земной атмосфере по вертикали
с возможно большим количеством взятия проб. Резуль-
таты этих исследований должны углубить наши позна-
135
ния о процессах образования и распадения озона, о воз-
душных потоках, перемещающих -озон, и о влиянии озо-
на на поддержание температуры верхних слоев
атмосферы. Одновременно будут произведены замеры
интенсивности солнечного излучения на заданных дли-
нах волн в зоне поглощения озона в ультрафиолетовой
части спектра в те моменты, когда спутник входит в зем-
ную тень или покидает ее и когда солнечные лучи дол-
жны пройти через толщу атмосферы Земли, прежде чем
упасть на спутник.
Наконец для замера микрометеоров будет использо-
ван следующий способ: отверстия, образовавшиеся в
тонкой металлической фольге в результате проникнове-
ния через нее микрометеоров, будут регистрироваться
оптическими методами. Солнечный свет, пройдя через
образовавшееся отверстие, упадет на чувствительный
слой солнечного элемента и подаст соответствующий
сигнал. По этим сигналам можно будет сделать заклю-
чение о количестве и размерах отверстий, а следова-
тельно, и о величине микрометеоров. Чувствительность
прибора позволит обнаружить отверстия, образованные
частицами диаметром в один микрон.
В октябре 1961 г. в Вашингтоне было объявлено, что
поскольку спутник S-51 оказался тяжелее, чем предпо-
лагалось, то для его запуска нельзя использовать эко-
номичную ракету-носитель «Скаут» с РДТТ, как это
намечалось ранее. В связи с этим было достигнуто со-
глашение о запуске ИСЗ с мыса Канаверал при помо-
щи ракеты-носителя «Тор-Дельта». Эта трехступенча-
тая ракета-носитель обладает высокой надежностью; с
ее помощью на орбиты были выведены ИСЗ «Эхо-1»,
«Тирос-П», «Эксплорер-Х», «Тирос-Ш», «Эксплорер-ХП»
и «Тирос-IV». Первая ступень ракеты-носителя пред-
ставляет собой модифицированный вариант БРСД
«Тор», а в качестве верхних ступеней использована ра-
кета «Дельта», созданная на базе второй и третьей сту-
пеней ракеты «Авангард» — первой ракеты-носителя,
разработанной по заданию ВМС США. Вторая ступень
ракеты имеет двигатель АИО-118 фирмы Аэроджет
Дженерал и систему радионаведения фирмы -Белл Теле-
фон Лабратриз. Система наведения хорошо себя заре-
комендовала при выводе ИСЗ на заданные круговые
орбиты. На третьей ступени установлен РДТТ
136
X248-A5(D), разработанный Аллеганской баллистиче-
ской лабораторией.
После того как управляемая вторая ступень ракеты-
носителя доставит третью ступень на заданную высоту
и обеспечит ей необходимое угловое положение в про-
странстве третья ступень стабилизируется вращением
Рис. 51. Схема четырехступенчатой ракеты-носителя «Скаут»
фирмы Чанс-Воут:
1 — РДТТ «Кастор»; 2 — РДТТ «Алтер»; 3 — полезный груз; 4 — но-
совой конус; 5 — система наведения; 6 — РДТТ «Антарез»; 7 — топливо;
8 — РДТТ «Алгол»
при .помощи РДТТ системы управления и включается
ее двигатель, чтобы сообщить ИСЗ необходимую орби-
тальную скорость.
Решение заменить ракету «Скаут», конечно, не озна-
чает, что эта экономичная ракета-носитель не будет
использована при осуществлении более поздних между-
народных программ запуска спутников. Ракеты «Скаут»
и «Тор-Дельта» представлены на рис. 51 и 52.
Ракета «Скаут» ’представляет собой комбинацию че-
тырех ракет с РДТТ, три из которых были созданы ра-
нее для других целей. В результате получилась очень
дешевая ракета-носитель, стоимость которой немного
превышает 500 000 долларов.
137
Первой ступенью ракеты-носителя «Скаут» является
ракета «Сеньор» фирмы Аэроджет — первоначальный
вариант баллистической ракеты «Поларис». Вторая сту-
пень — тактическая ракета «Сержант» фирмы Тиокол.
Четвертой ступенью является третья ступень ракеты-
Рис. 52. Схема ракеты-носителя «Тор-Дельта» фирмы Дуглас, с по-
мощью которой были выведены на орбиту семь ИСЗ: «Эхо-1», «Ти-
рос» II, III и IV, «Эксплорер» X и XII и ОСО-1:
1 — ИСЗ «Эхо-1»; 2 — обтекатель; 3— платформа для крепления сопел систе-
мы стабилизации ракеты вращением; 4 — сопла системы стабилизации ра-
кеты вращением; 5 — приборы системы наведения ракеты; 6 — блок управле-
ния полета второй ступени; 7 — бак с горючим; 8 — баллон с гелием; 9 — дви-
гатель Аэроджет AJ-10-118 второй ступени; 10— автопилот первой ступени;
11— бак с горючим; 12 — отверстия для проводов; 13 — бак с окислителем;
14 — турбонасосный агрегат; 15 — двигатель Рокетдайн первой ступени; 16 —
плоскость стабилизатора; 17 — отражатели; 18 — переходная секция между
ступенями; 19 — бак с окислителем; 20 — антенна системы наведения; 21 —
антенна телеметрической системы второй ступени; 22 — РДТТ ABLX-248;
23 — сопла системы стабилизации ИСЗ
носителя «Авангард». Только третья ступень ракеты
«Скаут», представляющая увеличенный вариант четвер-
той ступени, специально сконструирована Аллеганской
баллистической лабораторией.
Роль фирмы Чанс-Воут в создании ракеты-носителя
«Скаут» заключалась в том, что она, выступая в каче-
стве головной фирмы по данному проекту, должна была
138
скомпоновать же четыре .Ступени для создания ракеты-
носителя длиной 21 м и весом около 16 т. Фирма Чанс-
Bovt разработала также носовой конус ракеты и ее
приборный отсек, переходные секции между всеми сту-
пенями ракеты-носителя, устройства для разделения
ступеней в полете, а также систему реактивных сопел
для верхних ступеней и газовых рулей для первой сту-
пени. Устройство для стабилизации четвертой ступени
вращением (смонтированное «а третьей ступени) тоже
разработано фирмой Чанс-Воут.
Отсек системы (наведения, расположенный впереди
двигателя третьей ступени, имеет две гироскопические
системы стабилизации и автопилот, который управляет
полетом ракеты, воздействуя на газовые рули первой
ступени и фиксированные реактивные сопла систем
управления второй и третьей ступеней, работающие на
перекиси водорода.
После вертикального запуска с помощью 24-ж пуско-
вой установки на испытательном полигоне, созданном
на о. Уоллопс (штат Виргиния), ракета «Скаут» пере-
водится в горизонтальный полет бортовой системой
управления. При последовательной работе двигателей
всех трех ступеней ракета достигает скорости около
15 000 км)час, однако третья ступень остается связан-
ной с четвертой, и они вместе выходят на орбиту высо-
той около 480 км. На этом участке полета заданный
курс обеспечивается программирующим устройством,
установленным на третьей ступени, которое воздействует
на автопилот и через него — на реактивные сопла си-
стемы управления третьей ступени.
Таким путем продольная ось четвертой ступени, на
вершине своей траектории становится параллельной
земной поверхности. Наконец при помощи специальной
системы четвертой ступени придается вращательное дви-
жение вокруг продольной оси со скоростью 160 об/мин,
ее двигатель и ступень вместе с полезным грузом вы-
водятся на орбиту со скоростью около 27 000 км!час.
Как уже было сказано, создание первой серии англо-
американских научных ИСЗ координируется Британ-
ским национальным комитетом по космическим исследо-
ваниям при участии нескольких английских университе-
тов. NASA обеспечивает производство корпуса спутника,
телеметрического оборудования, источников энергии и
139
антенн, а также организует за свой счет запуск ЙСЗ.
Финансовые затраты Англии ограничиваются, напри-
мер, для спутника S-51 стоимостью научных приборов,
общим весом 11 кг.
В то время как ИСЗ S-i51 был предназначен для вы-
вода на орбиты -с перигеем 320 км и апогеем 960 км,
спутник S-52 должен иметь в перигее 300 км и апогее
2000 км. Его орбита пройдет над Англией и США и
позволит принимать сигналы телеметрического оборудо-
вания в этих двух странах и странах Британского со-
дружества наций.
Хотя совместная с США программа запуска спутни-
ков и помогла Англии начать работы в этой области
намного раньше, чем если бы она действовала самостоя-
тельно, английские ученые сразу же поняли, что ракеты'
«Скаут» и «Тор-Дельта» слишком малы для более слож-
ных экспериментов, требующих стабилизированных в
пространстве платформ.
Если бы можно было использовать английские ра-
кеты военного назначения для запуска ИСЗ, то возмож-
ности для научных экспериментов значительно бы воз-
росли.
Проведенные 1королевским авиационным исследова-
тельски^ институтом в Фарнборо оценки возможностей
использования в качестве ракет-носителей английских
ракет «Блю Стрик» и «Блэк Найт» дали следующие ре-
зультаты:
1)	полезный груз 800 кг может быть выведен на
круговую орбиту высотой 550 км\
2)	полезный груз 180—225 кг может быть выведен
на эллиптическую орбиту с апогеем 12 900 км и пери-
геем 480 км\
3)	полезный груз 90 кг может быть выведен на очень
вытянутую эллиптическую орбиту с апогеем 160000 км
и перигеем 480 км.
Были также сделаны предварительные расчеты ор-
биты, близкой к круговой, на которую мог бы быть вы-
веден ИСЗ со стабилизированной платформой для астро-
номических наблюдений.
Впоследствии эти расчеты вылились в рабочий
проект, разработанный королевским авиационным иссле-
довательским институтом совместно с фирмой Эллиот
Бразерс, сконструировавшей инерциальную систему
140
управления для ракеты Авро «Блю Стил» класса «воз-
дух— земля»,
J работы, проведенные королевским авиационным
исследовательским институтом, привели к конструкции
ИСЗ, состоящей в основном из вспомогательной плат-
формы, на которой устанавливается шесть или более
визирных труб, направленных на определенные звезды,
и одного астрономического телескопа, установленного на
опоре, имеющей две оси вращения.
Фирме Эллиот Бразерс было поручено исследовать
вопросы стабилизации спутника и возможные способы
управления астрономическим телескопом. В докладе,
сделанном в июне 1961 г. на европейском симпозиуме,
посвященном вопросам космической техники, представи-
тели фирмы Эллиот Бразерс сообщили основные харак-
теристики астрономического ИСЗ. Спутник должен быть
выведен на почти круговую орбиту высотой 480 км с пе-
риодом обращения около 90 мин. При длительности су-
ществования спутника на орбите в один год он совершит
5000 оборотов. Наклонение орбиты к плоскости эква-
тора должно быть таково, чтобы за счет сплюснутости
Земли период прецессии составил один год. Благодаря
этому при каждом обороте спутника, когда он движется
в тени Земли, можно будет иметь 40 мин для астроно-
мических наблюдений. Остальная часть орбиты будет
использована для дозарядки аккумуляторов от солнеч-
ных элементов и, если потребуется, для переориентиров-
ки астрономического телескопа.
Вес ИСЗ составит 640 кг, и его положение в про-
странстве будет стабилизировано с точностью
±1 угл. мин. Окончательная наводка на наблюдаемую
звезду будет производиться с помощью зеркала, кото-
рое направляет отражение этой звезды в щель спектро-
скопа. Точность совмещения отражения звезды с щелью
спектроскопа должна быть ±2 угл. сек. Количество
наблюдаемых звезд может доходить до 5000.
Для того чтобы ИСЗ мог выполнять роль обсервато-
рии, требуется очень точная стабилизация его в про-
странстве. Королевский авиационный исследовательский
институт уже к 1960 г. имел действующую систему ста-
билизации с помощью реактивных сопел, и после прове-
дения исследований системы стабилизации с использо-
ванием маховиков было решено остановиться на чисто
141
реактивной системе стабилизации. Эта система имеет
шесть или более небольших визирных труб, неподвижно
установленных на жесткой раме так, что, когда рама
находится в правильном положении, все они направле-
ны на определенные неподвижные звезды. Вследствие
того что некоторые из этих звезд могут быть закрыты
Землей или затемнены атмосферой, одновременно мо-
гут использоваться не более трех визирных труб. Эти
трубы выдадут сигналы ошибок в одной из плоскостей,
которые приведут в действие реактивные сопла, обеспе-
чивающие стабилизацию платформы в пространстве.
Астрономический телескоп, имеющий два датчика,
поворачивается сервомоторами до тех пор, пока не зай-
мет нужного положения. Имея свободу вращения вокруг
двух осей относительно платформы, он позволяет до-
стигнуть полного обзора полусферы.
Управление телескопом можно разбить на два этапа:
первый — наведение телескопа на заданную звезду, вто-
рой — изучение данной звезды. В последнем случае вра-
щение спутника может происходить лишь за счет внеш-
них сил. Для того чтобы предотвратить смещение
телескопа в этот период, используются механические тор-
моза, фиксирующие телескоп в обеих плоскостях по от-
ношению к платформе, стабилизация которой обеспечи-
вается системой реактивных сопел.
От системы управления телескопом требуется, чтобы
она обеспечила серию запрограммированных положений
телескопа для наблюдения различных звезд. Система
может обеспечить до 5000 положений, но в действитель-
ности их, очевидно, потребуется гораздо меньше.
Телескоп должен устанавливаться при заданных зна-
чениях углов с точностью 1 угл. мин. Обеспечение задан-
ной точности и многообразия установочных углов теле-
скопа вызвало необходимость разработки бортового
вычислительного устройства. Принципиальная схема его
очень проста. Память этого устройства содержит цифры,
которыми запрограммированы координаты звезд, а его
датчики смонтированы на двух осях вращения телескопа.
1(огда необходимо направить телескоп на другую
звезйу, информация из устройства памяти и от датчиков
поступает в блок сравнения, выходной сигнал которого
управляет механизмом поворота телескопа,
142
Два других (нестабилизированных) приборных блока
были разработаны королевским авиационным исследо-
вательским институтом для ИСЗ, запускаемых на эл-
липтические орбиты: один —для исследования струк-
туры земной атмосферы, радиационного и электромаг-
нитного полей на высотах от 480 до 12 800 км; другой —
для исследования свойств солнечной атмосферы на рас-
стоянии 160 000 км.
Что касается ракет-носителей для разрабатываемых
ИСЗ, то все время ставилась задача сэкономить сред-
ства на их проектировании путем использования имею-
щихся ракет и пускового наземного оборудования. Ра-
кета «Блю Стрик» после снятия с нее военного оборудо-
вания и проведения необходимых конструктивных
доработок может быть использована в качестве первой
ступени. Чтобы ускорить разработку этой ракеты, фир-
ма Де Хэвиленд, которая являлась основным подряд-
чиком и отвечала за координацию работ по проекту,
заключила соглашение об обмене информацией с амери-
канской фирмой Дженерал Дайнэмикс Астроноутикс
(г. Сан-Диего). Аналогичное соглашение заключила
фирма Роллс-Ройс с отделением Рокетдайн фирмы
Норт Америкэн Авиэйшн в отношении ракетных двига-
телей. Поэтому в ракете «Блю Стрик» был использован
американский опыт по созданию БРДД «Атлас». Чтобы
добиться оптимальных характеристик используемой в
качестве второй ступени ракеты «Блэк Найт», королев-
ский авиационный исследовательский институт нашел
нужным уменьшить длину ее топливных баков, увели-
чив их диаметр и заменить существующий двигатель
«Гамма» двигателем повышенной мощности, который в
то время разрабатывался для стандартной ракеты «Блэк
Найт». Кроме этого, было необходимо создать заново
третью ступень.
Одну из трудностей при выводе ИСЗ на орбиту пред-
ставляет запуск двигателя после определенного времени
свободного полета ракеты, когда компоненты жидкого
топлива находятся в состоянии невесомости. В этом
случае топливо не оказывает давления на выпускные
клапаны баков, как во время движения ракеты с уско-
рением при работающих двигателях. В двухступенчатом
варианте ракеты-носителя, составленной, например, из
ракет «Блю Стрик» и «Блэк Найт», было бы необходимо
143
временно выключить двигатель ракеты «Блэк Найт»,
предоставив ей возможность полета по инерции до орби-
тальной высоты, и затем вновь включить двигатель для
вывода спутника на заданную орбиту. Для этого необ-
ходимо иметь возможность управлять положением ра-
кеты в момент отделения от нее спутника.
Довольно оригинальное решение было предложено
королевским авиационным исследовательским институ-
том— установить на головной части ракеты «Блэк Найт»
систему верньерных двигателей низкой тяги, которые
должны включаться перед прекращением работы двига-
телей второй ступени. Сразу же после прекращения ра-
боты маршевых двигателей ракеты «Блэк Найт», эта
система обеспечила бы ориентацию спутника в направ-
лении, параллельном местному горизонту, и его вывод
на орбиту под воздействием низкой тяги.
Таким простым способом снимается не только про-
блема запуска ракетного двигателя в условиях невесо-
мости, но представляется также возможность снижения
веса двигателя последней ступени. При этом можно бу-
дет произвести точные замеры скорости и ускорения ра-
кеты с помощью наземного радиолокатора, расположен-
ного примерно в районе отсечки двигателя. Движение
последней ступени с продолжительной небольшой тягой
создаст достаточный резерв времени для внесения необ-
ходимых поправок в параметры ее траектории с назем-
ных пунктов управления, что облегчит вывод ИСЗ на
расчетную орбиту.
Решение военного министерства прекратить работы
по ракете «Блю Стрик», объявленное 13 апреля 1960 г.,
значительно усложнило подготовку программы освое-
ния космоса в Англии. Хотя разработка этой ракеты
находилась в стадии завершения, ни один опытный обра-
зец не был испытан в полете на полигоне By мера.
К тому времени на разработку ракеты уже было израс-
ходовано 65 млн. ф. ст., и дальнейшая ее разработка
в гражданском варианте потребовала бы еще примерно
такой же суммы. Нужно было не только модифициро-
вать ракету «Блю Стрик» для использования ее в каче-
стве первой ступени ракеты-носителя, внести изменения
в ракету «Блэк Найт» для применения в качестве вто-
рой ступени, но требовалось также заново разработать
систему управления ракетой. На создание научной ап-
144
паратуры Для ИСЗ нужно было затратить дополнитель-
но 20 млн. ф. ст.
Кроме того, необходимо было содержать центр испы-
таний ракетных двигателей в Спейдедаме (Кумберленд),
который обслуживала фирма Роллс-Ройс по договору с
министерством авиации; обеспечить переброску ракеты,
оборудования и специалистов в Австралию после за-
вершения стендовых испытаний; расширить испытатель-
ный ракетный полигон Вумера для вывода ИСЗ на по-
лярные орбиты или для их запуска в северо-восточном
направлении вместо запуска по существующему кори-
дору в северо-западном направлении. Необходимо было
также построить новые станции сопровождения и прие-
ма телеметрических сигналов в Австралии и других
пунктах.
Интенсивные опытные работы по различным систе-
мам ракеты «Блю Стрик» и вспомогательному назем-
ному оборудованию, проводившиеся на испытательной
базе фирмы Де Хэвиленд в Хатфилде после аннулиро-
вания заказа стали вестись пониженными темпами. На
этой испытательной базе имеются хранилища для
54 000 л керосин'а и 100 т жидкого азота. Последний
используется при испытаниях топливной системы при
низких температурах без риска вызвать взрыв, возмож-
ный при работе с жидким кислородом.
В Хатфилде имеются три испытательные башни.
В одной из них установлены баки для жидкого азота
и керосина. В двух других может помещаться полно-
размерная ракета «Блю Стрик». Первая башня исполь-
зуется для испытания систем подачи компонентов топ-
лива в двигатель, включая турбонасосный агрегат.
В Хатфилде имеются такжё специальные лаборато-
рии и приборная комната, оборудованная аппаратурой
для записи показаний датчиков в ходе испытаний ракет.
Огневые испытания жидкостных ракетных двигате-
лей и ракет «Блю Стрик» проводятся в испытательном
центре в Спейдедаме, занимающем площадь свыше
4000 га и расположенном в 32 км к северо-востоку от
г. Карлайл. Строительство центра обошлось в
20 млн. ф. ст., он располагает несколькими стендами для
испытания ракетных двигателей фирмы Роллс-Ройс и
их агрегатов. Здесь имеется также сложный стенд С-3,
позволяющий производить огневые испытания двигате-
145
лей полностью смонтированной ракеты «Блю Стрик».
Этот испытательный стенд (рис. 53) является копией
пусковой установки, построенной в Австралии на поли-
гоне Вумера. Он состоит из железобетонной площадки
Рис. 53. Ракета «Блю Стрик» в башне обслуживания
в Спей деда ме
146
с проложенным по ней рельсовым путем, по которому
движется башня обслуживания. В конце рельсового пути
размещен пусковой стол, на который устанавливается
ракета при испытании двигателей. Выхлопные газы ра-
кеты проходят через шахту, находящуюся под пусковым
столом, в стальной пламеотражатель, весящий почти
70 т и охлаждаемый водой. В пламеотражателе струя
газов принимает горизонтальное направление.
Перед подъемом ракеты башня обслуживания зани-
мает место над пусковым столом, и ферма, при помощи
которой транспортируется ракета, шарнирно крепится
к пусковому столу; затем ракета поднимается лебедкой
и устанавливается вертикально внутри башни обслужи-
вания, имеющей откидные платформы на различных
уровнях.
Управление огневыми испытаниями и предваритель-
ная проверка ракеты производятся из блокгауза, рас-
положенного в 300 м от испытательного стенда; для
наблюдения используются перископы и телевизоры.
В блокгаузе установлены 24 пульта с приборами для
проверки оборудования ракеты и для управления запу-
ском двигателей. Более 200 отдельных каналов служат
для приема данных, которые записываются на разграф-
ленную ленту самопишущего прибора и на магнитную
ленту.
Вспомогательное оборудование испытательного цен-
тра включает кислородный завод с суточной производи-
тельностью 100 т жидкого кислорода и газообразного
азота. С завода газообразный азот под большим давле-
нием по трубам подается в баллоны, находящиеся вбли-
зи соответствующих испытательных стендов. Вода, кото-
рая в основном необходима для охлаждения стальных
пламеотражателей, подается насосами из реки, находя-
щейся на расстоянии 5 км, в центральный бассейн.
После охлаждения пламеотражателей вода перед сбро-
сом очищается от керосина.
Стартовый комплекс ракеты «Блю Стрик» в Австра-
лии построен в скале на краю высохшего соляного озера
Харт Лейк, находящегося в 40 км от Вумера. Железобе-
тонная дорога проходит сквозь скалу, на другой стороне
которой расположен пусковой стол. Он установлен на
рельсовом круге, позволяющем поворачивать ракету
вокруг ее продольной оси для запуска в любом направ-
147
лении. После установки ракеты в нужном направлении
тележки убираются и пусковой стол закрепляется на
рельсах. Под пусковым столом находится пламеотража-
тель с водяным охлаждением, который направляет вы-
хлопные газы ракеты горизонтально вдоль поверхности
озера.
На некотором расстоянии от пускового стола нахо-
дятся два больших бака для хранения жидкого кисло-
рода; на таком же удалении расположен блокгауз пунк-
та управления запуском ракеты.
Стартовый комплекс в Харт Лейке построен для
испытания опытных образцов баллистических ракет с
расчетом, что их дальность полета не превысит 2000 км,
а район приземления будет находиться в пределах се-
веро-западного побережья Австралии. В связи с этим
запуск ракет «Блю Стрик» при испытаниях должен про-
изводиться по более крутой траектории, чем в нормаль-
ных условиях боевого применения.
Оборудование полигона для сопровождения ИСЗ и
получения с них данных включает станцию системы «Ми-
нитрек», предназначенную для фазочастотного сравне-
ния сигналов ИСЗ с международной стандартной часто-
той, установленной для проведения научных эксперимен-
тов (136—137 Мгц). Станция имеет также аппаратуру
для приема телеметрических данных на этой же часто-
те. Это оборудование, полученное на договорных началах
от NASA, обслуживается сотрудниками исследователь-
ского института вооружения Великобритании. Как и
остальные 13 станций системы «Мииитрек», размещен-
ных в различных частях мира, станция на полигоне By-
мера имеет прямую телетайпную связь с Годдардским
центром космических полетов NASA в штате Мэриленд.
Оптическое сопровождение ИСЗ на полигоне ведется
с помощью камеры Шмидта (Бэйкер-Нанна) с аперту-
рой 750 мм. На станции имеются два радиоприемника
телеметрических передач на частоте 40 и 20 Мгц, а так-
же аппаратура для допплеровских измерений парамет-
ров орбиты ИСЗ и ленточный рекордер на семь каналов
для записи поступающих сигналов.
Для обеспечения полета американской капсулы
«Меркурий» были построены две новые станции: одна —
на полигоне Бумера и другая — в Мучи (вблизи г. Перт
в Западной Австралии). Обе станции снабжены сред-
148
Ствами радиосвязи с космонавтом, а станция в Мучи
имела право в случае необходимости дать ему команду
на посадку.
Сопровождение объектов в космическом простран-
стве осуществляется с помощью вращающегося радио-
телескопа диаметром 25,6 м, построенного NASA в со-
трудничестве с австралийским правительством на о. Ла-
гун, являющемся оконечным пунктом полигона Вумера.
Другая такая станция сопровождения была создана ра-
нее в Голдстон Лейке (штат Калифорния) и третья —
вблизи Кругерсдорпа в Южной Африке. Таким образом,
можно считать, что ракетный полигон Вумера уже проч-
но вошел в состав обширной системы американских
станций сопровождения космических объектов.
В процессе подготовки к экспериментальным запу-
скам ракеты «Блю Стрик» полигон Вумера в период
с 1958 по 1960 г. был значительно расширен. Здание
центрального поста управления вблизи Харт Лейка было
увеличено в два раза, и в нем было установлено допол-
нительное оборудование. К I960 г. посты наблюдения и
сопровождения были установлены на площади свыше
15 400 км2] кроме того, станции сопровождения были
созданы на о. Гедуна в южной части Тихого океана и
на австралийском материке в Ооднодатта (западнее
о. Северное Эйре).
Однако трасса полигона Вумера в том виде, как
она была проложена для испытания баллистических
ракет, не удовлетворяла условиям запуска ИСЗ. При
старте ракет на северо-запад, т. е. в сторону, противо-
положную вращению Земли, она привела бы к сниже-
нию веса полезной нагрузки ракет-носителей. Кроме
того, весьма желательно осуществлять запуск в направ-
лении на север, чтобы добиться вывода ИСЗ на поляр-
ную орбиту. К счастью, отдаленность полигона от боль-
ших населенных пунктов позволяла переориентировать
трассу запуска ракет на север либо на северо-восток в
зависимости от цели запуска ракеты и требуемых мер
безопасности. Преимуществом изменения направления
трассы полигона является то, что вторая ступень ракеты-
носителя будет падать в просторы Тихого океана
(рис. 54). В этом случае могут потребоваться станции
сопровождения за пределами Австралийского континен-
та, размещенные на мелких островах Тихого океана,
149
для управления воспламенением двигателей последней
ступени ракеты-носителя. Можно полагать, что суще-
ствующие средства сопровождения и определения точки
падения баллистических ракет будут использованы и
при запусках ракет-носителей. Однако условия работы
последней ступени, особенно если на ней установлены
Рис. 54. Запуск ИСЗ с полигона Вумера:
1 — радиолокационная станция на о. Ред Лейк; 2 — стартовая площадка; 3 —
станция оптического сопровождения; 4 — радиолокационная станция в Мири-
ката; 5 — прекращение работы двигателя первой ступени; 6 — включение дви-
гателя второй ступени; 7 — район падения первой ступени; 8 — станция наве-
дения на о. Манус; 9 — отсечка двигателей; 10 — орбита ИСЗ; 11 — район па-
дения второй ступени
верньерные двигатели, несомненно, потребуют создания
удаленных станций, способных обеспечить управление
полетом последней ступени ракеты-носителя вплоть до
вывода ИСЗ на орбиту.
Австралийский полигон обладал хорошими возмож-
ностями для проведения исследований входа ракет в
атмосферу. Район Талгарно, расположенный между
150
пунктами Брум и Порт-Хедленд в северо-западной части
Австралии, по площади равен территории Франции и
обеспечивает возможность возвращения ракет на по-
верхность Земли с большим запасом на рассеивание.
Помимо испытаний ракетного оружия полигон Буме-
ра был использован для исследования верхних слоев
атмосферы. Эти работы начались в 1957 г. запуском
первой исследовательской ракеты «Скайларк», скон-
струированной королевским авиационным исследова-
тельским институтом.
Впоследствии на ракете «Скайларк» был установлен
твердотопливный ускоритель «Куку», который обеспечил
запуск ракеты на высоту свыше 225 км. Ускоритель
«Куку», разработанный институтом ракетных двигате-
лей в Уэсткотте, развивал тягу около 37 т в течение
4 сек.
В 1960 г. ракетой «Скайларк» заинтересовались уче-
ные США, которые выразили желание провести иссле-
дования ультрафиолетовых излучений в южном полу-
шарии. Аналогичные эксперименты проводились в США
с помощью ракет «Аэроби-Хи», но NASA, заключив
соглашение с английскими и австралийскими властями
о проведении совместных исследований, решил исполь-
зовать существующие на полигоне Вумера средства за-
пуска ракет «Скайларк». Американские ученые получили
в свое распоряжение четыре ракеты «Скайларк». Лон-
донский университетский колледж в сотрудничестве с
другими университетами Англии также оснастил одну
ракету «Скайларк» аппаратурой для исследований уль-
трафиолетовой области спектра и провел серьезные
исследования структуры атмосферы на больших вы-
сотах.
В декабре 1960 г. новая исследовательская ракета
стартовала с полигона Вумера — на этот раз с целью
исследования аэродинамических явлений и нагрева ра-
кеты при входе ее в атмосферу на гиперзвуковой ско-
рости. Это была трехступенчатая ракета «Ягуар», создан-
ная совместно отделом аэродинамики королевского авиа-
ционного исследовательского института в Фарнборо и
отделом аэродинамики исследовательского института
вооружения (Австралия). Каждая ступень имела РДТТ,
разработанные институтом ракетных двигателей в
Уэсткотте.
151
Ракета запускается с направляющей фермы под
углом 70° к горизонту. На первой ступени установлен
двигатель «Рук» того же типа, что и на ракете «Скай-
ларк». Однако в то время как двигатель «Рэйвэн» раке-
ты «Скайларк» работает 30 сек и развивает среднюю
тягу 5220 кг, двигатель «Рук» работает только 6 сек и
поэтому создает значительно большую тягу. Этого до-
статочно, чтобы разогнать ракету до скорости 900 ж/сек
и обеспечить ее подъем на высоту 24 км.
Вскоре после прохождения верхней точки траекто-
рии, в момент, когда ракета имеет наклон вниз поряд-
ка 10°, по команде с Земли включается двигатель «Гоз-
линг» второй ступени. Двигатель «Гозлинг» работает
в течение Зсеки разгоняет ракету до скорости 1650ж/сея,
после чего автоматически включается двигатель «Лоб-
стэр» третьей ступени ракеты и доводит ее скорость до
3000 м!сек.
Приборы, находящиеся в головной части третьей сту-
пени, измеряют температуру, давление и ускорение в
течение всего полета и передают информацию на Землю
при помощи телеметрической аппаратуры. Данные о
траектории скорости ракеты получают путем комбини-
рованного использования радиодопплеровских, радио-
локационных и оптических средств слежения.
Ракета «Ягуар» при вертикальном зондировании
атмосферы может поднять полезный груз весом 9 кг на
высоту 800—900 км.
Исследовательский институт вооружения создал две
исследовательские двухступенчатые ракеты с РДТТ:
«Лонг Том» и «Эолус». Ракета «Лонг Том» могла под-
нять полезный груз весом 59 кг на высоту 166 км, ра-
кета «Эолус» — 14 кг на высоту 74 км.
Интересно отметить, что пусковая установка для за-
пуска ракет «Скайларк» была построена также в Абер-
порте (Южный Уэльс) с целью проведения исследований
верхних слоев атмосферы в самой Великобритании.
Однако ею не пришлось воспользоваться из-за большого
разброса точек падения ракеты на Землю и связанной
с этим опасности для населения.
Важность проведения подобных экспериментов в
верхних слоях атмосферы на различных географических
широтах несомненна. Этот вопрос обсуждался Европей-
ской научной группой по космическим исследованиям,
152
Представители которой впервые собрались в 1960 году по
приглашению Королевского общества. На этом совеща-
нии были представлены следующие страны: Англия,
Франция, Западная Германия, Голландия, Бельгия^
Швейцария, Норвегия, Дания, Швеция и Австралия. Из
них только Англия располагала австралийским ракетным
полигоном в Вумере, Франция имела ракетный полигон
Колон-Бешар в пустыне Сахара, Италия — пусковую
площадку на о. Сардиния, Швеция проводила запуски
ракет с базы, расположенной в Арктике.
Представитель Англии проф. Массей настойчиво ре-
комендовал проводить регулярно запуски исследова-
тельских ракет в областях атмосферы, лежащих ниже
тех высот, на которые могут быть выведены ИСЗ, и под-
черкнул важность проведения таких исследований в
различных частях света. Было внесено предложение,
чтобы в приборных отсеках исследовательских ракет,
принадлежащих различным европейским странам, мож-
но было разместить научную аппаратуру любой другой
страны. Таким путем при проведении синоптических из-
мерений национальными исследовательскими группами,
они смогут использовать одну и ту же аппаратуру на
различных широтах. Как только соответствующие пра-
вительства согласятся с этим предложением, станет
возможным запустить ракету, оборудованную, напри-
мер, научной аппаратурой, разработанной Францией, в
Арктике со шведской базы, или аппаратурой, разрабо-
танной английскими учеными, с итальянской пусковой
площадки, расположенной на о. Сардиния. С согласия
правительства Австралии Англия может предложить
другим европейским странам воспользоваться оборудо-
ванием полигона Вумера.
Для стран, имеющих большой опыт в этой области,
такая практика будет означать, что специальные ком-
плексы научных приборов, как, например, стабилизи-
рованные головные части, оборудованные аппаратурой
для солнечных и астрономических исследований, могут
быть стандартизированы с целью их удешевления, рас-
ширения объема исследований и повышения надежности
аппаратуры, а также качества полученной информации.
Следует упомянуть о том, что приборы английского
изготовления были использованы при запуске француз-
ской исследовательской ракеты «Вероника» с полигона
153
в Колон-Бешаре и что подготавливается запуск канад-
ской исследовательской ракеты «Блэк Брэнт» (модифи-
кация английской ракеты «Скайларк») с пусковой пло-
щадки в Форт-Черчилле (провинция Манитоба).
В свете этой деятельности интересно подвести итоги
космических исследований в Европе к моменту третьей
конференции организации КОСПАР, которая состоялась
в Ницце с 8 по 16 января 1960 г.
В Вумере было осуществлено несколько запусков
английской ракеты «Блэк Найт», которая была специ-
ально спроектирована фирмой Сандерс Ро для исследо-
вания условий входа в атмосферу носовых конусов бал-
листических ракет в связи с программой создания
баллистических ракет «Блю Стрик». После отказа воен-
ных кругов в 1960 г. от ракеты «Блю Стрик» как балли-
стического оружия ракету «Блэк Найт» продолжали
использовать для исследования проблем входа ракет
в атмосферу и испытания на доорбитальных траекто-
риях английской научной аппаратуры, предназначав-
шейся для установки на англо-американском спутни-
ке S-51.
В табл. 4.1 дается сравнение первых ракет «Блэк
Найт» с французской исследовательской ракетой «Веро-
ника».
Хотя было осуществлено пять запусков ракеты «Блэк
Найт» в одноступенчатом варианте, но в действитель-
ности при ее проектировании предусматривалось, что
она будет иметь две ступени. В качестве второй ступени
намечалось применить вариант ускорителя «Куку», раз-
работанного для ракеты «Скайларк». Его длина 0,9 м,
диаметр 0,42 м и длительность работы 5 сек. С исполь-
зованием ускорителя «Куку» на ракете «Блэк Найт»
можно было достичь гораздо большей скорости входа
носового конуса в атмосферу, включая двигатель уско-
рителя на последнем этапе его снижения.
С этой целью вторая ступень монтируется на ракете
«Блэк Найт» в перевернутом положении, т. е. экспери-
ментальный носовой конус входит внутрь приборного
отсека первой ступени. Отделение второй ступени (после
прекращения работы двигателя первой ступени) проис-
ходит на восходящей ветви траектории на высоте около
ПО км с помощью подрыва болтов. Затем вторая сту-
пень стабилизируется вращением с угловой скоростью
154
Таблица 4.1
Сравнение ракеты «Блэк Найт» с французской
исследовательской ракетой «Вероника»
Характеристики	«Вероника» АС-1 (вариант 1959—1961 гг.)	«Блэнк Найт» (односту- пенчатый вариант)
Длина, М	 Максимальный диа-	7,32	10,67
метр, м		0,551	0,914
Стартовый вес, кг	1542	5440 (приблизи- тельно)
Статическая тяга, кг	4000	7440
Топливо 		Белая дымящая азот- ная кислота и фур- фуроловый спирт (или скипидар)	Перекись водорода и керосин
Высота полета, км	225	805
Управление ....	Бортовой системы нет 1	Четыре поворотные камеры сгорания
Наведение 		Нет	По радиолучу
1 Начальную стабилизацию обеспечивают четыре троса, намо-
танные на барабан пусковой установки и прикрепленные к кронш-
тейнам у основания рулей ракеты. Кронштейны сбрасываются на
высоте 55 м, когда ракета, набрав скорость, становится аэродина-
мически устойчивой.
150 об)мин, посредством реактивных сопел, помещенных
в обтекателе ложного «головного конуса» ракеты. Внут-
ри этого обтекателя расположен баллон с газом высо-
кого давления. Реактивные сопла, наклоненные назад
под углом 45°, служат не только для стабилизации раке-
ты вращением, но и помогают отделению второй ступени.
В результате вторая ступень сохраняет вертикальное
положение по отношению к Земле, поднимаясь вверх по
инерции. Дойдя до вершины подъема, вторая ступень
под влиянием силы тяжести начинает снижаться. Когда
она достигает необходимой по условиям эксперимента
высоты, ее двигатель воспламеняется и обеспечивает
разгон испытываемого носового конуса до высоких ско-
ростей при входе в плотные слои атмосферы. Обычно
при этих экспериментах вторая ступень падала свободно
до высоты 112 км над Землей и здесь включался ее дви-
гатель. На высоте 65 км носовой конус отделялся от
155
второй ступени путем подрыва болтов и падал в задан-
ном районе, удаленном на 100 км от стартовой площад-
ки. Для приземления носового конуса парашют не при-
менялся.
Записывающее устройство, установленное в носовом
конусе, регистрирует на магнитной ленте поведение вто-
рой ступени в течение первых нескольких секунд после
ее отделения от ракеты «Блэк Найт», воспламенение
второй ступени и затем освобождение носового конуса
от второй ступени и его падение вплоть до соприкосно-
вения с землей. Магнитная лента заключена в тяжелую
бронированную кассету, которая защищает ее от нагре-
ва при входе в атмосферу и от повреждения при падении.
Отработавшие первая и вторая ступени ракеты раз-
рушаются или сгорают при входе в атмосферу. В США
исследования условий входа в атмосферу производились
с помощью многоступенчатых ракет либо при быстрой
последовательности включения отдельных ступеней ра-
кеты, либо с задержкой воспламенения двигателя по-
следней ступени до тех пор, пока ракета не окажется
на нисходящей ветви траектории. В последнем случае
ракета должна повернуться носом вниз, чтобы иметь
правильный угол наклона при входе в атмосферу. Такой
метод, примененный на ракете «Блэк Найт», ограничил
максимальную высоту подъема ракеты до 600 км, тем
самым снизил разброс точек падения и одновременно
обеспечил получение высокой скорости входа ракеты в
атмосферу наиболее выгодным путем. При этом полу-
чается более простое управление ракетой. Скорость вхо-
да носового конуса в атмосферу, достигнутая двухсту-
пенчатой ракетой «Блэк Найт», превышает 16 000 км/час.
Ракета «Блэк Найт» была сконструирована королев-
ским авиационным исследовательским институтом в
Фарнборо; значительные усовершенствования внесены
в нее фирмой Сандерс Ро Г Ракета строилась и испыты-
валась на заводе фирмы, расположенном на о. Уайт.
Первоначально на ракете был установлен четырехкамер-
ный ЖРД «Гамма Мк. 201» фирмы Бристоль Сиддли,
работающий на керосине, который развивал статическую
тягу около 7450 кг на уровне моря. В дальнейшем он
1 В настоящее время фирма Сандерс Ро является отделением
фирмы Уэстлэнд Эркрафт.— Прим. ред.
156
был заменен двигателем «Гамма Мк. 301», имеющим
статическую тягу на земле около 10 900 кг/
Стабилизация ракеты осуществляется с помощью ги-
роскопического автопилота постоянного курса и четырех
поворотных камер сгорания с гидроприводом. Четыре
килевые поверхности служат для стабилизации ракеты
на начальном участке ее подъема, снижая до миниму-
ма отклонение камер сгорания двигателя при порывах
ветра и сокращая диапазон перемещения сервомеханиз-
мов. Ракета не имеет аэродинамических средств управ-
ления.
Так как рассеивание точек падения при управлении
автопилотом постоянного курса оказалось слишком зна-
чительным с точки зрения обеспечения безопасности на
полигоне и возможностей аппаратуры слежения, то была
разработана простая радиокомандная система управле-
ния, которая обеспечивала движение ракеты «Блэк
Найт» в момент прекращения тяги двигателя по радио-
лучу, направленному по необходимому азимуту и под
нужным углом возвышения. Таким путем была умень-
шена погрешность вектора скорости ракеты в момент
выгорания топлива, которая происходила за счет ухода
гироскопа под влиянием продольного ускорения, нара-
стания боковой скорости при поперечном ветре на малых
высотах и несимметричности тяги двигателя. Никакого
сигнала об отсечке двигателя радиокомандной системой
управления не подается, и топливо в баках ракеты выра-
батывается полностью.
В конце 1960 г. первая ракета «Блю Стрик» была
доставлена на полигон Вумера для испытания. После
отказа от ракеты «Блю Стрик» как баллистического ору-
жия работы в Харт Лейке продолжались в замедленном
темпе с расчетом, что если правительство примет реше-
ние использовать ее -в качестве ракеты-носителя, то
можно будет начать испытания без задержки. В резуль-
тате к концу 1961 г. ракета «Блю Стрик» в качестве
первой ступени ракеты-носителя была подготовлена к
первому пуску.
Более чем за год до прекращения работ по созданию
БРДД «Блю Стрик» общество межпланетных сообщений
Англии активно начало вести кампанию за осуществле-
ние программы разработки ракет-носителей наряду с
работами по созданию баллистических ракет военного
157
назначения. Против этого в декабре 1959 г. в своем еже-
годном докладе выступил консультативный совет по
научной политике, объявивший «неразумным шагом»
принятие Великобританией собственной программы кос-
мических исследований и предложил, чтобы английские
ученые участвовали в космических исследованиях в по-
рядке международного сотрудничества. Он одобрил со-
глашение, по которому ученые английских университе-
тов должны были участвовать в разработке проекта
англо-американского ИСЗ. Совет полагал, что запла-
нированные на эти работы ассигнования от 100 до
200 тыс. ф. ст. вполне достаточны, если их сравнивать
с другими исследовательскими работами такой же зна-
чимости.
Комитет, представивший этот- доклад, состоял из
14 виднейших ученых, но почти ни один из них не был
авторитетом в области космонавтики. Не приходится
удивляться, что в своих рекомендациях разработки ИСЗ
научного назначения, комитет не учел важных направ-
лений, которые были подробно изучены обществом меж-
планетных сообщений Англии, а именно: практическое
использование спутников для дальней связи, метеороло-
гии и навигации. Общество особенно подчеркивало, что
использование ИСЗ для связи могло бы дать существен-
ные экономические выгоды в ближайшие годы.
В связи с отсутствием официальных правительствен-
ных рекомендаций и неблагоприятным докладом кон-
сультативного совета по научной политике общество
межпланетных сообщений было вынуждено создать соб-
ственный комитет для разработки основных положений
программы исследования космического пространства.
В этот комитет вошли в основном члены правления об-
щества и некоторые специалисты промышленности, ко-
торые принимали участие в симпозиуме стран Британ-
ского содружества наций по проблемам космических
полетов, организованном обществом межпланетных сооб-
щений в августе 1959 г.
Меморандум общества, требующий от правительства
принятия развернутой программы освоения космиче-
ского пространства, был вручен премьер-министру
24 февраля 1960 г. В этом документе указывалось, что
освоение космического пространства не ограничивается
только проведением интересных научных исследований;
158
оно имеет большую практическую ценность и, несомнен-
но, отразится на состоянии и перспективах развития
различных отраслей техники. Было подчеркнуто, что
если Англия не примет участия в освоении космиче-
ского пространства, то она утратит ведущую роль в
развитии средств дальней связи, необходимых для уда-
ленных друг от друга стран Британского содружества
наций, и окажется позади США и СССР в новых обла-
стях прикладной науки и техники, как, например, в
электронике, средствах автоматической навигации, крио-
генной технике, гиперзвуковой авиации, ракетных двига-
телях, предназначенных для работы за пределами ат-
мосферы, автоматического оборудования и во многих
других областях.
В то же время было ясно, что Англия не сможет со-
ревноваться с США и СССР по масштабу развертыва-
ния этих работ и материальных затрат. Исходя из этого,
общество межпланетных сообщений предложило, чтобы
правительство изыскало способы сотрудничества со
странами Британского содружества наций и европей-
скими странами, совместно с которыми можно было бы
создать «третью силу» в деле освоения космического
пространства.
В своем меморандуме общество межпланетных сооб-
щений предложило следующий перечень мероприятий,
который мог бы стать основой реальной пятилетней про-
граммы:
а)	Создание на базе ракеты «Блю Стрик» и модифи-
цированной ракеты «Блэк Найт» ракеты-носителя для
запуска ИСЗ. Кроме этого, необходимо расширить объем
проводимых работ по слежению за спутниками и ана-
лизу параметров их орбит, а также приложить все уси-
лия для осуществления проекта использования амери-
канских ракет «Скаут» для запуска ИСЗ с научной
аппаратурой, разработанной английскими учеными.
б)	Разработка более мощных и совершенных второй
и третьей ступеней для модифицированной ракеты «Блю
Стрик», что позволило бы по крайней мере удвоить по-
лезный груз ракеты-носителя.
в)	Всестороннее изучение возможности создания
спутников связи, включая рассмотрение перспектив их
гражданского и военного применения.
159
г)	Разработка аппаратуры и методов осуществления
связи, телеметрии и навигации в космическом простран-
стве и обеспечение этой аппаратуры источниками
энергии.
д)	Осуществление постепенно расширяющейся про-
граммы разработки гиперзвуковых крылатых аппаратов
и их использования для решения проблемы управляе-
мого входа КА в атмосферу.
е)	Выполнение небольшрй программы по вопросам
космической медицины.
ж)	Осуществление долгосрочной программы научно-
исследовательских работ в области создания новых ра-
кетных двигателей — ядерных^и электрических (ионных
и плазменных), а также изучение возможности создания
синтетических метастабильных (неустойчивых) топлив
высокой энергии, основанных на использовании энергии
атомных частиц и т. п. Программа должна быть рассчи-
тана на постепенное осуществление в течение десяти или
более лет.
Исходя из предположения, что работы над ракетой
«Блю Стрик» будут продолжены с целью использова-
ния ее в качестве первой ступени ракеты-носителя, было
предложено довести ежегодные ассигнования на эти ра-
боты в течение последующих пяти лет до 20 млн. ф. ст.
и сохранить примерно такой уровень расходов в даль-
нейшем. Для выполнения намеченной программы требо-
валось дополнительно около 1000 дипломированных
научных работников и инженеров различных специаль-
ностей, а также вспомогательный технический персонал,
промышленные рабочие и производственные пред-
приятия.
Если бы был принят принцип европейского сотруд-
ничества, то тогда путем соглашений можно было бы
использовать производственные мощности европейских
стран для изготовления ракет-носителей «Блю Стрик».
Англия могла бы предоставить имеющиеся средства для
изготовления и испытания ракет, а также выделить для
реализации общеевропейской программы часть прави-
тельственных ежегодных ассигнований на освоение кос-
мического пространства. На первых порах общеевропей-
ского сотрудничества Англия могла бы изготовлять
ракеты «Блэк Найт» и «Скайларк» с целью проведения
совместных, исследований атмосферы и космического
160
пространства. Стоимость производства ракет и их запу-
ска была бы распределена среди стран-участниц. У
Совместная европейская программа изучения косми-
ческого пространства могла бы включать следующие
мероприятия:
а)	Проведение координированных научно-исследова-
тельских работ в соответствующих учреждениях стран-
участниц.
б)	Изготовление отдельных узлов и сборка ракет на
различных европейских заводах.
в)	Совместное использование испытательных цен-
тров (например, Спейдедам) и ракетных полигонов (на-
пример, Вумера).
г)	Разделение общей программы на небольшое коли-
чество самостоятельных проектов, каждый из которых
был бы закреплен за одним из европейских исследова-
тельских центров, причем в эти национальные центры
необходимо привлекать ученых различных стран.
д)	Для руководства всеми работами по международ-
ной программе должен быть создан совет директоров,
включающий представителей всех участвующих стран,
а также исследовательских центров, осуществляющих
разработку отдельных проектов.
Эти соображения были высказаны министру по науке
и его советникам во время приема делегации общества
межпланетных сообщений Англии 10 мая 1960 г.
Мнение общества, что ракета «Блю Стрик» должна
быть доработана и использована странами Европы и
Британского содружества наций в качестве первой сту-
пени ракеты-носителя для запуска тяжелых спутников,
еще более укрепилось после того, как было принято ре-
шение прекратить ее дальнейшую разработку для воен-
ных целей.
В последующие месяцы английское правительство
отнеслось с большим вниманием к этому предложению.
Министр авиации посетил Австралию, Канаду и Фран-
цию, а в ноябре 1960 г. группа французских техниче-
ских специалистов прибыла в Англию для ознакомления
с состоянием работ над ракетой «Блю Стрик». Спустя
месяц во. время обсуждения в парламенте вопроса о
спутниках связи парламентский секретарь министра
авиации заявил, что если Франция присоединится к Ве-
ликобритании в разработке ракеты-носителя, то кон-
161
струкция второй ступени будет базироваться на «фран-
цузских опытных работах». (Ранее министерство авиа-
ции поручило королевскому авиационному институту
конструктивную проработку вопроса об использовании
в качестве второй ступени модифицированной ракеты
«Блэк Найт» с двигателем «Гамма» повышенной мощ-
ности.)
В январе 1961 г. министр авиации побывал в ФРГ,
Норвегии, Дании, Италии, Швейцарии и Швеции. В это
же время технические представители 14 европейских
стран были приглашены в Англию для ознакомления
с производством и испытанием ракет «Блю Стрик» в
Хатфилде, Стевенэйдже и Спейдедаме.
Одновременно с этим было объявлено, что Англия и
Франция намерены созвать в Страсбурге 30 января
1961 г. конференцию, на которую будут приглашены
представители всех заинтересованных стран. На этой
конференции предстояло выяснить степень возможной
поддержки каждой страной намечаемых совместных ме-
роприятий по освоению космического пространства.
В 1961 г., когда вопрос об использовании ракеты
«Блю Стрик» в качестве первой ступени европейской
ракеты-носителя близился к разрешению, Франция про-
водила собственные исследования по созданию БРСД.
Координация всех работ, связанных с осуществлением
этого проекта, была возложена на общество по иссле-
дованию баллистических ракет (SEREB) *.
При разработке этой ракеты изучались возможности
использования как твердых, так и жидких топлив, до-
пускающих длительное хранение. С этими работами тес-
нейшим образом было связано общество по исследова-
нию реактивных двигателей (SEPR)1 2.
Под руководством управления авиационно-техниче-
ской службы обе фирмы приступили к разработке лег-
ких РДТТ, зарядов твердого топлива, поворотных сопел
и устройств отсечки тяги.
Франция имеет превосходные условия для исследо-
вательских работ и производства твердых топлив на го-
сударственном предприятии «Служба порохов», которое
1 Сокращение от Societe d’Etude et de Realisation d’Engins Bal-
listique. — Прим. ped.
2 Сокращение от Societe d’Etude de la Propulsion par Reac-
tion.— Прим', ped.
162
было оеновано в 1795 г., во время Французской рево-
люции, для производства взрывчатых веществ.
Пороховой завод в Сен-Медаре вблизи Бордо был
значительно расширен в 1960 г. Фирма SEPR приобре-
ла значительный опыт в разработке авиационных ЖРД,
работающих на белой дымящей азотной кислоте. Для
испытания этих ЖРД они были установлены на восьми
различных типах самолетов, причем было осуществлено
свыше 4500 их запусков в полете. Выбор азотной кис-
лоты в качестве окислителя объясняется тем, что она
производится в значительных количествах и имеет низ-
кую стоимость, а проблемы борьбы с вызываемой ею
коррозией хорошо известны и легко разрешимы. Не ме-
нее 55 000 стендовых испытаний комплектных ЖРД бы-
ло проведено в испытательном центре фирмы SEPR в
Виллароше, где в среднем за год расходовалось до
2500 т белой дымящей азотной кислоты.
В качестве, горючего в этих ЖРД применяется фу-
ралин (смесь фурфуролового спирта с ксилидином) и
«ТХ» (смесь триэтиламина и ксилидина). Эти горючие
являются самовоспламеняющимися. Используются так-
же и несамовоспламеняющиеся горючие, например керо-
син IP-4.
В лабораториях фирмы SEPR занято 850 человек,
из них 550 инженеров и техников непосредственно свя-
заны с проведением исследований и испытаний.
Французский ракетный испытательный центр нахо-
дится в пустыне Сахара на военной базе Хаммагир в
Колон-Бешаре. Центр располагает ВПП длиной около
3 км и двумя ракетными пусковыми комплексами. Из
Колон-Бешара проложены две трассы для запуска ра-
кет: одна — западная, длиной около 480 км в направле-
нии на Тиндуф, вторая — юго-вост очная, длиной 2900 км
в направлении на Форт-Лами. Продолжение второй
трассы было исследовано в 1959 г. вплоть до о. Чад в
связи с разработкой проекта французской БРСД.
В течение нескольких лет исследовательские ракеты
«Вероника» запускались с этой базы. Запуски трех ра-
кет в марте 1959 г. имели целью измерение температу-
ры, плотности атмосферы и направления ветра на боль-
ших высотах. Две из этих ракет одновременно были
использованы для образования в верних слоях атмос-
феры натриевых облаков: одно — на высоте 125 км, вто-
163
рое — на высоте 180 км. В июне 1960 г. с помощью двух
ракет «Вероника» были произведены взрывы сильных
взрывчатых веществ в верхних слоях атмосферы.
Французы применяют также одноступенчатые и мно-
гоступенчатые  исследовательские ракеты с РДТТ.
К 1961 г. национальный научно-исследовательский авиа-
ционный институт (ONERA) 1 осуществил 300 запусков
таких ракет в соответствии с программами исследова-
ния верхних слоев атмосферы и создания боевых ракет.
К их числу относится многоступенчатая ракета «Ан-
тарес», предназначенная для изучения проблем нагрева
баллистических головок при входе в атмосферу. Ракета
может развить скорость полета, соответствующую числу
М=7, и достичь высоты 152 км. С 1959 по 1961 г. было
запущено 12 ракет такого типа. При исследовании верх-
них слоев атмосферы ракета «Антарес» может поднять
полезный груз весом 15 кг на высоту 360 км или 50 кг
на высоту 225 км. Другая многоступенчатая ракета с
РДТТ «Бэрэнис» может развить скорость, соответствую-
щую числу М=12, и поднять полезный груз весом 30 кг
на высоту 1200 км, 60 кг — на высоту 945 км и 100 кг —
на высоту 750 км.
Другими французскими исследовательскими ракета-
ми с РДТТ и различным количеством ступеней являют-
ся «Бэлье» (поднимает 32 кг на высоту 80 км), «Цен-
тавр» (32 кг на высоту 140 км), «Драгой» (32 кг на
высоту 400 км) и «Пегас» (32 кг на высоту 1000 км).
В 1961 г. Франция сообщила о своем намерении вы-
вести на орбиту собственный ИСЗ весом от 50 до 80 кг.
Основанием к этому явилось наличие ракет с ЖРД
«Эмерод», «Сапфир» и «Диамант», имеющих стартовый
вес до 25 т. Ракеты с РДТТ должны были образовать
верхние ступени ракеты-носителя. Первый запуск ИСЗ
намечалось осуществить с ракетного центра Хаммагир
в 1963—1964 гг. В дополнение к этому, авиационный
институт ONERA. приступил к изучению возможностей
создания исследовательской ракеты, способной дости-
гать высот порядка 1600 км.
Этот институт совместно с комиссариатом по атом-
ной энергии осуществил также запуск ракеты для изу-
1 Сокращение от Office National* d’Etudes et des Recherches
Aeronautiques.— Прим. ped.
164
чения искусственной радиоактивности на больших вы-
^Показателем успеха Франции в области ракетной
техники является запуск двух больших двухступенча-
тых ракет с РДТТ «Агат» с полигона Хаммагир в марте
1962 г. Чтобы поднять полезный груз весом 800 кг на
высоту около 70 км, ракета имела стартовый вес 3000 кг
и стартовую тягу 7000 кг. Полезный груз был доставлен
на землю с помощью парашюта.
Ракета «Агат» была сконструирована фирмой
SEREB в соответствии с программой научно-исследова-
тельских работ по созданию БРСД; двигатели для нее
были разработаны фирмой Норд Авиасьон, а корпус
ракеты — фирмой Сюд Авиасьон. Можно полагать, что
подобная ракета будет использована в качестве верхних
ступеней французской ракеты-носителя, первая ступень
которой будет иметь ЖРД. Начальный вариант фран-
цузской ракеты-носителя будет, очевидно, иметь в ка-
честве первой ступени ракету, разработанную фирмой
SERP, двигатели которой работают на азотной кислоте
и скипидаре. Возможно, что в дальнейшем для этой цели
будет использована созданная Францией вторая ступень
общеевропейской ракеты-носителя, у которой в качестве
окислителя будет применена четырехокись азота, а в ка-
честве горючего — несимметричный диметилгидразин.
Для сопровождения и наблюдения за ИСЗ Франция
располагает лишь простейшими станциями. Координа-
ционный центр расположен в Медоне, где национальное
метеорологическое бюро имеет вычислительную машину
IBM-650 и телетайп для поддержания связи с 20 стан-
циями слежения. Десять из этих станций, оборудован-
ных для оптического слежения, расположены на замор-
ских территориях: пять в Африке — Дакар, Бамако,
' Форт-Лами, Браззавиль и Джибути; одна на Мадагас-
каре— Тулеар; две в Тихом океане — Нумеа на о. Но-
вая Каледония и Папеэте на о. Таити; две в Атланти-
ческом океане — Фор-де-Франс на о. Мартиника и Кай-
енна во Французской Гвиане.
В Медоне и Страсбурге для наблюдения за спутни-
ками используются модифицированные авиационные
фотоаппараты. Производится также изучение радиоиз-
лучения и распространения радиоволн от спутников
радиовещательной и телевизионной станцией в Лимуре,
165
национальной лабораторией по радиоэлектронике и на-
циональным научно-исследовательским центром связи.
В остальной части Европы к 1961 г. наибольшую ак-
тивность в области исследования космоса проявила Ита-
лия, запустившая большое число исследовательских ра-
кет с авиационной базы в Рердасдефогу на о. Сардиния.
Кроме исследовательских ракет, полученных от
NASA, Италия использует также ракеты собственного
производства. Работы по созданию ракет с РДТТ ве-
дутся фирмой Бомбрини-Пароди-Дельфино, основанной
в 1913 г. для производства порохов, взрывчатых веществ
и боеприпасов для стрелкового оружия и артиллерии
среднего калибра. На заводах фирмы имеется все необ-
ходимое оборудование для производства двухосновных
твердых топлив, начиная с нитрации глицерина и хлопка
и кончая изготовлением топливных зарядов необходи-
мой формы путем экструзии в вакууме или же отливки
в формах. Кроме этого, имеются самые современные
дробилки, пороховые мельницы и смесители для изго-
товления сложных твердых топлив, включающих горю-
чие связующие вещества различного состава, в том чис-
ле полисульфиды и полиуретаны.
Для изготовления легких корпусов РДТТ применя-
ются новейшие способы формования и сварки. На заво-
дах могут изготавливаться целиком не только опытные
ракеты, но и серии ракет. Фирма Бомбрини-Пароди-
Дельфино имеет соглашения с ведущими промышленны-
ми фирмами Франции, ФРГ и США и в 1961 г. изго-
товляла серийно ракеты класса «воздух — воздух» диа-
метром 50, 57 и 70 мм. Серийно производились также
ракеты класса «земля — земля» диаметром 100 и 160лии
и двухступенчатые метеорологические ракеты с диамет-
ром первой ступени 160 мм и второй ступени — 70 мм.
Итальянское правительство в 1960—1961 гг. впервые
выделило средства для национальной программы косми-
ческих исследований, что позволило создать базу на
о. Сардиния для запуска исследовательских ракет на
высоту до 960 км. В период с января по октябрь 1961 г.
шесть ракет «Найк-Эсп», полученных из США по согла-
шению с NASA, были успешно запущены на высоту
около 250 км. Целью этих запусков было определение
температуры и ветров в верхних слоях атмосферы по-
средством создания натриевого облака. После несколь-
166
ких опытных запусков была проведена серия запусков
пакет для синоптических исследовании со стартовых
площадок па о. Сардиния и в США на о. Уоллопс (штат
Виргиния). При осуществлении этой программы италь-
янский комитет по космическим исследованиям догово-
пился с NASA о предоставлении ему необходимого коли-
чества исследовательских ракет, пусковых установок и
научных приборов; со своей стороны он оборудовал пу-
сковую площадку и обеспечил ее аппаратурой оптиче-
ского слежения, а также обработал и проанализировал
полученные данные.
В конце 1961 г. итальянское правительство дало
санкцию на рисширение программы космических иссле-
дований в 1961—1963 гг. Предусматривалось создание
итальянского ИСЗ и запуск его с помощью американ-
ской ракеты-носителя; имелись также планы разработки
в дальнейшем собственной ракеты-носителя. Поскольку
база на о. Сардиния не позволяет осуществлять запуск
крупных ракет из-за большой плотности населения и
большого количества морских и воздушных трасс в
этом районе, было предложено построить пусковую пло-
щадку для запуска спутников с поверхности моря.
В ФРГ немецкое общество по ракетной технике и
космическим полетам в Штутгарте создало в 1954 г.
исследовательский институт по физике реактивного дви-
жения под руководством д-ра Зенгера. Другая органи-
зация— немецкое ракетное общество в Бремене — раз-
работала ракету, разбрызгивающую нефть, для службы
спасения на море; эта ракета запатентована в 27 стра-
нах. Ведутся экспериментальные разработки почтовых
и метеорологических ракет.
В декабре 1959 г. в ФРГ был учрежден государст-
венный комитет космических исследований для осуще-
ствления сотрудничества с международной организацией
КОСПАР. Были организованы наблюдения за полетом
советских и американских ИСЗ и определение парамет-
ров их орбит, а также изучались некоторые аспекты рас-
пространения радиоволн. Кроме того, общество имени
Макса Планка создало рабочую группу по космическим
исследованиям из сотрудников института физики и
астрофизики.
Трехступенчатая исследовательская ракета, старто-
167
вавшая в пустыне Негев на берегу Средиземного моря
на рассвете 5 июля 1961 г., дала Израилю право счи-
тать себя первой страной на Среднем Востоке, запустив-
шей ракету в научных целях.
Созданная целиком в Израиле, ракета «Комета-П»
весом 255 кг поднялась на высоту 80 км и выпустила
натриевое облако для определения параметров верхних
слоев атмосферы. За полетом ракеты следили несколько
наземных станций. На ракете были установлены РДТТ,
разработанные учеными Израиля на основе собственных
изысканий.
В то время как происходили указанные события,
встречи ученых европейских стран, организованные анг-
лийским обществом межпланетных сообщений, начали
приносить плоды. Представители 10 стран, встретив-
шиеся 1 декабря 1960 г. в Мейрине (Швейцария), под-
писали соглашение об учреждении подготовительной
комиссии для изучения возможности создания постоян-
ной Европейской организации по исследованию косми-
ческого пространства. Целью этой организации, извест-
ной под названием ESRO *, должна стать координация
научных исследований в европейских странах — членах
этой организации, ведущихся с помощью исследователь-
ских ракет, ИСЗ и КА. Бельгия, Голландия, Норвегия,
Швеция и Великобритания подписали соглашение бе-
зоговорочно. Дания, Франция, Италия, Испания и Швей-
цария подписали соглашение с оговорками, а ФРГ пред-
почла отложить подписание соглашения на более позд-
нее время.
Была намечена следующая программа деятельности
постоянной Европейской организации.
Первый этап должен включать запуск небольших
ИСЗ (весом около 45 кг), которые не требуют крупного
научного оборудования. В течение первых трех лет
предполагается провести следующие исследования:
1)	детальное изучение структуры ионосферы, ее со-
става и временных возмущений, а также постоянное
наблюдение за солнечной активностью в области уль-
трафиолетового и рентгеновского излучений;
1 Сокращение от European Space Research Organisation.—
Прим. ped.
168
2)	использование радиоастрономии в тех областях
радиоспектра, в которых невозможны исследования с
земли;
3)	проведение метеорологических исследований;
4)	осуществление геодезических исследований и из-
мерений времени;
5)	изучение космических лучей и других частиц, а
также микрометеоритов в верхних слоях атмосферы.
Одновременно с этими исследованиями будет вестись
разработка ИСЗ весом 225—450 кг и КА для запуска
в сторону Луны, который будет осуществлен через пять
лет.
Исследовательские работы на втором этапе будут
проводиться в направлении:
1)	детального изучения спектров звезд в области
ультрафиолетового и рентгеновского излучений;
2)	изучения солнечного диска в ультрафиолетовой и
рентгеновской областях спектра;
3)	исследования межпланетного и межзвездного по-
глощения;
4)	изучения космических лучей и других частиц в
межпланетном пространстве;
:	5) исследования новейших проблем метеорологии.
Третий этап, подготовка к которому будет вестись
наряду с указанными выше исследованиями, должен
включать теоретическое изучение и коструктивную раз-
работку устройств для доставки научного оборудования
на Луну, исследование других планет и огранизацию
наблюдений в околосолнечном пространстве. Эти ис-
следования будут охватывать следующие области:
а) физика Луны и планет; б) астрономия; в) космиче-
ская биология.
Соглашение не предусматривало никаких ограниче-
ний для ESRO в выборе ракет-носителей, которые по-
требуются при осуществлении намеченной программы.
Предполагалось, что до создания европейской ракеты-
носителя для запуска тяжелых ИСЗ можно использо-
вать американские ракеты-носители. Возможности ра-
кет-носителей, имевшихся к 1961 г., показаны в
табл. 4. 2.
Вначале бюджет ESRO был утвержден в сумме око-
ло 68 000 ф. ст., причем взнос Англии составлял 25%
этой суммы. Бюджет, конечно, должен был значительно
169
о
Таблица 4,2
Ракеты-носители, рассмотренные подготовительной комиссией ESRO в 1961 г.
Ракета-носитель	Страна- изгото- витель	Параметры орбиты	Полезный груз, кг1	Стоимость (без зат- рат на разработку), тыс. ф. ст.	Срок поставки
„Скаут" (все четыре ступени с РДТТ)	США	Круговая, высотой 599 км Круговая, высотой 1498 км Эллиптическая, пери- гей 399 KMt апогей 2998 км	65 12 50	270—340	12 месяцев (при запуске в США)
„Диамант" (вторая и третья ступени с РДТТ)	Франция	Приблизительно в два раза выше, чем у ракеты „Скаут"	—	123	Не менее 40 месяцев
„Блэк Найт" (вторая и третья ступени с РДТТ)	Англия	Круговая, высотой 800 км	50	127	Не менее 14 месяцев
„Блэк Найт" (с ускорителем ТТ и второй ступенью с ЖРД на жидком кислороде и жидком водороде)	Англия	Круговая, высотой 800 км	120	—-	—
1 Цифры даны при запуске ИСЗ в восточном направлении. При запуске на полярную орбиту полезный
груз уменьшится на 10»/€<
	Страна* изгото- витель	Параметры орбиты	Полезный груз, кг1	Стоимость (без зат- рат на разработку), тыс, ф. ст.	Срок поставки
„Атлас-Аджена В“ „Блю Стрик“ (в качестве пер- вой ступени) а)	вторая ступень, N2O4 и диМетилгидразин; третья ступень, Н2О2 и керосин б)	вторая ступень, N2O4 и диметилгидразин; третья ступень, Н2 и Оо (2268 кг)	США Англия и Фран- ция (ELDO)	Круговая, высотой 557 км Круговая, высотой 557 км Круговая, высотой 9267 км Круговая, высотой 557 км Круговая, высотой 9267 км %	2268 1089 227 1678 726	1800 (стоимость изго- товления систем и запуска ракеты 1,2 млн. ф. ст.; стои- мость стартового комплекса 7,2 млн. ф. ст.) 7662 (стоимость одно- го запуска 1,37 млн. ф. ст.)	21 месяц (при запуске в США) 54 месяца.-
1 Цифры даны при запуске ИСЗ в восточном направлении. При запуске на полярную орбиту полезный
груз уменьшится на 1О®/о.
2 Если включить стоимость опытных работ, то при трех запусках ИСЗ в год стоимость одного запуска
обойдется около 5 млн, ф. ст., а при запусках ИСЗ свыше трех в год (до семи) стоимость одного запуска со-
ставит 2—3 млн. ф. ст. ,
5 Возможен вывод на орбиту вокруг Луны полезного груза весом 340 /сг«
ND	Ракета-носитель		Страна- изгото- витель	Параметры орбиты		Полезный груз, кг 1	Стоимость (без зат- рат на разработку), тыс. ф. ст.	Срок поставки
	в) вторая ступень, Н2 (9072 кг)\ третьей пени нет	и О2 сту-		Круговая, 557 км Круговая, 9267 км	высотой высотой	2177 816	—	—
	г) вторая ступень, Н2 (13 608 кг)\ третьей пени нет	и О2 сту-		Круговая, 557 км Круговая, 9267 км	высотой высотой	; 2495 816	—	—.
	д) вторая ступень, Н2 и О2; третья ступень, Н2 и О2 (9072 кг)			Круговая, 557 км Круговая, 9267 км	высотой высотой	- 2722 1179	1 1	1 1
При запуске на полярную орбиту полезный
1 Цифры даны при запуске ИСЗ в восточном направлении,
груз уменьшится на 10%.
возрасти с началом осуществления намеченной про-
граммы
На третьей сессии подготовительной комиссии ESRO,
состоявшейся в Мюнхене 24 октября 1961 г., научно-
техническая рабочая группа внесла на рассмотрение
сессии ряд проектов, включая план запуска исследова~
тельских ракет из нескольких пунктов, начиная с пер-
вого года деятельности ESRO. Было признано необхо-
димым создать ракетный полигон в зоне полярных сия-
ний (между 65 и 72° с. ш.). Наиболее подходящим ме-
стом сочли район Кируна (Швеция); в качестве запас-
ных вариантов были предложены Нассассуак (Грен-
ландия) и Андойа (Норвегия).
Сессия запланировала запустить первый общеевро-
пейский малый спутник в 1967 г. и первый тяжелый
спутник в 1969 г. Запуски ракеты «Блю Стрик» было
намечено производить с полигона Вумера, а французс-
кой ракеты «Диамант» — с базы Хаммагир в Сахаре.
Программой предусматривался также запуск стабилизи-
рованных спутников на орбиты вокруг Луны для прове-
дения астрономических наблюдений.
Было предложено создать Европейский центр косми-
ческой техники (ESTC) *, который бы отвечал за про-
ектирование, разработку и изготовление головных
частей ракет, ИСЗ и КА. При общем штате около 800 че-
ловек в центре должно быть занято 250—300 инжене-
ров и научных работников.
Было также предложено организовать Европейский
центр обработки данных космических полетов ESDC1 2,
который занимался бы вопросами сопровождения и
телеметрии, обработкой данных, расчетом орбит спутни-
ков, а также солнечными и геодезическими измерения-
ми. Было намечено построить четыре станции сопро-
вождения и телеметрических измерений и три оптиче-
ские станции слежения.
За дёвять месяцев до этого (30 января 1961 г.) в
Страсбурге (ФРГ) открылась долгожданная конферен-
ция по вопросу создания Европейской организации по
1 Сокращение от European Space Technology Centre.— Прим. ред.
2 Сокращение от European Space Data Centre.— Прим. ред.
173
разработке ракет-носителей (ELDO) \ На ней были
официальные представители 12 стран: Англии, Франции,
ФРГ, Италии, Швейцарии, Австрии, Бельгии, Голлан-
дии, Норвегии, Швеции, Дании и Испании. Канада,
Греция, Ирландия и Турция прислали наблюдателей.
Бол ьш и н ство совета -
ний, длившихся четыре дня,
было закрытыми. В ходе со-
вещаний были созданы два
комитета: по финансовым и
административным вопро-
сам и ’по техническим во-
просам.
В результате обсужде-
ния выяснилось следующее.
Если разработка ракеты-
носителя начнется сразу же
после конференции, то пер-
Рис. 55. Эскизный проект европей-
ской ракеты-носителя (размеры
даны в метрах):
1 — бак с керосином; 2 — герметизиро-
ванный отсек с оборудованием; 3 — те-
леметрическая антенна; 4 — бак с пе-
рекисью водорода; 5 — четыре взрыв-
ных болта; 6 — отсек с оборудованием;
7 — антенна; 8 — бак с азотной кисло-
той; 9 — бак с диметил гидразином;
10 — восемь взрывных болтов; 11 — от-
сек с оборудованием (негерметизиро-
ванный); 12 — телеметрическая антен-
на; 13 — щелевая антенна приемоотвег-
чика; 14 — антенны; 15— скоростной
гироскоп; 16 — бак с жидким кислоро-
дом; 17 — подрывные заряды; 18 — бак с
керосином; 19 — скоростные гироскопы;
20 — блоки с оборудованием; 21 — уста-
новочный уровень; 22 — щелевая антен-
на радиомаяка; 23 — линия отделения
ИСЗ; 24 — антенна; 25 — линия отде-
ления третьей ступени; 26 — щелевая
антенна приемоотвегчика; 27—телемет-
рическая антенна; 28 — линия отделе-
ния второй ступени
вое испытание полностью скомплектованной трехступен-
чатой ракеты (рис. 55) может состояться в середине
1 Сокращение от European Launcher Development Organisa-
tion.— Прим. ped.
174
1965 г. В процессе разработки различных ступеней по-
требуется осуществить девять запусков. Первый запуск
ракеты «Блю Стрик», являющейся первой ступенью, мог
бы быть осуществлен в середине 1962 г. Ее тяга превы-
сит 100
Первые испытания второй ступени, имеющей тягу
25 т, начнутся в начале 1965 г. Эта ступень, разрабаты-
ваемая Францией, будет превосходить все имевшиеся
.до сего времени ракеты Франции. К 1961 г. самыми
крупными французскими ракетами были исследователь-
ская ракета «Вероника» с ЖРД статической тягой 4 т
и ЗУР «Матра-422». Последняя представляет собой
двухступенчатую ракету с РДТТ; ее первая ступень
развивает тягу 23 т в течение 4,5 сек, а вторая сту-
пень— 1,5 т в течение 20 сек. Обе ступени были спро-
ектированы и изготовлены фирмой SERP.
Третья ступень европейской ракеты-носителя, по мне-
нию конференции, могла быть создана сообща несколь-
кими европейскими странами.
После закрытия Страсбургской конференции Англия
и Франция предложили другим участникам решить об-
суждавшиеся вопросы «в принципе» к концу марта
1961 г. Одновременно они должны были сформулиро-
вать свою позицию по финансовым обязательствам.
Было предварительно согласовано, что взносы стран-
участниц ELDO должны быть в той же пропорции, как
и в другой организации — Европейском ядерном иссле-
довательском центре (ENRC) \ который был основан
несколько лет назад в Мериине, вблизи Женевы.
Вопрос стоял об обеспечении в течение пяти лет сум-
мы в 70 млн. ф. ст. Доля Англии вначале намечалась в
сумме 17,5 мл и. ф. ст., но после обсуждения в финан-
совом комитете Страсбургской конференции она была
увеличена до 23,333 млн. ф. ст. Взносы остальных стран
были соответственно снижены. Министр авиации Англии
объяснил позднее, что половина объема работ по изго-
товлению европейской ракеты-носителя будет выполнена
англичанами и поэтому Англия должна взять на себя
большую долю расходов ELDO.
Продолжение опытных работ по ракете «Блю Стрик»
поглотит 55% пятилетнего бюджета ELDO; работы Фран-
1 Сокращение от European Nudeear Research Centre.— Прим. ped.
175
ции по созданию второй ступени потребуют 18% бюдже-
та, а на создание третьей ступени выделяется около 9%.
Предложенная на Страсбургской конференций сум-
ма взносов стран-участниц приведена в табл. 4.3. '
Надежды на то, что бюджет ELDO войдет в силу с
1 апреля 1961 г., не оправдались из-за задержки неко-
торыми странами окончательного ответа. ФРГ, в част-
Таблица 4.3
Размеры взносов отдельных стран, входящих в ELDO,
предложенные на Страсбургской конференции,
происходившей с 30 января по 2 февраля 1961 г.
Страны-участницы	Тыс. ф. ст.	°/о
Англия		23 333	33,33
Франция 		14 399	20,57
ФРГ		13 244	18,92
Италия		6846	9,78
Испания				2063	2,95
Швеция		2033	2,90
Бельгия		1993	2,85
Голландия 		1850	2,64
Швейцария		1582	2,26
Дания			957	1,37
Австрия 			927	1,32
Норвегия		773	1,11
Всего ...	70 000	100 000
ности, потребовала дальнейшего обсуждения техниче-
ских проблем. Только в июле от ФРГ было получено со-
гласие на присоединение к ELDO, и через месяц стало
известно, что не группа европейских стран, а ФРГ берет
на себя проектирование и изготовление третьей ступени
ракеты-носителя.
Ракета «Блю Стрик» (рис. 56), с которой было снято
оборудование системы наведения на цель и боевая го-
ловка, требовала небольших переделок узла соединения
с головной частью, чтобы вместо нее поставить вторую
ступень. На ракете установлены два ЖРД (рис.-57),
работающие на жидком кислороде и керосине с насос-
ными системами подачи топлива. Каждый двигатель
развивает тягу 47,6 т на уровне моря. Основные харак-
теристики ракеты «Блю Стрик» приводятся в табл. 4. 4.
176
Таблица 4.4
Технические данные ракеты «Блю Стрик» фирмы Де Хэвиленд
При использовании в качестве первой ступени
ракеты-носителя
размеры:
диаметр баков, м.................................3,048
полная длина (включая двигатели), м..............18,753
толщина стенки бака, мм...........................0,5
длина отсека двигателей, м......................... 1,905
длина отсека баков, м............................14,021
Вес, т:
стартовый.........................................92,2
бака, заполненного	кислородом ................... 60,8
бака, заполненного	керосином.....................26,3
сухой вес ступени	..........................6,1
Характеристики ЖРД:
нормальная тяга двигателя, т.....................62,14
форсированная тяга, т ........................... 68
максимальная длительность работы, сек............180
весовое соотношение компонентов топлива кислород
к керосину ..................................2,25 :1
давление в камере сгорания у инжектора, кг/см* . . 36
Система питания кислородом:
давление в заполненном	баке, кг/см^..........2,0
давление в пустом баке,	кг/см?..................0,03
максимальная производительность кислородного на-
соса, кг/сек..................................177
давление кислорода на выходе из насоса, кг/см2 . . 55
диаметр крыльчатки насоса, мм....................280
Система питания керосином:
давление в заполненном баке, кг/см?.............0,7
давление в пустом баке, кг/см^...................0,01
максимальная производительность насоса подачи
керосина, кг/сек ..............................77
давление керосина на выходе из насоса, кг/см? . .51,5
диаметр крыльчатки насоса, мм....................320
Газогенератор и турбина:
подача компонентов в газогенератор, кг/сек-.
кислорода.............................:.........1,36
керосина •.....................................4,76
состав смеси (отношение керосина к кислороду) . . 3,5 : 1
мощность турбины, л. с........................... 2 400
скорость вращения турбины, об/сек................ 30 000
скорость вращения насосов, об/сек................ 6 000
давление в газогенераторе, кг/см^................30
температура в газогенераторе, °C.................630
Питание ракеты электроэнергией:
переменный ток:
напряжение, в.................................115
частота, гц...............................     2400	и	400
постоянный ток:
напряжение, в..................................28
177
Автопилот и гидравлическая система:
возможный угол поворота ЖРД на карданном шар-
нире, град....................................7 (при кони-
ческом дви-
жении)
высокое давление гидросистемы, кг/см*..........210
низкое давление гидросистемы, кг/см2............14
программированная скорость поворота ракеты,
град/сек...................................... 0,7
Теплообменник:
подача кислорода (при давлении 49 кг/см^), кг/сек 1,13
подача азота (при давлении 8,4 кг/с м2), кг/сек . .0,36
запас азота:
газообразного (под давлением 210 кг/см2), кг . .24,5
жидкого, кг....................................66
Конструкция ракеты «Блю Стрик», представляющая
собой цилиндр диаметром Зли длиной 21 м, достаточ-
но прочна, чтобы выдержать увеличенную нагрузку и
тягу при запуске многоступенчатой ракеты-носителя.
Большой передний бак может вместить 60 т жидкого
кислорода; расположенный за ним бак для керосина
имеет вместимость 26 т. В полете в кислородном баке
создается повышенное давление за счет газификации
жидкого кислорода, а в баке с горючим — за счет гази-
фикации жидкого азота. Эти криогенные жидкости пре-
вращаются в газообразное состояние в теплообменнике,
расположенном в выхлопном сопле турбонасосного агре-
гата.
Баки изготовлены из очень тонкой листовой нержа-
веющей стали. Их жесткость обеспечивается за счет по-
вышенного давления внутри баков.
Оба двигателя RZ-2 фирмы Роллс-Ройс смонтирова-
ны на карданном подвесе и могут отклоняться в двух
плоскостях, обеспечивая тем самым управление ракетой
по трем осям. Каждый двигатель имеет турбо-насосный
блок, состоящий из газогенератора, топливных насосов,
редуктора и турбины.
Газогенератор, в который подается обогащенная
топливная смесь жидкого кислорода и керосина, выра-
батывает газ сравнительно невысокой температуры для
привода турбины. Последняя через редуктор приводит
в действие топливный и кислородный насосы, а также
масляную помпу, которая обслуживает гидравлическую
систему для отклонения камер ЖРД. Схема питания
двигателя топливом представлена на рис. 58.
178
О
п
22
20

Рис. 56. Схема компоновки ракеты «Блю
Стрик» фирмы Де Хэвиленд в качестве
первой ступени европейской ракеты-но-
сителя:
1 — радиоприемник на транзисторах; 2 — блок
электропитания; 3— аккумуляторная батарея;
4 — экран двигателя; 5 — бак с жидким кисло-
родом; 6 — дренажный клапан бака с жидким кислородом; 7 — подрывные заряды;
бопровод наддува бака с керосином; 9 — трубопровод подачи кислорода; 10	. ____
угловой скорости рысканья; 11 — перегородки для уменьшения перемещения топлива; 12 —
балка крепления ЖРД; 13 — газогенератор; 14 — автопилот; 15—* баллоны с азотом; 16 — механизм
отклонения камеры сгорания; 17 — сопло ЖРД; 18 — выхлопные патрубки турбины; 19 — теплооб-
менники; 20 — коробка переключения приборов; 21 — турбонасосный агрегат; 22 — блок переклю-
чателей телеметрической системы; 23 — шпангоуты; 24 — трубопровод для наддува жидкого кисло-
рода; 25 — запасной контейнер; 26 — электродатчик; 27 — передатчик радиотелеметрической системы
8 — тру-
гироскоп
Французская ракета, предназначенная для использо-
вания в качестве второй ступени ракеты-носителя, раз-
рабатывалась в течение ряда лет. Ракета снабжена од-
нокамерным ЖРД тягой 25 т, установленном на кар-
данном подвесе, что обеспечивает управление ракетой
Рис. 57. Камера сгорания ЖРД «Роллс-Ройс» RZ-2: .
1— пробка сливного отверстия; 2 — бандажи для обеспечения жесткости ка-
меры сгорания; 3 — горловина сопла; 4 — ушко крепления; 5 — зона горения;
6 — электропровод; /—пиротехнический запал; 8— уплотнительное кольцо;
9 — коллектор подвода горючего; 10 — форсуночная головка; 11 — фланец креп-
ления кислородного клапана; 12 — аварийная пробка; 13— патрубок подачи
кислорода; 14 — деталь карданной подвески камеры; 15 — выпрямитель пото-
ка; 16 — крышка форсуночной головки; 17 — подача пускового топлира; 18 —
фланец крепления клапана горючего; 19 — подача горючего; 20 — охлаждаемая
горючим трубчатая стенка камеры; 21 — кольцо жесткости горловины; 22 —
фланец крепления теплового экрана; 23 — расширяющееся сопло; 24 — возврат
горючего; 25 — форсуночная плита; 26— вход горючего; 27 — пусковое топливо;
28 — подача кислорода
180
Рис. 58. Схема топливной системы ракеты «Блю Стрик» с двигате-
лем Роллс-Ройс RZ-2:
1 — турбонасосный агрегат; 2 — вход азота высокого давления из бортового
баллона; 3 — распределитель пневмосистемы; 4—турбина; 5—вход масла из
бака; 6 — запорный клапан; 7 — воспламенитель; 8 — газогенератор; 9 — кла-
паны газогенератора; 10 — запорный клапан; // — жиклер; 12 — регулятор по-
дачи кислорода; 13 — запорный клапан подачи кислорода; 14 — клапан пу-
скового топлива; 15 — главный кислородный клапан; 16 — запорный клапан по-
дачи горючего; 17, 18 — подача азота от наземных баллонов; 19 — стартовые
баки; 20 — воспламенитель; 21 — главный клапан горючего; 22 — камера сго-
рания
181
по тангажу и рысканью. Для управления креном име-
ются вспомогательные реактивные сопла. Горючим яв-
ляется несимметричный диметилгидразин, окислите-
лем— четырехокись азота, которые поступают в двига-
тель с помощью вытеснительной системы подачи; для
обслуживания системы используется пороховой газоге-
нератор. Стартовый вес второй ступени более 8 т, из ко-
торых 85% приходится на вес топлива. Ракета имеет
диаметр около 1,8 м и длину 6,6 м. Двигатель работает
в течение примерно 1 мин.
Кроме двигательной установки, исполнительного ме-
ханизма системы управления и электронного оборудо-
вания, вторая ступень имеет оборудование для старта
двигателя в момент ее отделения от первой ступени,
механизм для отделения второй ступени от третьей, а
также гироскопические датчики угловой скорости для
стабилизации ракеты при помощи автопилота на актив-
ном участке полета.
Было предложено несколько конструктивных вариан-
тов третьей ступени, но королевский авиационный ис-
следовательский институт отдает предпочтение, как ука-
зано выше, системе с использованием непрерывной ма-
лой тяги (от 450 до 1350 кг). Двигатель третьей ступени
будет включен в момент ее отделения от второй ступени
и будет продолжать работать до выхода ИСЗ на орбиту.
Намечается несколько комбинаций горючего и окисли-
теля, начиная с перекиси водорода и керосина и кон-
чая жидким кислородом и жидким водородом. На какой
бы топливной смеси ни остановились -после тщательного
исследования таких факторов, как вес полезного груза,
параметры орбиты и время, потребное на разработку
системы, необходимо в любом случае предусмотреть
приспособляемость конструкции третьей ступени к из-
менению веса полезного груза и замене топливной смеси
в зависимости от экспериментальных задач. При этом
остальные системы третьей ступени, включая двигатель
и оборудование, должны остаться неизменными.
В табл. 4.5 приведены весовые характеристики евро-
пейской ракеты-носителя.
Запуск трехступенчатой ракеты-носителя может про-
текать следующим образом.
После старта ракета поднимается вертикально в те-
чение 20 сек до высоты 600 м. Затем она медленно по-
182
Таблица 4,5
Весовые характеристики трехступенчатой европейской
ракеты*носителя (стартовый вес), кг
Первая ступень:
топливо................................................... 87	947
конструкция ............................................ 6206
Всего ... 94 153
Вторая ступень:
топливо........................................... 7000
конструкция ..................................... 1233
Всего ... 8233
Третья ступень:
топливо.............................................1950
конструкция.........................................318
сбрасываемые обтекатели............................. 18
полезный груз ИСЗ	(номинальный)..................... 91
конструкция ИСЗ.....................................227
Всего ... 2604
Номинальный стартовый вес . . . 104 990
ворачивается до тех пор, пока угол подъема не составит
30° по отношению к горизонту. К этому моменту ее ско-
рость достигнет 4000 км!час, а высота над землей око-
ло 29 км. Продолжая набирать высоту под этим углом,
ракета достигнет скорости 13840 км/час^ при которой
произойдет отсечка двигателей первой ступени после
160 сек их работы. За это время ракета поднимется на
высоту 80 км и пролетит 130 км вдоль трассы полигона.
После отсечки двигателей первой ступени включается
зажигание двигателей второй ступени, которое обеспе-
чивает отделение отработавшей первой ступени. Эта сту-
пень будет следовать дальше по баллистической траек-
тории и упадет на землю на расстоянии 1600 км от точ-
ки старта.
Вторая ступень будет продолжать разгон полезного
груза под тем же углом наклона к горизонту до высоты
170 км, на которой будет достигнута скорость
183
23 300 км!час. Удаление ракеты от точки старта в этот
момент составит 400 км. Включение двигателей третьей
ступени должно произойти до отсечки двигателя второй
ступени, чтобы избежать запуска двигателя в состоянии
невесомости. Как было сказано выше, по расчетам ко-
ролевского авиационного исследовательского института,
третья ступень должна обеспечить вывод полезного гру-
за на орбиту при непрерывной работе двигателей низкой
тяги. После того как двигатели третьей ступени прекра-
тят работу, ИСЗ должен приобрести орбитальную ско-
рость и выйти на заданную круговую или эллиптиче-
скую орбиту. Конечная скорость ИСЗ составит
27 360 км)час при выходе его на круговую орбиту и
38 620 км!час — при выходе на сильно вытянутую эл-
липтическую орбиту.
Стабилизация ракеты при работе двигателей любой
ступени осуществляется путем отклонения камер дви-
гателей. Гироскопический автопилот с инерциальной си-
стемой отсчета, расположенный в третьей ступени, ста-
билизирует ракету по крену и задает курс путем задачи
управляющих сигналов сервомеханизмам, отклоняющим
камеры работающих двигателей каждой ступени; он ав-
томатически переключается на следующую ступень по-
сле отделения предыдущей. Курс для автопилота с мо-
мента запуска и вплоть до выхода на заданную орбиту
программируется на земле.
Ракета-носитель не всегда следует строго по расчет-
ной траектории из-за отклонений в тяге двигателей, не-
совершенства автопилота, действия порывов ветра и т. п.
Уточнение курса полета ракеты-носителя производится
путем посылки с земли командных сигналов, корректи-
рующих заданную автопилоту программу.
На конференции в Лондоне, происходившей с 30 ок-
тября по 3 ноября 1961 г., был сделан еще один шаг по
пути создания ELDO. Обсуждался проект конвенции,
подготовленный правительствами Англии и Франции.
На конференции были делегаты Австралии, Бельгии,
Дании, Голландии, ФРГ, Италии и Испании. В качестве
наблюдателей присутствовали представители Норвегии,
Швеции, Швейцарии, Европейского совета и Подготови-
тельной комиссии ESRO. Конференция выработала окон-
чательный проект конвенции, который был направлен
соответствующим правительствам для подготовки в те-
184
ченпе трёх недель ответа о их готовности подписать кон-
венцию.
При пересмотре предложений по разработке ракеты-
носителя было подтверждено, что третья ступень будет
создаваться под руководством ФРГ. Было также согла-
совано, что в добавление к намеченной программе, не-
обходимо разработать серию ИСЗ для испытания ра-
кеты-носителя, с таким расчетом, чтобы уже при первом
ее запуске с полигона Вумера в 1965 г. вывести ИСЗ на
орбиту. Испытания в полете ракеты «Блю Стрик» были
перенесены па 1963 г.
Потребовалось значительно больше времени, чем на-
мечалось, для подписания заинтересованными странами
конвенции о создании ELDO. Однако на Лондонской
конференции была создана неофициальная группа, ко-
торая сразу же занялась подготовкой к размещению
контрактов для выполнения различных пунктов приня-
той программы.
Ранее была достигнута договоренность, что во главе
ELDO должен стоять совет, состоящий из представите-
лей правительств стран-участниц. Совет должен создать
вспомогательные органы для реализации программы ра-
бот и назначить руководящих административных работ-
ников, отвечающих за ход работ. Генеральный секре-
тарь, имея помощником технического директора, отве-
чает перед советом за выполнение программы. Штаты
ELDO будут укомплектованы специалистами из стран,
являющихся ее членами.
Размещение контрактов может производиться либо
администрацией ELDO, либо, по ее поручению, прави-
тельствами стран-участниц. Распределение контрактов
должно определяться «на основе рационального распре-
деления работ среди участвующих стран с учетом их
технического уровня и состояния экономики». Техниче-
ским опытом, накопленным в ходе выполнения програм-
мы, имеют право пользоваться все участники органи-
зации.
В течение двух лет, которые прошли с момента от-
каза использовать ракету «Блю Стрик» как боевое ору-
жие и до принятия решения об использовании ее в ка-
честве первой ступени ракеты-носителя по проекту
ELDO, основные установки, предназначенные для испы-
тания и обслуживания ракеты, были загружены другими
185
работами, хотя и в значительно меньшем объеме. Это
потребовало от правительства Великобритании ежегод-
ных расходов в сумме 4 млн. ф. ст. в добавление к
100—200 тыс. ф. ст., выделяемым па выполнение между-
народной программы NASA по запуску ИСЗ с научной
аппаратурой.
Расходы Франции на космические исследования в
196.1 —1962 гг. составляли 3 млн. ф. ст.; при этом счита-
лось, что в последующие пять лет па космические ис-
следования по тематике, интересующей французских
ученых, может быть израсходовано около 18 млн. ф. ст.
В ФРГ к концу 1961 г. функции руководства косми-
ческими исследованиями были переданы из министер-
ства внутренних дел в министерство по атомной энер-
гии. Вскоре после этого было объявлено, что в 1962 г.
около 5,45 млн. ф. ст. будет израсходовано на космиче-
ские исследования и связанные с этим технические ра-
боты; из этой суммы 3,63 млн. ф. ст. предназначались
для участия в международных программах исследова-
ния космоса, включая участие в ESRO и ELDO.
Эти ассигнования позднее были пересмотрены бюд-
жетным комитетом федерального правительства ФРГ.
Взносы в ESRO были урезаны с 893 до 446 тыс. ф. ст.
и в ELDO —с 2,68 до 1,79 млн. ф. ст.
Участие ФРГ в работах ELDO началось с изучения
проекта третьей ступени ракеты-носителя фирмами
Белков Ентвиклунген и Фокке-Вульф; техническое за-
дание им было выдано 15 декабря 1961 г.
Фирмы рассмотрели возможность применения сле-
дующих ракетных топлив: несимметричного диметилгид-
разина и четырехокиси азота; жидкого кислорода и
жидкого водорода; жидкого фтора и жидкого водорода.
В связи с тем что первая комбинация топливных ком-
понентов совпадала с топливом, применяемым на фран-
цузской второй ступени, и к тому же не требовала боль-
ших предварительных исследований, было решено оста-
новить выбор на ней. Однако остальные две комбинации
топливных компонентов обещали более высокие энерге-
тические характеристики, что особенно важно для вы-
вода связного ИСЗ на высокую экваториальную орбиту.
Фирма Бёлков показала в 1962 г. на авиационной вы-
ставке в Ганновере полноразмерную модель спроекти-
рованной ею третьей ступени на топливе, состоящем из
186
жидкого фтора и жидкого кислорода. Она имела вы-
соту 3,73 ж, диаметр 1,97 м и весила вместе с топливом
3,7 т, В сочетании с ракетой «Блю Стрик» и француз-
ской второй ступенью она смогла бы обеспечить вывод
на близкую к Земле орбиту полезный груз весом 2,4 т.
16 апреля 1962 г., когда на конвенции по организа-
ции ELDO ‘была поставлена последняя подпись, в числе
основателей оказались шесть европейских стран и Ав-
стралия. Главные задачи были распределены между
странами следующим образом: Англия — разработка ра-
кеты «Блю Стрик» в качестве первой ступени; Фран-
ция — разработка второй ступени; ФРГ — разработка
третьей ступени; Италия — разработка испытательных
ИСЗ; Голландия — разработка телеметрической системы
дальнего действия; Бельгия — создание наземных стан-
ций управления; Австралия— строительство стартового
комплекса. Пересмотренные суммы взносов этих шести
европейских стран (вместо 12-ти, проявивших интерес
к организации ELDO на Страсбургской конференции)
показаны в табл. 4.6. Австралия на первые пять лет
освобождена от взносов в связи с ее значительными за-
тратами (совместно с Англией) на организацию ракет-
ного испытательного полигона в Бумере. На этот раз
Таблица 4.6
Пересмотренные ежегодные
взносы стран-участниц ELDO1
на период с апреля 1962
по апрель 1967 г.
Страны-участницы
Размер
взноса,
•млн. ф. ст.
Англия ...........
Франция ..........
ФРГ...............
Италия ...........
Бельгия ..........
Голландия ........
27
17
15,5
7
2
2
1 Австралия — седьмая страна-
участница ELDO—освобождена от
взносов на первый пятилетний пе-
риод работы организации.
187
было согласовано, что первый испытательный запуск
ракеты «Блю Стрик» в варианте первой ступени (ракеты-
носителя состоится в конце 1963 г. на полигоне Вумера,
а первый запуск полностью скомплектованной трехсту-
пенчатой ракеты-носителя, при котором должен быть вы-
веден на орбиту ИСЗ, состоится в начале 1966 г.
Резиденцией ELDO избран Париж, где также нахо-
дится и ESRO. Филиалы ESRO: Европейский центр кос-
мической техники и Европейский центр обработки дан-
ных космических полетов — находятся в Делфте и Дар-
мштадте.
ГЛАВА ПЯТАЯ
ИСПОЛЬЗОВАНИЕ КОСМИЧЕСКОГО
ПРОСТРАНСТВА В ВОЕННЫХ ЦЕЛЯХ
В последние годы в США уделяется большое внима-
ние вопросам применения космических аппаратов в
военных целях. Запущены на полярные орбиты ИСЗ
раннего оповещения и разведывательные ИСЗ, которые
после их окончательной доработки должны обеспечить
возможность держать под постоянным наблюдением
большие районы земного шара. Близко к ним стоят ме-
теорологические ИСЗ, предназначенные для повседнев-
ных глобальных наблюдений за метеорологическими
условиями как в мирных, так и в военных целях.
ИСЗ других типов, которые могут быть использова-
ны в равной степени в мирных и военных целях, пред-
назначены для обеспечения навигации и связи. Навига-
ционные ИСЗ будут представлять особую ценность для
подводных лодок, вооруженных 'баллистическими раке-
тами; с их помощью лодки смогут точно определить свое
местоположение. Связные ИСЗ можно особенно эффек-
тивно использовать дл^^ поддержания связи между воен-
ными группировками, рассредоточенными по всему зем-
ному шару.
К числу пассивных космических средств военного на-
значения можно также отнести инспекционные ИСЗ,
предназначенные для обнаружения и опознавания неиз-
вестных космических объектов на орбите; к числу актив-
ных космических средств относятся ИСЗ-перехватчики
(rendezvous satellites), оснащенные средствами опозна-
вания, слежения и уничтожения космических аппаратов
противника. Такие ИСЗ могут быть дополнены ракета-
ми-антиспутниками, которые могут быть запущены до
высоты полета ИСЗ и точно выведены по баллистиче-
ской траектории на орбиту космической цели.
189
Наконец, возможны системы космического оружия
нападения, которые могут служить дополнением к
БРДД. Эта группа оружия может включать баллисти-
ческие ракеты с пребыванием на орбите в течение мно-
гих суток, пикирующие ИСЗ и орбитальные пилотируе-
мые ракетопланы, способные вести разведку и наносить
бомбовые удары.
Какова эффективность этих предлагаемых космиче-
ских средств военного назначения?
Одно из больших преимуществ использования систе-
мы космической разведки состоит в том, что она может
лишить противника возможности осуществить внезапное
нападение с применением ядерного оружия. Теория
утверждает, что, поскольку подготовка к нанесению мас-
сированного удара при помощи баллистических ракет
будет неизбежно сопровождаться передвижением сухо-
путных войск и усилением активности авиации и военно-
морского флота, разведывательный ИСЗ оповестит о
нападении не за несколько минут, как это бывает при
использовании наземных радиолокационных станций, а
за несколько часов или даже суток. Считается, что та-
кого рода деятельность противника должна быть обна-
ружена при помощи фотоаппаратуры и других чувстви-
тельных приборов, устанавливаемых на ИСЗ.
В США уже практически проверяются системы кос-
мической разведки.
По проекту «Мидас», например, ВВС США разраба-
тывают систему обнаружения вражеских БРДД с помо-
щью ИСЗ; в основе этой системы лежит принцип обна-
ружения теплового излучения, возникающего во время
запуска баллистической ракеты. Предполагается, что
при помощи 12—15 таких ИСЗ, выведенных на поляр-
ные орбиты, можно будет увеличить время предупреж-
дения о ракетном ударе по континентальной части США
с 15 до 30 мин, обеспечив, таким образом, максимально
возможный срок для обнаружения и уничтожения вхо-
дящих в атмосферу боеголовок ракет средствами проти-
воракетной обороны.
Система космической фоторазведки, которая разра-
батывается специалистами ВВС США по проекту «Са-
мос», возможно, позволит еще более увеличить время
предупреждения, включая и подготовку противника к
нападению. Однако успех фоторазведки во многом бу-
190
дет зависеть от разрешающей способности аппаратуры
и ее возможностей обеспечить получение фотосним-
ков земной поверхности, несмотря на туман и облач-
ность.
Огромное 'преимущество использования ИСЗ для об-
наружения запусков БРДД заключается в том, что в
отличие от наземных радиолокационных станций, кото-
рые способны обнаруживать ракеты лишь тогда, когда
они появляются над оптическим горизонтом, разведыва-
тельные ИСЗ могут вести наблюдение над всей поверх-
ностью земного шара, непосредственно в пунктах на-
хождения разведываемых объектов. Это не означает, что
с применением системы ИСЗ «Мидас» наземные радио-
локационные станции системы дальнего -обнаружения
баллистических ракет BMEWS1 утратят свое значение.
Обе системы будут скорее дополнять друг друга; разве-
дывательные данные, -собранные ИСЗ, будут поступать
на станции (сопровождения и оттуда немедленно переда-
ваться в сеть системы BMEWS, с тем чтобы дать воз-
можность наземным радиолокационным станциям под-
готовиться к более тщательному распознаванию прибли-
жающихся целей. Для облегчения этой задачи на
авиабазе английских ВВС Кёркбрайд (Камберленд)
установлена регистрирующая станция системы ИСЗ
«Мидас».
Это является существенным не только для Англии,
но и для Европы в целом, хотя для них выигрыш во вре-
мени предупреждения будет иметь, безусловно, гораздо
меньшее значение, чем для США. Для европейских
стран особую заботу представляют скорее БРСД с даль-
ностью действия от 800 до 2500 км, чем БРДД, посколь-
ку для БРСД время предупреждения не может быть
больше нескольких минут. Тем не менее при наличии
ограниченного времени, в течение которого нужно под-
нять в воздух бомбардировщики класса «V», вооружен-
ные ракетами «Скайболт», дополнительные 30 сек ока-
жутся не лишними.
Можно предвидеть, что в течение ближайших 10 лет
на орбитах вокруг Земли будет находиться огромное
число ИСЗ, предназначенных для использования в воен-
1 Сокращение от Ballistic Missile Early Warning System.—
Прим. ped.
191
ных, научных и. гражданских целях, в том числе ряд
ИСЗ, выведенных на почти -круговые орбиты и рассчи-
танных на длительное существование. Особое внимание
придется уделить непрерывному слежению за всеми
этими ИСЗ, так как обстановка может неожиданно
стать критической с военной точки зрения.
Командование ВВС США уже объявило, что оно
планирует в ближайшие два-три года приступить к прак-
тическому использованию ИСЗ в целях разведки. Ны-
нешние планы предусматривают запуск 12—15 разведы-
вательных ИСЗ «Самос» на полярные орбиты таким
образом, чтобы обеспечить обзор всей 'поверхности вра-
щающейся Земли. Планируется запустить такое же чис-
ло ИСЗ «Мидас», снабженных средствами разведки с
инфракрасной техникой. Наряду с этим намечено ис-
пользовать ряд ИСЗ для связи, навигации и метеороло-
гических наблюдений. В это число не входят научно-
исследовательские ИСЗ, которые будут запускаться для
выполнения разнообразных геофизических исследований.
Следует также принять во внимание необходимость за-
пуска дополнительных ИСЗ для замены выходящих из
строя оперативных спутников (из-за неполадок в элек-
тронном и другом бортовом оборудовании), но которые,
находясь на высоких орбитах, будут продолжать бес-
полезный полет в космическом пространстве в течение
продолжительного времени, возможно даже в течение
целых столетий.
Важное место в оборонительных мероприятиях Во-
стока и Запада в течение многих лет занимает, конечно,
разработка техники слежения за полетом ракет. Поми-
мо непосредственного слежения за ракетами с помощью
радиолокационных станций, для определения их траек-
торий используются телеметрические системы, передаю-
щие кодированную информацию с испытываемых ракет
на наземные приемные станции. Поскольку для пораже-
ния дальних целей баллистические ракеты набирают
высоту в несколько сот километров, их контрольные ра-
диосигналы могут быть обнаружены на очень большом
удалении, что дает возможность получить точный пеленг
для допплеровских измерений.
В настоящее время США активно используют для
наблюдения станции системы BMEWS, расположенные
на мысе Клир (Аляска), в Туле (Гренландия) и в Фай-
192
лингдеилсе (Англия). Эти станции предназначены для
того, чтобы совместно с ИСЗ «Мидас» своевременно
предупредить об ударе ракетами дальнего действия.
Операторы па станции в Туле регулярно используют
ИСЗ «Дискаверер», выводимые на полярные орбиты,
для оценки работы этих .радиолокационных станций вы-
сокой мощности в качестве средств слежения, а также
ведут наблюдение за деятельностью СССР в космиче-
ском пространстве.
ВВС США создали эскадрилью опознавания и сле-
жения за космическими объектами, представляющими
потенциальную или явную военную опасность. Это но-
вое подразделение, названное 1-й эскадрильей аэрокос-
мического наблюдения и контроля, находится в опера-
тивном подчинении 'объединенного командования ПВО
Североамериканского континента (NORAD) Ч В эту орга-
низацию входит цепь станций — «рубеж обнаружения
ИСЗ», пересекающая Североамериканский континент по
32-й параллели и входящая в систему космического сле-
жения ВМС США. Впервые об этой организации стало
известно в феврале I960 г., когда министерство обороны
США объявило, что обнаружен неизвестный ИСЗ, дви-
жущийся по орбите, близкой к полярной. Вначале было
высказано предположение, что это необъявленный со-
ветский ИСЗ, но в конечном счете пришли к заключе-
нию, что это — капсула, катапультированная с ИСЗ
«Дискаверер», который был запущен в августе 1959 г.
Система ориентации этого ИСЗ отказала, и, вместо то-
го чтобы произвести катапультирование капсулы в на-
правлении, обратном движению спутника и вниз, она
была катапультирована по восходящей траектории на
более высокую орбиту.
Первоначально основными элементами рубежа обна-
ружения ИСЗ на континентальной части США были два
комплекса космического наблюдения (SPASUR) 1 2 (со-
стоящие из шести станций, расположенных вдоль
32-й параллели, которые входят в систему слежения
«Минитрек» за ИСЗ «Авангард»), находящиеся под
управлением ВМС США, и один комплекс «Доплок», на-
1 Сокращение от North American Air Defence Command.—
Прим. ped.
2 Сокращение от Space Surveillance facilities.— Прим. ped.
193
холящийся под управлением сухопутных войск США.
Принцип действия этой системы состоит в том, что пере-
датчики, расположенные вдоль рубежа обнаружения,
1°
посылают веерные лучи раствором всего лишь —и даль-
4
ностью действия несколько сот километров. Достаточно
ИСЗ пересечь этот рубеж, как он будет обнаружен, по-
скольку от него неизбежно должна отразиться часть
энергии луча обратно на Землю.
Первоначально эта система была способна обнару-
живать ИСЗ, движущиеся по орбитам, наклоненным к
плоскости экватора под углом более 32° и пересекаю-
щим рубеж на высотах менее 800 км. Командование
научно-исследовательских работ ВВС США использо-
вало свой вычислительный центр при Кембриджском
исследовательском центре в качестве станции сбора ин-
формации. В последние годы система получила дальней-
шее развитие и в настоящее время находится в непо-
средственном подчинении NORAD. Она получила назва-
ние «системы обнаружения и сопровождения космиче-
ских объектов» (SPADATS)
Система выполняет несколько функций. Помимо сбо-
ра данных слежения за всеми известными космическими
объектами, центр управления этой системы непрерывно
пересматривает и обновляет информационный каталог
запущенных ИСЗ, КА и КК.
С целью проверки правильности прогноза движения
космических объектов данные показаний систем слеже-
ния постоянно сопоставляются с расчетными данными
для определенных моментов времени. Две переменные
величины, влияющие на орбиту ИСЗ, — сопротивление
атмосферы и сплюснутость земного шара — требуют ре-
гулярного внесения поправок в параметры орбиты.
Система SPADATS связана с несколькими вычисли-
тельными центрами, в которых производится накопление
и анализ поступающей информации относительно косми-
ческих объектов. Результаты анализа представляются
главнокомандующему NORAD в форме повседневных
донесений и сводок.
1 Сокращение от Space Detection and Tracking System.—
Прим, ped.
194
Система подвергалась неоднократной проверке, как,
например, во время взрыва в полете ракеты «Эйбл-Стар»
29 июня 1961 г. Эта ракета должна была вывести на
орбиту ИСЗ «Транзит-IVA» с присоединенными к нему
ИСЗ «Инджун» и «ГребЛИ». Полагают, что взрыв про-
изошел в результате короткого замыкания, вызвавшего
срабатывание подрывного заряда.
В результате вместо ожидавшихся трех космических
объектов: ракеты-носителя, ИСЗ «Транзит» и «Инджун»
и «Греб» вместе (последние два ИСЗ не разделялись) —
станции слежения стали обнаруживать в космосе боль-
шое количество объектов. Вскоре был выпущен объеми-
стый каталог, в котором были подробно описаны пара-
метры орбит около 40 космических объектов.
Можно себе представить, какие трудности возникли
бы для систем слежения, если бы на орбитах умышлен-
но рассеивались обломки или широко использовались
ложные ИСЗ.
Результаты работы системы SPADATS отображают-
ся на оперативных табло, содержащих самые последние
и полные данные об ИСЗ. Эти данные передаются по
телевизионной системе в оперативные штабы центра
управления боевыми действиями NORAD.
Вся организация охватывает несколько систем связи
и космического обнаружения, из которых не все отно-
сятся к рубежу обнаружения, проходящему по 32-й па-
раллели.
Например, станции системы BMEWS передают в
центр управления результаты наблюдений, полученные
при помощи веерных радиолокационных установок. Уже
в 1960 г. по намеченной в больших масштабах програм-
ме испытаний одна из этих станций в Туле (Гренландия)
посылала радиолокационные лучи на расстояние до
5000 км через полярные районы и северную часть Совет-
ского Союза. С вступлением в строй двух других стан-
ций на мысе Клир (Аляска) и в Файлингдейлсе (Анг-
лия) эта система сможет предупреждать о запуске
ракет и ИСЗ в большом районе, охватывающем арктиче-
ские районы, Восточную Сибирь, северную часть Совет-
ского Союза и всю территорию стран Восточной Европы
вплоть до границ Турции.
Системы космического слежения позволяют получать
информацию от ИСЗ, радиолокационных станций сопро-
195
вождения, приборов, основанных на эффекте Допплера,
а также от фотокамер Бейкера;Нанна и станций визу-
ального наблюдения. С помощью фотокамеры Бейкера-
Нанна можно получать с высокой точностью изображе-
ния космических объектов или заснять движение ИСЗ,
наведя предварительно фотокамеру на участок неба, че-
рез который он должен проследовать.
Система SPASUR, находящаяся под управлением
ВМС США, 'поддерживает телетайпную связь с центром
системы SPADATS.
Система SPASUR состоит из трех функциональных
подсистем. Первая подсистема включает сеть наблюде-
ния и обнаружения, вторая.— центр слежения и прогно-
зирования, снабженный быстродействующей цифровой
вычислительной машиной, и третья — систему экранов,
которая показывает траектории находящихся на -орби-
тах ИСЗ, на которых видно, как они двигались ранее и
как будут двигаться в дальнейшем.
Система SPASUR состоит из двух комплексов наблю-
дения и обнаружения, которые, как указывалось ранее,
размещены по 32-й параллели на востоке и западе кон-
тинентальной части США. Каждый комплекс включает
две приемные станции, находящиеся на расстоянии око-
ло 800 км друг от друга, и радиопередатчик мощностью
50 кет, расположенный в центре линии, соединяющей
приемные станции. На западе радиопередатчик располо-
жен около Сан-Диего (штат Калифорния), а на восто-
ке— в Форт-Стьюарте (штат Джорджия). На дуге боль-
шого круга, соединяющей эти два пункта, имеются два
радиопередатчика мощностью по 50 кет, установленные
на р. Хила, около Финикса (штат Аризона), и на
о. Джордан-Лейк (штат Алабама). Еще один передат-
чик, мощность которого превышает мощность других
передатчиков в 16 раз, размещен в Кикапу-Флэтс, около
Уичито-Фолс (штат Техас).
Приемные станции восточного комплекса расположе-
ны в Форт-Стьюарте (штат Джорджия) и на о. Сильвер-
Лейк (штат Миссисипи). На западе они находятся на
авиационной базе ВМС США Браун-Филд, вблизи Сан-
Диего (штат Калифорния), и на водохранилище Эле-
фант-Бьютт, у небольшого города Трус-оф-Консекуенсиз
(штат Ныо-Мексико). Во время написания данной кни-
ги должны были быть установлены еще две приемные
196
станции, работающие в комплексе с мощным передат-
чиком, в штате Техас.
Каждый передатчик посылает незатухающую радио-
волну с очень узкой диаграммой направленности с севе-
ра на юг и с широкой диаграммой направленности с во-
Рис. 59. Способ обнаружения ИСЗ на территории Соединенных Шта-
тов Америки. Энергия радиоволн, излучаемая передатчиком, отра-
жается от ИСЗ и принимается двумя равноотстоящими от передат-
чика приемными станциями. Координаты ИСЗ определяются мето-
. дом триангуляции
стока на запад. Приемные станции имеют антенны с
аналогичными диаграммами направленности, находя-
щимися в одной плоскостй с диаграммой направленно-
сти передатчика. Таким Образом, когда ИСЗ входит в
зону диаграммы’ направленности антенны передатчика,
он также входит в зону диаграмм направленности ан-
тенн двух приемников, и энергия, отраженная от ИСЗ,
улавливается приемниками (рис, 59).
Приемные станции оснащены необходимыми прибо-
рами для измерения точного направления, с которого
поступает на каждую станцию отраженная от ИСЗ
энергия. Данные с указанием точных направлений авто-
197
матически передаются по телефонной цепи в оперативный
центр SPASUR, размещенный -в Далгрене (штат Вир-
гиния), где они обрабатываются и 'быстро направляются
в центр системы SPADATS объединенного командова-
ния ПВО Североамериканского континента — NORAD.
Дополнительную информацию о движении объектов
в космическом пространстве центр системы SPADATS
получает также от радиолокационной станции сопро-
вождения ПВО ВВС США в Ларедо (штат Техас) и от
Годдардского центра космических полетов в Гринбелте
(штат Мэриленд).
Центр системы SPADATS по телетайпу получает так-
же данные наблюдений от радиометрической системы
«Минитрек», оптических станций наблюдения за лунной
поверхностью и от Смитсоновской астрофизической ла-
боратории, ведущей наблюдения при помощи фотокамер
Бейкера-Нанна. Кроме того, из Саннивейл (штат Кали-
форния) поступают данные наблюдения, получаемые от
сети станций сопровождения ИСЗ «Дискаверер». Ин-
формация поступает также от ракетного полигона на
мысе Канаверал, управления национальной безопасно-
сти министерства обороны и службы безопасности поле-
тов ВВС США.
При наличии столь обширной системы обнаружения
и опознавания США имеют возможность фиксировать
с большой точностью время, когда производится запуск
новых советских космических объектов, и быстро опре-
делять параметры их орбит. Объединенное командова-
ние ПВО Североамериканского континента предполага-
ет, что в ближайшие несколько лет возникнет необходи-
мость оснащения системы SPADATS средствами
оповещения о действиях противника в космическом про-
странстве для определения целей запуска космических
объектов и их возможностей. Предполагается, что это
окажет помощь средствам борьбы с ИСЗ и другим
военным космическим системам США.
Первым успешно запущенным ИСЗ военного назна-
чения был спутник «Мидас-П», выведенный на орбиту
24 мая 1960 г. с мыса Канаверал. Этот ИСЗ ни разу не
прошел над территорией Советского Союза. Однако по-
следующие запуски спутников «Мидас» и «Самос» про-
изводились на полярные орбиты с мыса Аргуэльо на
западном побережье Америки, что дало возможность
198
взять под наблюдение всю поверхность земного шара.
За первой неудачной попыткой 11 октября 1960 г. про-
извести запуск спутника «Самос» 31 января 1961 г. по-
следовал запуск ИСЗ «Самос-П», который 'вышел на ор-
биту с апогеем 554 км, перигеем 475 км и периодом
обращения 95 мин. Этот спутник далеко не удовлетво-
рял необходимым требованиям, предъявляемым к кос-
мическому аппарату оперативного наблюдения, и не
имел катапультируемых капсул для доставки с орбиты
на Землю заснятых фотопленок.
22 ноября 1961 г. ВВС США приступили к запуску
секретных ИСЗ. Официально было объявлено: «Сегодня
с мыса Аргуэльо ВВС произвели запуск ИСЗ при по-
мощи ракеты-носителя «Атлас-Аджена». На борту ИСЗ
установлено много секретного оборудования, проходя-
щего испытания». Почти в таксой же форме было объяв-
лено о запуске ИСЗ 22 декабря 1961 г. За этими сооб-
щениями последовали другие. Эти ИСЗ не получили
международного кодового обозначения, и параметры их
орбит не были объявлены.
ИСЗ, запускавшиеся в начальный период с мыса Ар-
гуэльо при помощи ракеты-носителя «Атлас-Аджена В»
на полярные орбиты, были связаны с программами «Ми-
дас» и «Самос». Как было объявлено, ИСЗ «Самос-П»
имел общий вес около 1860 кг, включая вес второй сту-
пени ракеты-носителя, имевшей длину 6,6 м, фото-
аппаратуры и другого испытательного оборудования.
ИСЗ «Самос-Ш», запущенный 9 сентября 1961 г., не вы-
шел на орбиту.
12 июля 1961 г. ИСЗ «Мидас-Ш» первоначально был
выведен на высокую эллиптическую орбиту, затем он по-
лучил повторный импульс, который вывел его на орбиту,
близкую к круговой, высотой около 3000 км.
21 октября был произведен запуск ИСЗ «Мидас-1 V»,
который был выведен на круговую орбиту высотой около
3380 км с начальным периодом обращения 172 мин. Этот
ИСЗ зарегистрировал запуск ракеты «Титан» с мыса
Канаверал через 90 сек после ее старта. В качестве до-
полнительного груза на ИСЗ был помещен первый из
катапультируемых контейнеров длиной 50,8 см и диа-
метром 15,2 см, разработанных для осуществления
проекта «Уэст Форд», в котором было помещено 350 млн.
диполей, залитых нафталином. Предполагалось, что
199
после того как соответствующим образом стабилизиро-
ванный контейнер отделится от ИСЗ «Мидас», нафталин
испарится и медные диполи постепенно выпадут из кон-
тейнера и создадут орбитальный пояс шириной 8 км и
высотой 40 KMj Этот пояс намечалось использовать для
экспериментов по радиосвязи. Однако, как отмечалось
в главе третьей, эта попытка не увенчалась успехом.
Вопрос о том, будет или не будет взаимно признано
Востоком и Западом право запуска на орбиту ИСЗ
военного назначения, остается открытым, хотя со сто-
роны СССР после запуска в США нескольких ИСЗ
«Мидас» и «Самос» последовало осуждение этих дейст-
вий в газетах. Первоначально некоторые официальные
представители высказывали мысль, что следовало бы
предпринять шаги для определения национального суве-
ренитета государств в атмосфере, но это представляет
собой трудную проблему, дающую широкий простор для
споров, в случае нарушения границ государства в атмо-
сфере.
Более эффективным решением, очевидно, было бы
достижение соглашения через Организацию Объединен-
ных Наций, которое объявило бы вне закона использо-
вание аппаратуры и оборудования военного назначения
на ИСЗ или КК, но это вновь поставило бы на повестку
дня трудноразрешимую проблему контроля за соблюде-
нием такого соглашения.
Сложность решения таких вопросов заключается еще
и в том, что оптические средства, применяемые для сбо-
ра данных о метеорологических условиях (о состоянии
облачности над земной поверхностью и т. п.), в принци-
пе не отличаются от средств, необходимых для фото-
съемки чужих территорий и получения военной инфор-
мации. Точно так же радиолокационная техника, исполь-
зуемая для определения содержания влаги в облаках,
может быть легко приспособлена для разведки, а инфра-
красные детекторы, устанавливаемые на ИСЗ, могут в
одинаковой степени служить как для определения теп-
лового баланса земной атмосферы, так и для обнаруже-
ния точечных 'источников тепла, возникающих при запу-
ске баллистических ракет.
Проблема перехвата вражеских ИСЗ ставит прежде
всего вопрос о том, каким образом установить нацио-
нальную принадлежность и произвести осмотр данной
200
орбитальной цели. Это одна из самых неприятных про-
блем, так как нельзя полагать, что даже в обстановке
наибольшего ослабления напряженности в международ-
ных отношениях будет заранее объявлено, какие задачи
ставятся перед каждым из запускаемых ИСЗ. Разведы-
вательный ИСЗ может быть замаскирован под метеоро-
логический спутник, а в дальнейшем, по мере развития
космической техники, орбитальный 'бомбардировщик мо-
жет запускаться под видом транспортной ракеты для
снабжения космических станций.
Действительно, определить назначение космическо-
го аппарата средствами только наземного наблюдения
чрезвычайно трудно. Аппарат мог находиться на орбите
в течение длительного времени, и цель его запуска было
бы очень сложно угадать — гораздо сложнее, например,
чем назначение самолета, летящего с определенным
курсом и имеющего запас топлива всего на несколько
часов полета.
В настоящее время мы не располагаем другими воз-
можностями получения информации о неизвестных кос-
мических объектах, кроме анализа траектории их дви-
жения и наблюдения за всеми изменениями в их
орбитах. Мы можем опознать радиосигналы ИСЗ, но не
имеем возможности расшифровать показания его при-
боров. Кроме того, хотя слежение за ИСЗ при помощи
оптических, радио- и радиолокационных наземных
средств возможно, мы не можем получить точного пред-
ставления о форме аппарата и его размерах при таком
наблюдении.
Если бы было возможно запустить спутник-перехват-
чик, обладающий способностью выходить на орбиту
цели и двигаться в том же направлении, то различные
приборы, начиная с оптических камер и кончая радиа-
ционными датчиками, установленные на таком спутнике,
могли бы обеспечить наземных наблюдателей большим
количеством полезной информации.
По конфигурации и характерным чертам элементов
ИСЗ было бы возможно составить некоторое представ-
ление о его конструктивных особенностях, например,
есть ли на ИСЗ оптические камеры, источник питания
на солнечных элементах или система ориентирования.
Если ИСЗ имеет катапультируемую капсулу, предназна-
201
ценную для возвращения на Землю, то она также могла
бы быть обнаружена.
По количеству и виду излучаемой спутником радиа-
ции можно судить, несет ли он на борту ядерное устрой-
ство; при этомможно легко установить количество
расщепляющегося материала. Наличие в ИСЗ расщеп-
ляющегося материала, конечно, не обязательно свидетель-
ствует о том, что спутник является бомбой; этот мате-
риал может использоваться также в реакторах вспомо-
гательных энергетических установок.
Таким образом, можно видеть, что операции в кос-
мическом пространстве могут значительно усложниться,
и ошибки, которые могли бы иметь место при слежении
и опознавании космических аппаратов, были бы на руку
потенциальному агрессору. Трудность опознавания мо-
жет быть осложнена путем запуска на орбиту ложных
объектов, снабженных излучателями всех видов радиа-
ции, и вполне возможно, что такие орбитальные устрой-
ства могли бы быть использованы для отвлечения вни-
мания от обычных боевых действий, которые ведутся
сухопутными войсками и ракетами. В самом деле, воз-
можности применения ложных устройств кажутся без-
граничными, как только оружие и военные системы
начнут применяться в космическом пространстве.
Из всего сказанного следует, что использование ИСЗ
военного назначения и средств борьбы с ними требует
решения ряда сложных проблем. Выше уже были оха-
рактеризованы некоторые потенциальные возможности
использования ИСЗ для разведки, связи и навигации.
Один из примеров использования ИСЗ в качестве ре-
транслятора показан на рис. 60. Радиогидроакустический
буй улавливает сигнал от подводной лодки и передает
его на ИСЗ — активный ретранслятор, который в свою
очередь посылает его на дальнюю наземную станцию.
Другим методом передачи сообщений, используемым в
случае нарушения связи в ионосфере (вызванного сол-
нечной активностью или бомбардировкой ионосферы тя-
желыми ядрами), является запуск за пределы ионосфе-
ры высотной зондирующей ракеты, способствующей про-
хождению сигналов между двумя станциями (рис. 61).
А каковы перспективы использования ИСЗ в каче-
стве бомбоносителей?
202
.Прежде всего очевиден тот факт, что ИСЗ нельзя
рассматривать как бомбардировщик, поскольку с ИСЗ
невозможно сбросить какой-либо предмет путем просто-
го отделения. Для того чтобы доставить предмет с ИСЗ
обратно на Землю, он должен быть катапультирован
Рис. 60. Обнаружение подводной лодки на боль-
шом удалении с «помощью ИСЗ, ретранслирую-
щего информацию, принятую от радиогидроаку- „
стического буя
при помощи ракетного двигателя в направлении, проти-
воположном движению спутника, или по крайней мере
под углом снижения, достаточным, чтобы обеспечить
вхождение объекта в плотные слои атмосферы.
Рис. 61. Использование высотной зондирующей
ракеты для временной связи при неблагоприятных
ионосферных условиях, вызванных солнечной ак-
тивностью или бомбардировкой ионосферы тяже-
лыми ядрами
203
Такое катапультирование было впервые осуществле-
но в 1960 г. в процессе выполнения программны «Диска-
верер». Была использована двухступенчатая ракета-но-
ситель «Тор-Аджена», состоявшая из модифицированной
БРСД «Тор» и ракеты «Аджепа»-А фирмы Локхид
(рис. 62) с двигателем «Белл Хастлер» тягой около 6,8 т.
Рис. 62. Принципиальная схема ракеты «Аджена»-А фирмы Локхид,
выводившейся на орбиту при запуске первых вариантов ИСЗ «Дис-
каверер» (размеры даны в метрах):
/ — приборный отсек; 2 — бак с окислителем; 3 — бак с горючим; 4 — ракетный
двигатель
Отработавшая ракета «Аджена»-А была выведена на
орбиту. Для проведения эксперимента с возвращением
в атмосферу полезного груза она была снабжена капсу-
лой весом около 136 кг, которая фактически представ-
ляла собой головную часть ракеты длиной 0,69 м и диа-
метром 0,84 м (рис. 63). В ней находились приборы для
научных исследований и телеметрический передатчик;
при одном неудавшемся эксперименте в нее были поме-
щены также четыре черные мыши.
В течение некоторого времени с авиабазы ВВС США
Ванденберг один за другим производились запуски ИСЗ
«Дискаверер», но ни одна катапультированная капсула
не была спасена. Кроме двух неудач, случившихся при
старте, другие неудачи, очевидно, были связаны с дефек-
тами системы ориентации, выводимой на орбиту ракеты
«Аджена», что иногда вызывало катапультирование
капсулы под неправильным углом, в результате чего она
выходила на более высокую орбиту, вместо того чтобы
возвратиться на Землю. У некоторых капсул, которые
хотя и катапультировались успешно, но у них, по-види-
204
мому, выходили из строя радиомаяки и они не могли
быть обнаружены.
Лишь if августа 1960 г. двенадцатая попытка спасе-
ния капсулы увенчалась успехом; это произошло при за-
пуске ИСЗ «Дискаверер-ХШ», капсула которого опусти-
лась в море. Девять дней спустя капсула ИСЗ «Диска-
Рис. 63. Возвращаемая на Землю капсула ИСЗ «Диска-
верер», разработанная для ВВС США фирмой Джене-
рал Электрик:
1 — теплозащитный экран из абляционного материала; 2 — воз-
вращаемая на Землю капсула; 3 — опознавательное обозначе-
ние; 4 — бак с «холодным» газом; 5 — взрывной болт; 6 — тор-
мозной ракетный двигатель; 7 — тяговый конус; 8 — сопла си-
стемы стабилизации; 9 — парашют для спуска в атмосфере и
металлические ленты для радиолокационного обнаружения;
10 — контейнер парашюта; 11 — взрывные поршни; 12 —- днище
контейнера; 13 —• сигнальная лампа; * 14 — приборный отсек;
15 — радиомаяк (находится внутри капсулы)
верер-XIV» была обнаружена в воздухе во время
снижения одним из самолетов С-119, патрулировавшим
в районе ее возвращения на Землю.
Процесс катапультирования капсулы изображен на
рис. 64. После выхода на орбиту ракета «Аджена» с
помощью системы ориентации с газовыми рулями пово-
рачивается на 180° таким образом, чтобы носовая часть
ракеты, содержащая капсулу, располагалась в направ-
лении, противоположном движению. После успешного
205
осуществления такого маневра ракета наклоняется но-
сом вниз под углом 60° к горизонтали.
Катапультирование капсулы производится после со-
вершения ракетой определенного числа орбитальных
витков, обычно на 17 или 33 витке, в точно установлен-
Рис. 64. Процесс возвращения на Землю капсулы, катапультирован-
ной с выведенного на полярную орбиту ИСЗ «Дискаверер»:
/ — поворот ракеты носом вниз; 2 — точка отделения; 3 — включение тормоз-
ного двигателя; 4 — вход в атмосферу; 5 — раскрытие парашюта
ный момент во времени и пространстве. Поправки вре-
менных и орбитальных отклонений производятся при по-
мощи радиокоманд на основе данных наземного слеже-
ния. Взрывные болты подрываются и освобождают
капсулу, которая немедленно стабилизируется враще-
нием с помощью газовых рулей; затем сразу же запу-
206
скается тормозной ракетный двигатель и начинается
возврат капсулы в атмосферу. После выгорания топлива
тормозного двигателя капсула совершает движение со
скоростью, несколько меньшей орбитальной, при этом
траектория ее движения имеет наклон к горизонтали
менее 5°.
Влияние лобового сопротивления и нагрева в земной
атмосфере становится очень сильным на высоте около
100 км, когда под воздействием трения о воздух темпе-
ратура теплозащитной оболочки капсулы повышается
до 2204°С. Теплозащитная оболочка из абляционного ма-
териала уменьшает нагрев путем отвода тепла за счет
плавления и испарения материала. Иногда при входе
капсулы в атмосферу ночью наземные наблюдатели ви-
дят светящийся след снижающейся капсулы.
Во время входа в атмосферу происходит потеря ра-
диотелеметрической связи, так как при столь высокой
температуре воздух вокруг капсулы превращается в
плазму, которая не пропускает радиоволны (примерно,
так же, как ионизированные слои над поверхностью
Земли превращаются в рефлектор для некоторых ра-
диоволн, отражая их обратно на Землю). Однако при
снижении до высоты менее 40 км скорость и температу-
ра поверхности капсулы падают до величин, допускаю-
щих прохождение сигналов. В период прекращения свя-
зи ленточный рекордер накапливает информацию об
условиях внутри капсулы во время входа для передачи
этих данных в более поздний период спуска.
При входе в атмосферу капсула испытывает воздей-
ствие сил торможения, сообщающих ей ускорение (отри-
цательное) йорядка 10—15 g, и ее траектория по мере
потери скорости постепенно приближается к вертикаль-
ной. Тем не менее капсула с момента ее катапультиро-
вания на орбите и до падения на пов_ерхность океана
пролетает расстояние от Аляски до Гавайских островов.
На высоте около 15 км парашют раскрывается и вы-
тягивает прикрепленный к нему контейнер с аппарату-
рой из теплозащитной оболочки, которая падает в океан
в намеченном около Гавайских островов районе, имею-
щем длину 275 км и ширину 90 км.
В качестве вспомогательных средств для обнаруже-
ния контейнера с аппаратурой в период его спуска на
207
парашюте используются металлизированные ленты,, ра-
дио- и светомаяки.
Чтобы спасти контейнер в воздухе, до того как он
упадет в океан, выделялось несколько транспортных са-
молетов С-119,' которые патрулировали в районе паде-
ния. Каждый самолет снабжался приспособлением в
виде трапеции для улавливания контейнера в момент
его спуска на парашюте. После запуска 14 сентября
1961 г. ИСЗ «Дискаверер-ХХХ» для этой цели стали
применять транспортные самолеты С-130.
В случае если самолеты не смогли бы выполнить
своей задачи, корабли и вертолеты ВМС США всегда
были готовы к спасению контейнера.
Помимо того значения, которое имели эксперименты
с капсулой ИСЗ «Дискаверер» для разработки техники
полета человека в космическом пространстве по про-
грамме «Меркурий», они позволили также исследовать
методы спасения пакетов с фотопленками, содержащи-
ми разведывательные данные, и до некоторой степени
оценить возможность применения так называемой пики-
рующей с орбиты бомбы.
Вопрос о целесообразности применения орбитальных
бомб такого упрощенного типа является спорным. Пре-
жде всего, такие бомбы никогда не смогут эффективно
заменить обычные БРДД класса «земля — земля», так
как в отличие от последних они не могут быть направле-
ны на конкретную наземную цель в любое желательное
время. Они могут быть сброшены на цель только в том
случае, когда цель и ИСЗ находятся в определенном
положении относительно друг друга. Например, ИСЗ,
движущийся по замкнутой круговой орбите, делает
приблизительно один оборот за 90 мин. Если ИСЗ запу-
щен па полярную орбиту, то за каждый его виток во-
круг Земли любая точка на экваторе будет смещаться к
востоку от его орбиты на */16 часть окружности Земли,
т. е. примерно на 2500 км, так как плоскость орбиты
остается неподвижной, а Земля вращается.
Действительно, единственная орбита, при которой
может быть гарантировано прохождение спутника над
одной и той же точкой на Земле во время каждого по-
следующего витка, лежит в плоскости экватора, что
серьезно ограничивает возможности применения ИСЗ в
военных целях.
208
Тем не менее не следует совершенно игнорировать
подобные спутники-бомбы, пикирующие с орбиты по
баллистической траектории. Их можно было бы запу-
стить в большом количестве, синхронизировав по вре-
мени сбрасывание ,каждой . бомбы с местоположением
соответствующей наземной цели, хотя это потребовало
бы высокой точности в расчете орбит и времени сбрасы-
вания подобных бомб.
Однако для обороняющейся стороны особая форма
орбит, характерная для пикирующих ИСЗ, и их поло-
жение по отношению к важным наземным целям в опре-
деленные моменты времени могли бы не только послу-
жить ключом к разгадке замыслов противника, но и по-
зволить точно определить момент, когда это оружие
может быть действительно применено. Использование
ложных орбитальных объектов наряду с действительным
оружием помогло бы ввести противника в заблуждение.
С другой стороны, орбитальные бомбы были бы, по-
видимому, чрезвычайно уязвимы к контрмерам обороны.
Например, можно было бы ложными командами про-
извести преждевременный запуск тормозной ракеты или
вывести из строя систему ориентации такого спутника,
если она не является полностью автоматизированной.
И конечно, такие спутники можно было бы уничтожить
с помощью ракет-перехватчиков, прежде чем они могли
бы быть применены.
Вообще говоря, такое оружие, по-видимому, не яв-
ляется многообещающим. Предположительно, оно могло
бы быть использовано в качестве орудия психологиче-
ского воздействия в целях достижения некоторого огра-
ниченного политического или военного преимущества.
В качестве же боевого оружия БРДД, безусловно, более
эффективны. В случае боевого применения орбитальных
бомб взведение их боеголовок можно было бы произво-
дить по радиокомандам. Тогда, если бы бомбы не были
приведены *в действие, они по спирали вошли бы в ат-
мосферу и сгорели, не вызвав ядерных взрывов.
Излишне говорить о том, что использование такого
оружия в интересах «холодной войны» явилось бы без-
ответственным шагом. Не исключена возможность, что
боеголовка могла бы упасть на территорию другой
страны вследствие неудачного запуска. Даже если бое-
головка и не была бы взведена на этой стадии, она
209
могла бы разрушиться во время входа в атмосферу и
вызвать выпадение радиоактивных осадков. Это, ко-
нечно, возможно также и при использовании баллисти-
ческих ракет, однако последние не будут запускаться до
тех пор, пока военные действия на окажутся неизбеж-
ными.
Кроме того, при использовании ИСЗ в качестве бомб,
их потребуется слишком много.
Помимо других недостатков, присущих оружию, дви-
гающемуся по постоянной орбите, возникли бы также
трудности в обеспечении надежности его действия.
Например, в то время как обычную БРДД можно пе-
риодически осматривать и проверять на стартовой пло-
щадке, орбитальное оружие должно оставаться в состоя-
нии готовности к действию в течение длительного вре-
мени без какого-либо ухода за ним. Вероятно, наиболее
уязвимой окажется система ориентации оружия, кото-
рая должна действовать безотказно, чтобы обеспечить
катапультирование капсулы в нужном направлении и
выход ее на заданную цель по соответствующей радио-
команде. Необходимо не только поддерживать систему
ориентации в исправном состоянии, но и вносить в нее
поправки в связи с ошибками, которые будут накапли-
ваться из-за ухода гироскопа. Даже если это будет осу-
ществляться автоматически, независимо от наземных
станций, трудно себе представить, как можно обойтись
без связи с ИСЗ, поскольку в любом случае вход в ат-
мосферу должен начаться по радиокоманде, если он не
осуществляется полностью автоматически с помощью ча-
сового механизма или специального автоматического
астронавигатора. Однако и автоматический астронави-
гатор для орбитального оружия кажется непригодным
ввиду того, что в определенный момент оно неизбежно
сработает.
Таким образом, проблема начала спуска с орбиты и
взведения ядерной боеголовки средствами, которым не-
возможно противодействовать с Земли или с других
космических аппаратов, имеет большое значение для
оценки преимуществ орбитальной бомбы. Кроме того,
если предположить, что в обстановке «холодной войны»
было бы выведено на орбиту большое количество такого
оружия, риск преждевременной или самопроизвольной
вспышки военных действий значительно увеличился бы
210
ввиду возможности случайного пуска в ход этого 'орби-
тального оружия. По всей вероятности, именно эта сла-
бая сторона послужит главным препятствием к его при-
менению.
Несомненно, что по сравнению с БРДД производ-
ство орбитального оружия было бы связано с гораздо
большими расходами. Для запуска этого оружия на ор-.
биту требуется более мощная ракета-носитель, а по-
скольку это оружие, вероятно, не будет обладать такой
же точностью, как запускаемая с Земли баллистическая
ракета, то для обеспечения успеха в выполнении постав-
ленной задачи может потребоваться дополнительное ко-
личество оружия. По этим причинам кажется маловеро-
ятным, чтобы это оружие могло вытеснить баллистиче-
ские ракеты, запускаемые с подземных или подвижных
пусковых установок.
Для полноты картины необходимо также остановить-
ся на баллистической ракете с длительным пребыванием
в космическом пространстве, поскольку в США имеются
ее сторонники. Своим происхождением эта идея обязана
первым неудачным попыткам запуска КА в сторону
Луны.
Например, КА «Пионер-1», запущенный 11 октября
1958 г. с мыса Канаверал, не достиг намеченной цели
вследствие допущенных небольших ошибок в скорости
в конце активного участка полета ракеты-носителя и в
угле вывода КА на расчетную траекторию; в результате
КА совершил полет по петле в космическом простран-
стве, поднявшись на высоту около 113 000 км, и на сле-
дующий день вновь вошел в атмосферу Земли над Ти-
хим океаном, пробыв в космическом пространстве
43 час 17,5 мин.
Утверждают, что если бы этот аппарат представлял
собой боевую ракету, она могла бы стать важнейшим
оружием в политике «холодной войны», в случае осна-
щения такой ракеты термоядерной головкой.
Страна использовала бы запуск такой ракеты для
того, чтобы добиться от своего противника какой-либо
крупной уступки, угрожая ему ядерным конфликтом.
В том случае, если противник за период времени, назна-
ченный для полета ракеты по траектории, капитулирует,
бомба может быть взорвана в космическом пространстве
по радиокоманде.
211
Однако при практическом решении этой задачи воз-
никают неимоверные трудности. Прежде всего, потребо-
валось бы произвести исключительно точный запуск этой
ракеты, чтобы обеспечить ее снижение над заданной
целью после полета по 'высокой дугообразной траекто-
рии над вращающейся Землей. Для обеспечения точно-
сти полета ракеты на заключительном этапе ее траекто-
рия должна быть скорректирована по расчетам, произ-
веденным на основе данных слежения в течение первых
нескольких часов полета. Таким образом, это оружие
было бы уязвимым к радиопомехам или другим контр-
мерам, а при наличии достаточного запаса времени на
выявление цели существовала бы возможность исполь-
зования противоракет для его уничтожения.
В заключение надо сказать, что этот вид оружия, по-
видимому, скорее будет относиться к арсеналу ученых-
маньяков, чем будет принят на вооружении стран Во-
стока и Запада. Безопасность его применения для самой
страны, производящей запуск, не может быть гаранти-
рована. Более того, оно могло бы быть легко обращено
против тех, кто его применяет, при условии если страна,
на которую оказывается давление, будет заранее преду-
преждена о безрассудных замыслах своего противника
и получит возможность быстро предпринять ответные
оборонительные действия, используя обычные БРДД.
Если ракеты, обладающие способностью пикировать
с орбиты или пребывать длительное время в космиче-
ском пространстве, не обладают большими преимущест-
вами, то каков смысл создания космической системы
борьбы с БРДД?
В принципе идея держать на орбитах противоракеты,
находящиеся в готовности к пикированию и уничтоже-
нию БРДД противника вблизи точки их максимального
подъема, а не на конечном участке полета, заслуживает
внимания, и возможно, даже не лишена логики, посколь-
ку баллистические ракеты при нормальном полете до-
стигают высот, равных высоте полета ИСЗ.
Трудность заключается в стратегически выгодном
размещении этого оружия на орбитах и обеспечении за-
пуска его в количестве, достаточном для отражения мас-
сированного удара БРДД. Чтобы обеспечить большую
эффективность, необходимо было бы вывести на поляр-
ные орбиты целые батареи противоракет. Вместе с ними
212
Могли бы быть запущены большие ИСЗ, на которых на-
ходилась бы аппаратура слежения и управления огнем
всей батареи.
Безусловно, все это связано с большими осложне-
ниями. Система управления огнем была бы, по суще-
ству, автоматической и’'она вряд ли могла бы отличить
БРДД от ракеты, запущенной с испытательной целью,
и даже от безобидной исследовательской ракеты, ока-
завшейся в зоне действия орбитальных противоракет.
Следовательно, огонь системы орбитальной обороны
может быть вызван также ложными целями.
Создание ракеты-антиспутника уже находится в пре-
делах достижимого. Простейшая форма такой ракеты
предполагает минимальную затрату энергии и, значит,
минимальный размер ракеты-носителя; она не предна-
значается для выхода на орбиту, совпадающую с орби-
той цели. Такая ракета-перехватчик достигает района
цели лишь по восходящей траектории и задерживается
в апогее.
Поскольку ИСЗ, движущийся по замкнутой орбите,
совершает полет с орбитальной скоростью порядка
8 км1сек, то не только наведение ракеты-антиспутника
должно осуществляться с высокой точностью, но и рас-
чет времени ее полета должен быть точен до долей се-
кунды.
Проблема перехвата предстанет во всей остроте,
если учесть, что максимальный период, в течение кото-
рого ИСЗ находится в зоне поражающего действия ра-
кеты-перехватчика, составляет менее 1 сек. Необходимо
не только точно вывести ракету на дистанцию атаки в
момент прохождения спутника, но и произвести подрыв
ее боеголовки за несколько десятых долей секунды, с
тем чтобы цель оказалась в пределах зоны поражения.
В своих ранних экспериментах с баллистическими
ракетами класса «воздух — земля» ВВС США использо-
вали ракету «Боулд Орион-199В» фирмы Мартин. Одна
из них была запущена 13 октября 1959 г. с бомбарди-
ровщика В-47 над Атлантическим ракетным полигоном
вблизи мыса Канаверал и выведена в зону полета ИСЗ
«Эксплорер-VI», когда он проходил над ней. По заяв-
лению представителя фирмы Мартин, запуск ракеты
был произведен с целью проверки точности работы си-
стемы наведения при полете ракеты под приблизительно
213
прямым углом к траектории цели. Насколько близко
ракета подошла к спутнику, объявлено не было, но не-
официально утверждают, что она прошла в 16 км от
ИСЗ, когда лот был вблизи перигея своей орбиты.
В своем подробном докладе «Промышленность и
космос» англо-французский промышленный консорциум
в составе фирмы Хаукер Сиддли Авиэйшн и общества
по исследованию баллистических ракет SEREB наметил
основные требования, которым должна удовлетворять
баллистическая ракета для борьбы с любым ИСЗ, дви-
гающимся на удалении до 800 км от точки запуска ра-
кеты.
На любом расстоянии, кроме предельной наклонной
дальности на малых высотах, ракета-перехватчик дол-
жна обладать характеристиками, которые позволили бы
ей достичь за 90 сек расчетной точки перехвата, с которой
возможна атака цели, хотя, как уже отмечалось выше,
период, в течение которого цель находится в зоне пора-
жения, составляет менее 1 сек. Ракета-перехватчик
представляет собой двухступенчатую ракету с РДТТ со
стартовым весом около 12,7 т (соответствует примерно
весу зайускаемой с подводных лодок ракеты «Пола-
рис» А-1).
Предполагается, что удельный импульс составит
250 сек, а относительная масса конструкции около 10
как для первой, так и для второй ступеней; полезный
груз ракеты, включая корректирующий ракетный двига-
тель для доставки боеголовки мощностью 2 Мгт на рас-
стояние до 4,8 км, в пределах которого будет нахо-
диться цель, составил бы около 770 кг. Для достижения
этого двигатели ракеты первой ступени должны иметь
тягу 63,5 т, развиваемую в течение 25 сек, а двигатели
ракеты второй ступени — около 27 т.
Однако следует иметь в виду, что такой способ обес-
печивает уничтожение лишь точечной цели. Он предпо-
лагает также, что спутник совершает полет по орбите,
которая заранее известна по данным слежения, и что
ракета не должна совершать маневров, не относящихся
к выполнению основной задачи.
При соблюдении этих требований, очевидно, возмож-
но создать ракеты с доорбитальными характеристика-
ми, которые сами были бы способны уничтожать или
выводить из строя космические цели на орбите. Вопрос
214
о том, возможно ли добиться достаточно быстрой реак-
ции двигателя в ракете такого типа для успешной борь-
бы с маневрирующим ИСЗ, остается открытым. В про-
тивном случае необходимо создать такую ракету-пере-
хватчик, которая была бы способна выйти на орбиту
спутника и догнать его. Маневренность такого перехват-
чика должна быть выше маневренности цели.
В том случае, когда требуется произвести инспекцию
ИСЗ, очевидно, нет иного выбора, как запускать на ор-
биту спутника космическую ракету, обладающую хоро-
шей способностью маневрирования на орбите. Конечно,
возможен запуск орбитальной ракеты-перехватчика с
самолета, такого, например, как бомбардировщик В-70,
развивающего скорость, соответствующую числу Маха,
равному 3,0. В данном случае перехватчиком могла бы
явиться верхняя ступень двухступенчатой ракеты.
Запуск ракеты-перехватчика с самолета имеет еще
и то преимущество, что самолет может быть точно вы-
веден с помощью наземных средств в такое положение,
с которого был бы обеспечен запуск ракеты на орбиту,
наклоненную к плоскости экватора под тем же углом,
что и орбита спутника-цели.
В результате ракете-перехватчику не потребовалось
бы совершать маневр для перехода в плоскость другой
орбиты, связанный с дополнительным расходом энергии.
Кроме того, самолет, предназначенный для запуска ра-
кеты-перехватчика, мог бы дозаправляться топливом в
воздухе, что позволило бы ему выполнять задания на
больших удалениях от базы или поднимать более тяже-
лые полезные грузы.
Ракета-перехватчик имеет возможность применять
целый ряд мер против ИСЗ противника. Она может вы-
брасывать твердые частицы, которые способны причи-
нить повреждения ИСЗ при столкновении с ними, или
очень едкие химические вещества, способные повредить
конструкцию спутника и такое его оборудование, как
солнечные элементы, радиоантенны и оптические систе-
мы. Наряду с этим могут производиться атомные взры-
вы, вызывающие тепловое и радиационное излучения,
могущие нанести повреждения фотоэмульсиям, солнеч-
ным элементам и электронному оборудованию спутни-
ка-цели. Бывший председатель Британского общества
межпланетных сообщений Кларк впервые предложил
215
выбрасывать шрапнель с ИСЗ, совершающего полет по
орбите, противоположной направлению полета спутни-
ка-цели. Относительная скорость такого облака шрап-
нели была бы в два раза выше скорости спутника-цели.
В самом деле, путем разбрасывания по круговым орби-
там вокруг Зёмли различных объектов можно было бы
легко создать препятствие для полетов спутников про-
тивника. Для этой цели можно применять кусочки ме-
талла, выбрасываемые из ИСЗ при помощи взрывных
устройств, или даже небольшие капсулы с бризантным
взрывчатым веществом, которое бы детонировало при
ударе. Несомненно, изобретательный специалист по во-
оружению мог бы создать «бронебойный снаряд», кото-
рый при попадании в ИСЗ заполнил бы его внутреннюю
полость химическим веществом с сильными коррозион-
ными или токсическими свойствами, которое могло бы
испариться за счет кинетической энергии удара. Трудно
себе представить, что такой способ обороны может
быть применен в обычных условиях. Было бы чрезвы-
чайно сложно расчистить это своеобразное минное поле
после прекращения военных действий. Этот способ гово-
рит о том, что космическое пространство, рассматривае-
мое как поле боя, существенно не отличается от земной
поверхности или воздушного пространства.
Чтобы сделать эти виды космического оружия эффек-
тивными, потребовалась бы не только высокая точность
наведения и расчета времени их доставки до цели, но
и достаточная грузоподъемность ракеты, обеспечиваю-
щая такой вес заряда, который способен успешно пора-
зить цель, особенно в том случае, когда боеголовка не
является ядерной. Существует, конечно, возможность
применять в качестве орбитального оружия самонаво-
дящиеся ракеты; для этой цели можно использовать
либо целиком ракету-антиспутник, пикирующую с более
высокой орбиты с работающими двигателями на быстро-
летящую цель, либо малые ракеты, запускаемые с борта
ракеты-антиспутника.
Однако можно почти не сомневаться, что ядерный
взрыв является самым эффективным методом уничтоже-
ния орбитальной цели, так как она оказалась бы под
воздействием интенсивного потока энергии в широком
диапазоне волн. При обычном ядерном взрыве в преде-
лах атмосферы большая часть энергии затрачивается на
216
образование взрывных и ударных волн, а в космиче-
ском пространстве от 80 до 85% энергии излучается в
электромагнитном спектре. Что касается нагрева откры-
тых поверхностей спутника, то степень воздействия теп-
ловой вспышки (которая в условиях космического про-
странства, вероятно, длится миллисекунду и менее) бу-
дет зависеть в известной мере от материала обшивки,
его толщины, характера обработки поверхности и ее
излучающей способности. Поверхность полированного
серебра отражает 99% падающей тепловой энергии с
длиной волны 11 мк и поглощает 96% световых волн
длиной 0,316 мк. Очевидно, невозможно точно оценить
тепловое воздействие радиации, не имея полных данных
о спектральном распределении энергии и тепловых свой-
ствах материалов^ из которых выполнены различные по-
верхности ИСЗ.
В то время как электронное оборудование внутри
спутника-цели может быть защищено от теплового воз-
действия с помощью материалов, уже известных из опы-
та защиты ракет от нагрева при входе в плотные слои
атмосферы, все незащищенные детали бортового обору-
дования ИСЗ, например иллюминаторы или объективы
фотокамер, будут особенно подвержены действию теп-
лового излучения. Можно полагать, что тепловое излу-
чение, выделяемое при взрыве ядерной бомбы мощ-
ностью 2 Мгт, вывело бы из строя ИСЗ, находящийся
на расстоянии 5 км от места взрыва.
В ноябре 1960 г. представители 27 американских
авиационных и ракетных фирм были созваны на сове-
щание, на котором представители ВВС США в общих
чертах охарактеризовали требования, предъявляемые
к спутнику-перехватчику. Таким образом, возник проект,
получивший название «Сэйнт»; главным его исполните-
лем является фирма Радио Корпорейшн оф Америка.
Проект предусматривает разработку к 1964 г. четы-
рех орбитальных целей и четырех спутников-перехват-
чиков. Программа испытаний будет включать вывод
спутника-цели на орбиту, вычисление его орбиты подан-
ным станций наземного наблюдения и затем запуск на
примерно совпадающую орбиту спутника-перехватчика,
возможно, несколько впереди и выше цели. После этого
система самонаведения спутника-перехватчика захватит
цель и путем управления тягой тормозного ракетного
217
двигателя заставит перехватчик маневрировать по на-
правлению к цели. Этот маневр позволит телевизион-
ным камерам и различным чувствительным приборам,
установленным на перехватчике, вести разведку спут-
ника-цели и передавать результаты телеизмерений или
непосредственно на наземные станции, если перехват
ведется над своей территорией, или накапливать инфор-
мацию для последующей передачи ее по команде
с земли.
Разрабатываемые методы перехвата будут, конечно,
иметь одинаково важное значение как для инспекции
неизвестных спутников и их уничтожения на орбите, так
и для разработки техники встречи КК при выполнении
ими орбитальных задач, которые будут включать пере-
броску людей и средств материального снабжения с од-
ного КК на другой. Первыми целями, по проекту
«Сэйнт», будут, вероятно, спутники-отражатели или на-
дувные ИСЗ, совершающие полет по орбите высотой
около 650 км.
До сих пор мы рассматривали лишь беспилотные во-
енные космические аппараты. Потребуется ли присут-
ствие человека для обороны в космосе?
Представители ВВС США неоднократно подчеркива-
ли, что ракетоплан «Дайна Сор», помимо выполнения
научной программы, связанной с полетом человека в
космическом пространстве, рассматривается также как
средство оценки возможностей космонавта выполнять
задачи военного характера.
Хотя в настоящее время имеется лишь смутное пред-
ставление о специальном применении подобных косми-
ческих аппаратов, тем не менее можно сказать, что они
могли бы быть использованы для выполнения задач
глобальней разведки с помощью пленочных фотока-
мер с высокой разрешающей способностью, обеспечи-
вающей большую географическую точность. Затем как
специальные бомбардировщики они могли бы осущест-
влять доставку ядерного оружия на точечные цели.
В этом случае ракетоплан обладал бы большими пре-
имуществами, чем пикирующая бомба. В то время как
бомба может быть сброшена над наземной целью только
тогда, когда эта цель и спутник будут находиться в
определенном положении относительно друг друга, ра-
кетоплан обладает способностью менять направление
218
во время входа в атмосферу, и летчик-космонавт осу-
ществлял бы полный контроль над ядерным бомбовым
грузом вплоть до момента его сбрасывания.
Действительно, передача управления в руки чело-
века кажется единственным безопасным способом
управления орбитальным оружием; однако еще лучшим
решением вопроса было бы создание таких условий, при
которых вообще никакое оружие не появлялось бы в
космическом пространстве.
Другая возможная задача, которую мог бы выпол-
нять разрабатываемый ракетоплан, состоит в перехвате
других спутников. Способный к маневрированию спут-
ник типа ракетоплана «Дайна Сор», запущенный на ор-
биту, совпадающую с орбитой цели, сможет, по-види-
мому, производить осмотр целей, выводить их из строя
и при необходимости уничтожать вражеские пилотируе-
мые ИСЗ.
Ракетоплан можно было бы использовать для косми-
ческих спасательных операций, а также для транспор-
тирования людей и грузов между Землей и космической
станцией.
На симпозиуме по космическим станциям, состояв-
шемся в Лос-Анжелосе в 1960 г., инженеры-конструкто-
ры фирмы Мартин представили эскизный проект косми-
ческой станции-лаборатории. При общем весе около 16 т
она могла бы обеспечить пребывание на орбите в тече-
ние года четырех — шести человек в таких условиях, в
которых членам экипажа при их повседневной работе
не пришлось бы пользоваться высотными костюмами.
Выведенная на почти круговую орбиту высотой око-
ло 640 км с помощью трехступенчатой ракеты-носителя
«Сатурн», космическая станция (рис. 24) имела бы
форму цилиндра с двойными стенками и куполообраз-
ными днищами. Внешняя обшивка из бериллия должна
служить метеорным буфером и тепловым экраном. Вну-
тренняя стенка, выполненная из алюминиевого сплава,
образует герметизированную кабину экипажа.
Три отсека космической станции разделены перего-
родками из алюминиевого сплава с воздушными затво-
рами; цилиндрические воздушные тамбуры предусмот-
рены также на обоих днищах станции для входа и вы-
хода членов экипажа и использования их в качестве
исследовательских камер космической среды. Атмо-
219
сфера в кабине создается за счет запасов жидкого кис-
лорода и азота. Установки кондиционирования воздуха
(по одному на каждый отсек) должны создавать непре-
рывную циркуляцию воздуха при температуре 21°С.
Если такой проект будет осуществлен, скажем, к
1970 г., тогда в совокупности с транспортными ракето-
планами типа «Дайна Сор», обладающими способно-
стью маневрировать на орбите при помощи верньерных
ракетных двигателей и соединяться с движущейся по
орбите космической станцией, будут разработаны мето-
ды, которые позволят не только опознавать неизвестные
спутники, но и производить их непосредственный осмотр
на орбите. Такая цель уже фактически поставлена ВВС
США при разработке ракетоплана «Дайна Сор».
Как разведывательный аппарат ракетоплан «Дайна
Сор» должен иметь значительные преимущества перед
разведывательным спутником типа «Самос» с постоян-
ной орбитой. Он представит более трудную цель для
запускаемых против него ракет и обеспечит большую
гибкость в получении разведывательной информации.
Задачи ИСЗ «Самос» ограничиваются фоторазведкой,
при которой полученные изображения записываются
на магнитную ленту и передаются на Землю по телеви-
дению, или же обычные пленочные камеры, находя-
щиеся в капсулах, катапультируются со спутника с
целью доставки их на Землю. Оба эти метода требуют
определенного промежутка времени от момента полу-
чения разведывательных данных на спутнике до момен-
та, когда эти данные смогут быть эффективно исполь-
зованы. Кроме того, первый метод дает изображения
ослабленной четкости, а второй метод связан с риском
потерять пленки в случае неправильного катапультиро-
вания капсулы или неблагоприятных метеорологических
условий в районе ее спуска на Землю.
В век возрастающего значения баллистического ору-
жия, способного к быстрым ответным действиям, ма-
лейшая задержка в доставке полученной военной ин-
формации и ее использовании может существенным об-
разом повлиять на успешное выполнение любой задачи.
В этой связи космическая разведывательная система,
основанная на применении-пилотируемых ракетопланов,
будет обладать преимуществами перед системой, осно-
ванной только на использовании спутников с аппарату-
220
рой для сбора информации, по крайней мере при выпол-
нении определенных задач.
Можно полагать, что развитие в этом направлении
Потребует продолжительного времени, пока не будут
разработаны орбитальные ракетопланы больших разме-
ров, чем это предусмотрено текущей программой ВВС
США. Тем не менее возрастающее внимание к созданию
пилотируемых космических станций и больших ракет-
носителей типа «Сатурн» позволяет считать, что по-
добные ракетопланы займут свое место среди современ-
ных видов оружия.
Использование орбитальных ракетопланов для бом-
бометания не связано с теми ограничениями, которые
свойственны упомянутой выше баллистической пикирую-
щей бомбе. Способность аппарата планировать с гипер-
звуковой скоростью в верхних слоях атмосферы даст
летчику возможность в какой-то степени управлять и
маневрировать им и по команде с Земли выходить на
цели, расположенные за пределами плоскости орбиты
ракетоплана. В качестве оружия, используемого на ра-
кетоплане, мог бы быть снаряд без двигателя, сбрасы-
ваемый на цель по заранее рассчитанному курсу. Дру-
гими словами, этот снаряд представлял бы собой, бал-
листическую головку, подобную той, которая уже раз-
работана для БРДД.
Конечно, имеется также возможность поместить
сбрасываемую бомбу в ИСЗ, снабженной двигательной
установкой, что позволит в ограниченных пределах из-
менять плоскость орбиты ИСЗ. Вопрос о том, оправдает
ли себя это дополнительное усложнение ИСЗ, остается
открытым.
Особое преимущество бомбометания с помощью
ИСЗ, как мы уже видели, заключается не столько в спо-
собе доставки оружия к цели, сколько в его рассредо-
точении, а также в том, что появится еще один метод
нападения, с которым пришлось бы иметь дело потен-
циальному противнику.
ГЛАВА ШЕСТАЯ
АВТОМАТИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ
ДЛЯ ИССЛЕДОВАНИЯ КОСМИЧЕСКОГО
ПРОСТР АНСТВА
Человек нуждается в весьма совершенных приборах
для исследования космического пространства. Космиче-
ское пространство таит в себе всевозможные виды из-
лучений, природа которых оставалась бы навсегда скры-
той от человека, если бы он не изобрел сложных прибо-
ров, расширивших его возможности познания. Мы бы
ничего не знали о космических лучах, рентгеновском из-
лучении Солнца, радиоизлучении звезд или о целом ряде
других явлений, существующих за пределами узкого
диапазона волн видимого спектра.
Опираясь на достижения в области приборостроения,
мы вступили в эру автоматики. Имеются электронные
счетно-решающие устройства, которые могут очень бы-
стро решать сложные математические задачи, заменяя
целую группу математиков. На некоторых заводах ма-
шины в соответствии с записанной на ленту програм-
мой производят в массовом порядке сложнейшие детали
без участия человека.
Мы являемся свидетелями начала космических ис-
следований, и естественно полагать, что многие техни-
ческие достижения в области приборостроения и авто-
матики будут использованы для решения этой новой за-
дачи. В самом деле, со времени запуска в октябре
1957 г. первого советского ЙСЗ «Спутник-1», положив-
шего начало изучению космоса, уже достигнуты замеча-
тельные успехи, обогатившие наши познания о неизу-
ченных до сих пор явлениях окружающей нас среды.
Спустя несколько месяцев мы стали свидетелями за-
пуска тяжелой орбитальной лаборатории — ИСЗ «Спут-
ник-111», который, прежде чем возвратиться в атмосфе-
ру, почти два года передавал сигналы станциям наблю-
222
дення при помощи радиопередатчика, работавшего от
солнечных батарей.
На этих спутниках испытывалась надежность аппа-
ратуры, которая предназначалась для будущих косми-
ческих кораблей с человеком на борту.
В принципе, пб-видимому, нет большой разницы
между машиной, которая работает в заводском цехе без
обслуживающего персонала, и той ее разновидностью,
которая запускается в космическое пространство и,
скажем, совершает посадку на Луне. Единственное раз-
личие состоит в большом удалении космического аппа-
рата от человека, что лишает его возможности вести
непосредственное наблюдение за его работой и обеспе-
чивать безотказную работу, пока не будет выполнена
поставленная перед ним задача.
Наиболее эффективно автоматика была применена
советскими учеными в их первом исследовании обратной
стороны Луны.
Проведенные советскими учеными эксперименты от-
крывают перспективы доставки научной аппаратуры на
Луну.
Если бы на Луне была ощутимая атмосфера, можно
было бы просто подвести аппарат, предназначенный
для посадки, как можно ближе к поверхности Луны,
снизить его скорость над соответствующим пунктом
при помощи тормозных ракетных двигателей и затем
обеспечить его прилунение с помощью парашютов или
каких-либо иных аэродинамических приспособлений.
Рассмотрим, например, автоматическую метеорологиче-
скую станцию «Грассхоппер», которую американцы
впервые сбросили в Антарктике в 1956 г. во время опе-
рации «Дип Фриз».
Это устройство (рис. 65), сконструированное в виде
бомбы, сбрасывается на парашюте с самолета. Под дей-
ствием удара при падении срабатывает небольшой под-
рывной заряд, чем достигается отделение парашюта и
предохранение станции от волочения по земле.
Затем сразу или через определенный промежуток
времени взрывается еще один заряд, и станция с по-
мощью шести пружинных ножек принимает вертикаль-
ное рабочее положение.
Наконец, третий подрывной заряд выдвигает вер-
тикальную телескопическую антенну высотою 6 At. В та-
223
ком КИде станция готова к автоматическим передачам
метеорологической информации с заранее заданными
интервалами.
Передатчик станции имеет выходную мощность око-
ло 5 вт и работает на частоте 5 Мгц. Уверенная даль-
Рис. 65. Автоматическая метеостанция «Грассхоппер» ВМС США,
предназначенная для сбрасывания на парашюте в недоступной мест-
ности (в полярных ледовых районах):
а — станция после приземления и отделения парашюта; б — автоматическое
раскрытие шести ножек станции; в — момент установки станции в вертикаль-
ное положение; г — станция с выпущенной антенной готова к работе
ность его передач составляет свыше 160 км. Батареи из
сухих гальванических элементов обеспечивают станцию
энергией в течение более 15 суток.
Если бы имелась подобная станция на Луне, то мы
добились бы значительных успехов в изучении лунных
224
условий. Однако для доставки такой станции на Луну
нельзя использовать парашютные системы.
Поскольку Луна в лучшем случае имеет лишь очень
топкий слой атмосферы, любой способ управляемой по-
садки аппарата на лунную поверхность должен бази-
роваться на использовании тормозных ракетных двига-
телей и стабилизирующих устройств в системе данного
аппарата.
Сбрасывание небольшого радиопередатчика и не-
скольких приборов на Луну несколько облегчается тем,
что притяжение Луны составляет примерно одну ше-
стую часть земного притяжения. Если тело, падающее
на Землю с большой высоты (сопротивлением воздуха
пренебрегаем), ударилось бы о ее поверхность со ско-
ростью около 40000 км]час, то это же тело, падающее
на Луну, ударилось о поверхность со скоростью около
8500 кмIчас.
Известно, что на Земле падающее тело проходит 5 м
за 1 сек, 20 м — за 2 сек и т. д., а на Луне оно будет
проходить лишь 0,7 м за 1 сек, 2,8 м — за 2 сек и т. д.
Это может облегчить прилунение защищенных кон-
тейнеров с аппаратурой, катапультируемых на лунную
поверхность с КА, приближающихся к Луне на встреч-
но-пересекающемся курсе и использующих тормозные
ракетные двигатели на конечном участке движения, или
с КА, выводимых на орбиту спутника Луны.
В 1959 г. NASA предложил использовать подушку,
наполненную газом, для поглощения удара при жест-
ком прилунении пакета с научной аппаратурой. Идея
заключалась в том, чтобы выбросить из КА в момент
его прохождения вблизи лунной поверхности надутую
газом подушку с пакетом научной аппаратуры, подве-
шенным в центре подушки с помощью большого числа
радиальных шнуров. При падении подушки на поверх-
ность Луны должны быть использованы тормозные
двигатели.
Было испытано несколько конструкций подушек диа-
метром от 1,5 до 7,5 м. Ставилась цель создать подушку
из ткани, обладающей свойством сжиматься при ударе
о лунную поверхность, которая будет поглощать кине-
тическую энергию удара за счет сжатия газа, а также
деформации и последующего разрыва оболочки. Задача
состояла в том, чтобы обеспечить разрыв подушки в тот
225
момент, когда контейнер с аппаратурой касается по-
верхности Луны, и таким образом избежать резких
толчков и случайного повреждения научной аппара-
Рис. 66. Один из первых проектов
капсулы, разработанной NASA, для
жесткого прилунения. Капсула пред-
ставляет собой контейнер сфериче-
ской формы с аппаратурой, заклю-
ченной в разрушающуюся защитную
оболочку
туры.
NASA изучал также разрушающиеся конструкции
капсул для поглощения удара при их жестком прилуне-
нии (рис. 66), подобные конструкции много лет назад
были предложены анг-
лийскими исследовате-
лями X. Э. Россом и
Р. Смитом.
Другим методом до-
ставки научной аппара-
туры на поверхность
Луны является исполь-
зование
двигателя
вующая
КА. В этом случае глав-
ное внимание уделяет-
ся снижению веса по-
лезного груза и его
размещению в одном
тормозного
и соответст-
ориентация
контейнере, что позво-
ляет максимально
уменьшить стартовый
вес ракеты-носителя.
Из опубликованных
в печати данных следу-
ет, что для доставки
на Луну КА, снабженного двигательной системой для его
посадки, потребуется ракета-носитель, вес которой дол-
жен быть примерно в 1000 раз больше веса этого КА. На-
пример, для доставки на Луну КА весом 105—110 кг (в
том числе 45 кг полезного груза) вес ракеты-носителя
составил бы 115—160 т.
Несомненно, самым простым способом обеспечить
мягкое прилунение является вывод КА на встречно-пе-
ресекающийся курс, как это было сделано во время за-
пуска советской автоматической межпланетной станции
«Луна-П». Типичная траектория полета КА с Земли на
Луну показана на рис. 67.
В этом случае КА запускается непосредственно с
226
Земли в направлении видимой стороны Луны, и, когда
он находится достаточно близко от ее поверхности,
включается тормозной ракетный двигатель, который
обеспечивает снижение скорости КА до величины, необ-
ходимой для его мягкого прилунения.
Рис. 67. Типичная траектория полета КА к Луне по встречно-пере-
секающемуся курсу
В докладе Д. С. Картона «Минимальная тяга двига-
телей для мягкого прилунения КА с аппаратурой»,
представленном в 1959 г. на симпозиуме по межпланет-
ным полетам Британского содружества наций, приво-
дились примеры использования различных топливных*
смесей в минимальных по размерам двигательных си-
стемах. Крайне необходимо, чтобы смесь обладала спо-
собностью сохранять свои свойства после заправки дви-
гателей на Земле, в период запуска КА и в продолжение
последующих 2—5 суток его полета. Предполагалось,
что в двигателях КА, предназначаемых для мягко-
го прилунения, проще всего использовать твердое топ-
ливо, а из жидких топлив, годных для хранения, наибо-
лее выгодной является смесь перекиси водорода с керо-
сином или гидразином.
227
Высокоэнергетичные компоненты топлива позволили
бы создать ракету-носитель меньшего веса, но их ис-
пользование осложняет работу двигателей, что может
значительно снизить вероятность выполнения задачи.
Таким образом, наиболее подходящим топливом являет-
ся 99,6% смесь перекиси водорода с гидразином, кото-
рая обладает еще одним преимуществом — самовоспла-
менением при соединении компонентов.
Как мы уже. видели, доставить КА на Луну можно
двумя способами: либо по траектории «попадания»,
либо по траектории «промаха». Первый способ был ис-
пользован Советским Союзом при запуске автоматиче-
ской межпланетной станции «Луна-П», и 13 сентября
1959 г. станция вошла в непосредственное соприкоснове-
ние с Луной.
Одно из важнейших достижений русских состоит в
том, что они уже провели испытание радиовысотомера
во время запуска ракеты в сторону Луны и, таким обра-
зом, хорошо оснащены для перехода к следующему эта-
пу исследования этой планеты — мягкому прилунению
КА с научной аппаратурой. При первой попытке мягко-
го прилунения будет избрана, вероятно, траектория пря-
мого «попадания». Поскольку в свободном полете КА,
приближаясь к Луне, будет иметь скорость, близкую
ко второй космической, то возникает необходимость в
использовании тормозного ракетного двигателя для сни-
жения скорости до нуля в момент соприкосновения КА
с лунной поверхностью. Для вывода КА на встречно-
пересекающийся курс с Луной требуется высокая точ-
ность.
К КА предъявляются следующие основные требо-
вания:
—	наличие тормозного ракетного двигателя, рабо-
тающего на твердом топливе, поскольку в этом случае
нет необходимости в управлении тягой и в каких-либо
специальных приспособлениях для отсечки двигателя;
его выключение будет происходить в результате выго-
рания топлива;
—	наличие радиовысотомера, обеспечивающего
включение тормозного ракетного двигателя на заданной
высоте над поверхностью Луны;
' — наличие гироскопической системы стабилизации
с фотоэлементом, работающим, возможно, на принципе
228
захвата Солнца, с тем чтобы обеспечить неизменность
положения КА в полете до включения тормозного ра-
кетного двигателя.
Другой способ состоит в том, чтобы сначала обеспе-
чить вывод КА на орбиту вокруг Луны. Было предло-
жено выводить КА в сторону Луны по гиперболической
траектории, переходящей затем в эллиптическую орби-
ту вокруг Луны с высотою 1,5 км и менее над лунной
поверхностью. Посадка КА осуществлялась бы с по-
мощью тормозных двигателей, включаемых при перехо-
де КА на траекторию спуска.
Такой способ посадки КА будет более сложным по
сравнению со способом прилунения по траектории «пря-
мого» попадания, так как он предъявляет повышенные
требования к двигателям и предполагает более высо-
кую степень точности системы стабилизации. Возможно,
что в данном случае следует использовать ЖРД, рабо-
тающий на стабильном топливе и установленный на
карданном подвесе, в сочетании с устройством, которое
осуществляло бы слежение за лунным горизонтом.
В 1958 г. автором был опубликован проект КА для
мягкого прилунения (рис. 68), многие узлы и детали
которого, как стало известно, разрабатываются в на-
стоящее время NASA. Этот КА под названием
MIGRANT 1 * предназначался для непосредственного изу-
чения поверхности Луны и4проведения сейсмических ис-
следований ее коры и недр.
Для измерения расстояния между КА л поверхно-
стью Луны предлагалось использовать радиовысотомер,
что обеспечило бы включение тормозного ракетного дви-
гателя точно в назначенное время. Это расстояние изме-
рялось бы, как и в советской автоматической станции
«Луна-П», временем, в течение которого радиосигналы
достигнут лунной поверхности и отразятся обратно’ на
приемную антенну КА. Было предусмотрено также из-
менение тяги тормозного ракетного двигателя с по-
мощью миниатюрного вычислительного устройства, по-
лучающего необходимые данные от радиовысотомера.
Снижение КА с орбиты искусственного спутника
Луны или с траектории, проходящей вблизи Луны,
1 Сокращение от Moon, Instrument Guided Rocket and Notifying
Transmitter.— Прим. ped.
229
имеет существенное значение для исследования ее об-
ратной стороны. В этом случае очень важно иметь в
виду, что масса Луны будет препятствовать прохожде-
нию радиосигналов, посылаемых с КА к приемным на-
Рис. 68. Проект КА MIGRANT для мягкого при-
лунения:
/ — направленная антенна (связь Луна—Земля); 2 — сол-
нечная батарея, контейнер с радиоаппаратурой, прибора-
ми и химическими батареями; 3 — топливные баки (гиро-
скопический стабилизатор и радиовысотомер располо-
жены в центре связки баков); 4 — посадочные опоры;
6 — щит. прикрывающий двигательную установку от пы-
ли, возможной при посадке КА; 6 — ракетный двигатель,
установленный на карданном подвесе
земным станциям. В проекте MIGRANT предусмотрено,
что последняя ступень ракеты-носителя после сбрасыва-
ния КА будет двигаться по орбите вокруг Луны. Ее
можно было бы использовать как спутник-ретранслятор,
который накапливал бы данные, принимаемые с поверх-
ности Луны от КА, и передавал бы их наземным стан-
230
циям во время очередного прохождения над видимой
стороной Луны.
С помощью КА MIGRANT можно было бы произво-
дить самые разнообразные научные исследования на
Луне — от измерения температуры, радиоактивности,
частоты падения микрометеоритов, космических излуче-
ний, наличия и состава газов до изучения сейсмических
явлений и предварительных анализов лунных пород.
Совершенно новым видом исследований является
сейсмическое изучение недр Луны. Исследования в этой
области связаны с доставкой на лунную поверхность
сейсмографа, приспособленного для передачи на Землю
кодированных данных о всех изменениях, происходя-
щих в коре Луны.
В 1959 г. NASA были заключены первые контракты
на создание приборов для исследования лунной поверх-
ности. Исключительное внимание уделялось сейсмогра-
фу, который предполагалось доставить на Лупу спосо-
бом мягкой посадки. Его разработка; была поручена
Колумбийскому университету и Калифорнийскому техно-
логическому институту, которые совместно работали над
его проектированием и изготовлением. С помощью сейс-
мографа предполагается получить данные о горных по-
родах Луны, определить, находятся ли нижние слои ее
коры в расплавленном состоянии, и исследовать частоту
и скорость падения метеоритов на лунную поверхность.
Предполагается, что можно разработать прочный
сейсмограф весом от 10 до 12 кг, однако, по мнению
конструкторов, многое зависит от скорости снижения КА
в момент прилунения и сохранения при этом вертикаль-
ного положения. Как увидим дальше, такой сейсмограф
был установлен в капсуле, предназначавшейся для
жесткого прилунения при помощи КА «Рейнджер».
NASA также заключил контракты с научно-исследо-
вательской лабораторией ВМС США на разработку
приборов для измерения естественной радиоактивности
лунной почвы, а. также аппаратуры для сбора и записи
научной информации. Эти контракты были заключены
в связи с созданием в начале 1959 г. рабочей группы
NASA для проведения наиболее важных научных иссле-
дований поверхности Луны и окружающей ее среды с
помощью искусственных спутников и КА.
231
Эта группа готовит следующие эксперименты:
1)	запуск КА и искусственных спутников Луны для
получения, информации об окружающей Луну среде
(толщине атмосферного слоя, магнитных полях, меж-
планетной плазме, потоках частиц большой энергии,
0- и a-излучениях лунной поверхностью);
2)	запуск усовершенствованных искусственных спут-
ников Луны, оборудованных приборами, для получения
данных о ее форме и массе и структуре лунной поверх-
ности;
3)	жесткое прилунение КА с такими приборами, как
сейсмографы и магнитометры для изучения свойств по-
верхности Луны; в данном случае полезный груз дол-
жен быть упакован так, чтобы выдержать удар при па-
дении на поверхность Луны;
4)	мягкое прилунение КА с более чувствительными
приборами на борту, такими, как рентгеновские и теле-
визионные камеры.
Продолжим описание КА MIGRANT. В этом аппа-
рате было предусмотрено, что в случае, если на Луне
не наблюдается никаких сейсмических явлений, воспро-
извести их искусственным путем, т. е. создать неболь-
шие толчки взрывом выбрасываемых из КА гранат.
Если бы можно было осуществить посадку на Луну
нескольких КА типа MIGRANT, то волны сжатия в нед-
рах Луны от взрыва гранат, зарегистрированные сейс-
мографами, расположенными в различных точках лун-
ной поверхности, дали бы возможность судить о толщи-
не коры Луны и, возможно, вскрыть природу ее ядра.
Аналогичные исследования, проведенные на Земле
во время землетрясений, показали, что по мере того,
как волны сжатия распространяются в массе земной
коры, их отражение происходит различными путями; по
полученным диаграммам можно определить, что земной
шар образован из концентрических слоев различных
пород.
Можно было бы также доставить на поверхность
Луны приборы, которые могут производить определен-
ные химические анализы и телеметрировать полученные
результаты на Землю.
Недавно д-р Браун из Калифорнийского технологи-
ческого института привел следующий пример: «Метео-
риты,— заявил он, — уже исследовались с помощью
232
рентгеновских установок; путем измерения испускаемой
ими при этом радиации можно определить относитель-
ное число атомов некоторых радиоактивных элементов».
Если доставить на Луну миниатюрную рентгенов-
скую установку и’ сравнить ее показания с данными
приборов, используемых на Земле, то таким путем
можно составить некоторое представление о химических
•свойствах лунных пород.
Принимая во внимание методы успешной передачи
снимков по телевидению и автоматической обработки
пленки на борту КА, разработанные для советской авто-
матической межпланетной станции «Луна-Ш», можно
ожидать, что дальнейшее развитие автоматической ап-
паратуры в этих направлениях не будет представлять
большого труда.
Поскольку нам очень мало известен характер лунной
поверхности, желательно также, чтобы КА типа
MIGRANT мог нести с собой некоторый запас топлива,
достаточный для непродолжительного висения над
лунной поверхностью. По команде с Земли можно было
бы даже обеспечить перемещение КА на небольшие рас-
стояния над поверхностью Луны, в то время как радио-
высотомер, установленный на его борту, определял бы
профиль местности. Там, где оказалась* бы достаточно
ровная площадка в несколько' квадратных метров, КА
мог бы автоматически совершить посадку.
Следующая идея заключается в том, что после по-
садки на Луну и проведения там научных исследований
КА мог бы иметь на борту достаточный запас топлива
для старта и возвращения на замкнутую орбиту вокруг
Луны. Осуществлению этого благоприятствовало бы от-
носительно слабое гравитационное поле Луны. Этот КА
мог бы затем быть обследован экипажем пилотируемого
КК, выведенного на круговую орбиту вокруг Луны, или
же при заправке его дополнительным количеством топ-
лива возвращен на Землю.
В этом случае целесообразно предусмотреть возмож-
ность взятия на борт КА образцов лунных пород для
последующего тщательного их изучения на Земле. Опо-
ры, на которых будет стоять КА, могут быть выполнены
в виде полых конструкций, снабженных автоматически-
ми устройствами для сбора лунной пыли, если таковая
имеется. Очевидно, что не будет неразрешимой пробле-
233
мой оборудовать КА автоматическим бурильным уст-
ройством для взятия образцов лунных пород.
Кроме того, КА MIGRANT мог бы быть использован
для установки в определенном районе Луны радиомая-
ка для облегчения процесса прилунения транспортных
ракет, которые будут запущены перед пилотируе-
мым кк.
Проанализировав некоторые теоретические возмож-
ности создания автоматических устройств для исследо-
вания космического пространства, возвратимся к суще-
ствующим проектам NASA.
В 1959—1960 гг. были предприняты четыре попытки
вывести КА с научной аппаратурой на орбиту вокруг
Луны. К сожалению, во всех случаях задача нс была
выполнена из-за неполадок в системах ракеты-носителя
«Атлас-Эйбл». Эти КА, каждый из которых весил около
170 кг, были разработаны на основе опыта, полученного
в рёзультате запуска КА «Пионер-V» на орбиту вокруг
Солнца и ИСЗ «Эксплорер-VI». Они были выполнены в
виде сферы диаметром 1 м, в которой размещалась на-
учно-исследовательская, телеметрическая и другая ап-
паратура; по бокам КА были установлены четыре раз-
движные панели с большим числом солнечных элемен-
тов. КА был обеспечен автоматической системой регу-
лирования температуры.
Однако в отличие от первых аппаратов подобного
типа КА «Пионер», предназначавшийся для исследова-
ния Луны, имел двигательную установку небольшой
мощности, которая работала на гидразине и предназна-
чалась для корректировки траектории КА на среднем
участке полета по радиокомандам с Земли. На борту
КА были установлены детекторы различных излучений
и магнитометры, аналогичные установленным на борту
КА «Пионер-V», а также датчики окружающей КА
плазмы.
Простая телевизионная сканирующая система, кото-
рая была установлена на борту КА, запущенного
26 ноября 1959 г., в последующем не использовалась.
Несмотря на то что неполадки в ракетах-носителях
не позволили запустить эти четыре КА, был накоплен
ценный опыт для последующих разработок более слож-
ных КА.
234
Первым представителем нового поколения явился
КА «Рейнджер», разрабатываемый в нескольких вари-
антах. Проектом предусматривается полная стабилиза-
ция КА «Рейнджер» в полете, для чего требуется двига-
тельная установка й система управления на среднем и
конечном участках траектории. В навигационную систе-
му должна быть заложена запрограммированная ин-
формация о траектории полета, КА и ее надо снабдить
логическими схемами, обеспечивающими подачу команд
в правильной последовательности.
Необходимо также обеспечить КА системой связи,
способной использовать имеющиеся мощность и диапа-
зон волн с максимальной экономией. Так, антенна дол-
жна быть остронаправленной, с тем чтобы повысить ее
коэффициент усиления и таким образом увеличить ши-
рину полосы пропускания информации, которая может
быть принята на Земле.
Работа над проектом КА «Рейнджер» была начата в
1960 г. в лаборатории реактивных двигателей. Макси-
мальный размер КА составляет около 3,65 м и вес
210—245 кг. Его первые запуски были осуществлены в
1961 г. при помощи двухступенчатой ракеты-носителя
«Атлас-Аджена В».
Для того чтобы шире использовать опытные запуски
таких КА, основная цель которых заключалась в дока-
зательстве возможности их длительного существования
на орбите, в программу полетов КА «Рейнджер» RA-1
и «Рейнджер» RA-2 был включен ряд научных экспери-
ментов. Эти КА должны были.двигаться вокруг Земли
по вытянутым эллиптическим орбитам с апогеем до
800 тыс. км (рис. 69). Важнейшим в этих эксперимен-
тах было получение подробных данных о радиации в
космическом пространстве, особенно о солнечном кор-
пускулярном излучении и факторах, влияющих на это
излучение. Бортовая аппаратура КА включала магнито-
метр, разработанный в Годдардском центре космиче-
ских полетов NASA, ионизационную камеру, созданную
в Калифорнийском технологическом институте, аппара-
туру Для исследования Лайман-а излучения, разрабо-
танную в научно-исследовательской лаборатории ВМС
США, и электростатические анализаторы, созданные в
лаборатории реактивных двигателей.
К сожалению, КА «Рейнджер» RA-1 и «Рейнджер»
235
RA-2 не удалось вывести на намеченные эллиптические
орбиты, так как в обоих случаях запуски двигателей
ракеты «Аджена-В», после того как она была выведена
на заданную стартовую орбиту, не состоялись. 23 ав-
густа 1961 г. во время запуска КА «Рейнджер» RA-1
Рис. 69. Расчетная орбита КА «Рейнджер» RA-1 и
«Рейнджер» RA-2 с выводом верхней ступени раке-
ты-носителя «Аджена»-В на орбиту ожидания, близ-
кую к Земле:
/ -- Луна; 2 — апогей; 3 — Солнце; 4 — перигей; 5 — орбита
ожидания высотой 185 км
его отделение произошло и было получено большое ко-
личество ценной информации о работе первой ступени
ракеты-носителя. Неудача с запуском двигателя ракеты
«Аджена» объяснялась дефектом выключателя в систе-
ме подачи окислителя, в результате чего прекратилось
поступление топлива в двигатель. Во время запуска КА
«Рейнджер» RA-2 18 ноября 1961 г. также произошло
его отделение от ракеты-носителя, однако полет КА по
орбите был кратковременным и, как предполагают, за-
кончился на девятом витке. На этот раз данные теле-
метрических измерений показали, что гироскоп крена в
инерциальной системе управления ракеты «Аджена» не
сработал в момент запрограммированного крена раке-
ты, необходимого для изменения азимута полета вскоре
после старта. Выход из строя гироскопа послужил при>
чиной вращения ракеты и, как предполагают, топливо
236
прижалось к стенкам бака под воздействием центро-
бежной силы. Поскольку двигатель включается момен-
тально, то он, вероятно, проработал на небольшом коли-
честве топлива, оставшемся в насосах двигателя после
его отсечки и тяга прекратилась, что послужило, причи-
ной неудачи вывода'КА на запланированную орбиту.
Конфигурацию КА «Рейнджер» RA-1 можно видеть
на рис 70 На верхней части КА укреплена всенаправ-
ленная антенна, которая обеспечивает ограниченную
связь с Землей, когда направленная антенна диаметром
1,5 м не ориентирована в сторону Земли.
В соответствии со следующим этапом программы
предусматривалось использовать КА «Рейнджер» в ка-
честве средства доставки на Луну контейнера с аппа-
ратурой. В 1960 г. фирма Аэроньютроник (отделение
фирмы Форд Мотор) получила от лаборатории реактив-
ных двигателей контракт на разработку капсулы с на-
учной аппаратурой весом 19 кг для установки на борту
КА «Рейнджер».
В аппаратах «Рейнджер» RA-3, «Рейнджер» RA-4 и
«Рейнджер» RA-5 эта капсула была смонтирована на
шестиугольной центральной опорной конструкции? КА
(рис. 71). Было предусмотрено также использовать не-
большой ракетный двигатель для маневрирования КА
на среднем участке траектории, с тем чтобы вывести его
нд конечный участок полета с достаточной точностью,
позволяющей осуществить прилунение капсулы.
Последовательность этапов полета КА после отделе-
ния от ракеты «Аджена-В» и на конечном участке поле-
та показана на рис. 72. На первом этапе прежде всего
производится развертывание панелей с солнечными эле-
ментами и антенн, с тем чтобы обеспечить ввод в дей-
ствие всех бортовых систем КА. Затем управление КА
осуществляется с помощью программирующего устрой-
ства, по командам которого КА начинает совершать кре-
ны и повороты, в то время как солнечные датчики
ведут поиск Солнца. Как только датчики обнаружат и
захватят Солнце, панели с солнечными элементами
устанавливаются под прямым углом к нему, тем самым
создаются оптимальные условия для их работы.
На следующем этапе по команде логических схем со-
ответствующие датчики КА осуществляют захват Зем-
ли для правильной настройки направленной антенны.
237
Рис. 70. «Рейнджер» RA-1 и ракета-носи-
тель «Атлас-Аджепа В». Справа — КА
«Рейнджер» RA-1 весом 306 кг. Слева —
ракета-носитель «Атлас-Аджена В», исполь-
зующаяся для запуска КА «Рейнджер»:
/ — КА «Рейнджер» RA-1;	2— электростатиче-
ский анализатор; 3 — панель с солнечными эле-
ментами; 4 — солнечный датчик; 5 — прибор для
проведения эксперимента на трение; 6 — детекто-
ры частиц средних энергий; 7 — телескоп для изу-
чения Лайман-а излучений; 8—ионизационная
камера; 9 — магнитометр; 10 — всенаправленная
антенна; 11 — детектор космической пыли; 12 —
реактивные сопла управления тангажом. и кре-
ном КА; 13 — сцинтилляционный счетчик рентге-
новских лучей; 14 — блок управления КА; 15 —
коробка с приводом развертывания антенны; 16 —
реактивные сопла управления КА по курсу;
17 — антенна с высоким коэффициентом усиления;
18 — датчик Земли; 19 — ракета «Атлас»; 20 — ра-
кета «Аджена-В»
238
Поскольку антенна уже установлена под предваритель-
но рассчитанным углом, КА необходимо лишь совер-
шить крен относительно продольной оси, с тем чтобы
обеспечить направленность антенны непосредственно в
сторону Земли. После этого управление полетом КА
Рис. 71. Основные компоненты КА «Рейнджер»
RA-3, «Рейнджер» RA-4 и «Рейнджер» RA-5:
1 — антенна с большим коэффициентом усиления; 2 —
опора капсулы; 3 — шарообразная капсула с научной
аппаратурой для прилунения; 4 — всенаправленная те-
леметрическая антенна; 5 — высотомер с антенной;
6 — спектрометр гамма-излучения; 7 — тормозной ракет-
ный двигатель; 8 — двигатель и система управления, дей-
ствующие на среднем участке траектории; 9 — панели с
солнечными элементами
осуществляется по командам с наземных станций со-
провождения; эти команды выдаются после обработки
получаемой с КА информации о траектории полета и
определения ошибки в ней. По командному сигналу
Голдстонской станции сопровождения производится
дальнейшее маневрирование положением КА; после
этого может быть использована имеющаяся на борту
двигательная установка небольшой тяги для вывода
КА на оптимальную траекторию. Типичной можно счи-
239
Рис. 72. Запуск КА «Рейнджер»: а — последователь-
ность операций при полете КА после старта и отделе-
ния от ракеты «Аджена-В»; б — различные фазы ори-
ентации КА на пути его полета к Луне:
1 — старт ракеты; 2 — отсечка стартового двигателя и его отде-
ление; 3 — отсечка маршевых двигателей первой ступени и от-
деление второй ступени ракеты «Аджена»; 4 — сбрасывание но-
сового защитного конуса; 5 — первое включение двигателя ра-
кеты «Аджена»; 6 — первое выключение двигателя ракеты «Ад-
жена» и начало свободного полета; 7 — второе включение
двигателя ракеты «Аджена»; 8 — второе выключение двигателя
ракеты «Аджена» и отделение КА; 9 — захват датчиками КА
Солнца; 10 — захват датчиками КА Земли
240
тать команду: «Крен 28°, тангаж 55°, продолжительность
работы двигателя 19 сек». По окончании корректирую-
щего маневра КА повторяет маневр захвата датчиками
Солнца и Земли с целью повторной установки панелей
с солнечными элементами и направленной антенны.
На этом участке свободного полета КА «Рейнджер»
должен был бы с большой точностью двигаться к Луне
по встречно-пересекающемуся курсу. Однако необходимо
произвести еще одну корректировку положения КА.
Примерно через 66 час полетного времени КА должен
быть повернут на 180°, с тем чтобы его тыльная сторона
была обращена в сторону Луны. В этом положении па-
нели с солнечными элементами не могут быть обращены
к Солнцу и питание электроэнергией систем КА будет
полностью обеспечиваться химическими аккумуляторны-
ми батареями.
В это время телевизионная камера будет ориентиро-
вана на Луну, что позволит получить ряд телевизион-
ных изображений лунной поверхности во время сближе-
ния КА с Луной, а направленная антенна КА будет
обращена в сторону Земли для передачи на станции со-
провождения данных, полученных с помощью телевизи-
онной камеры и другой бортовой аппаратуры. На КА
«Рейнджер» устанавливается также спектрограф у-из-
лучения для изучения характера лунной поверхности.
В то время как лучшие фотоснимки Луны, сделан-
ные на Земле, позволяют различать объекты, имеющие
примерно 100 км в поперечнике, телевизионная камера
с телескопическим устройством, установленная на борту
КА «Рейнджер», должна обеспечить получение фото-
снимков лунной поверхности площадью больше 75 л2,
на которых при оптимальных условиях будут видны
объекты с поперечником около 4 м. Телевизионная си-
стема, установленная па борту КА «Рейнджер» RA-3,
RA-4 и RA-5 была спроектирована таким образом, что-
бы обеспечить передачу на Голдстонскую станцию со-
провождения одного снимка через каждые 13 сек, что
в итоге составило бы более 100 снимков за один оборот
КА вокруг Луны. Электронная аппаратура и кинескоп
телевизионной камеры специально для этой цели были
разработаны фирмой Радио Корпорейшн оф Америка
(разработавшей ранее телевизионную систему для ИСЗ
«Тирос»), а ученые лаборатории реактивных двигателей
241
создали специальный оптический телескоп длиною
36 см, который эквивалентен телескопу с фокусным рас-
стоянием 100 см.
Предполагалось, что КА будет непрерывно произво-
дить снимки Луны до тех пор, пока не приблизится к
ее поверхности на расстояние примерно 24 км. Именно
в этот момент капсула отделится от КА «Рейнджер»,
который, продолжая полет по встречно-пересекающему-
ся курсу, ударится о поверхность Луны со скоростью
около 10500 км/час. Изменение высоты траектории в
функции времени при прилунении капсулы представлено
на рис. 73. В последние минуты полета КА снимки лун-
ной поверхности крупным планом получить невозможно,
так как после отделения капсулы нарушается нормаль-
ная работа бортовой аппаратуры.
Все внимание теперь должно быть сосредоточено на
отделившейся от КА капсуле весом 42,6 кг и ее способ-
ности сохранить научную аппаратуру при прилунении
в исправном состоянии. С этой целью капсула снабжена
тормозным РДТТ, который включается в заданное вре-
мя, чтобы обеспечить снижение скорости капсулы в мо-
мент ее прилунения до величины менее 190 км/час
(рис. 74).
Осуществление последовательных операций по жест-
кому прилунению капсулы начинается с момента пода-
чи радиовысотомером, установленным на борту КА, сиг-
нала на поверхность Луны и приема им отраженного
сигнала. На высоте 21,4 км или за 8,1 сек до момента
столкновения КА с лунной поверхностью, временная за-
держка между подачей радиолокационного импульса и
приемом отраженного сигнала такова, что она позволит
радиовысотомеру генерировать командный сигнал, ко-
торый обеспечит выполнение всех последовательных
операций по отделению лунной капсулы от КА.
Прежде всего источник электроэнергии КА подорвет
четыре взрывных болта, с помощью которых тормозной
ракетный двигатель и лунная капсула прикрепляются
к КА. Одновременно он включит электрозапал, который
приведет в действие батарею и программирующее устрой-
ство, размещенные в небольшом контейнере, находящемся
в пространстве между тормозным ракетным двигателем
и лунной капсулой. С этого момента все операции,
связанные с полетом капсулы и работой ее тормоз-
242
ного ракетного двигателя, будут управляться этим про-
граммирующим устройством.
Когда переключатель электрозапала выключен, про-
граммирующее устройство включает три временных ме-
Рис. 73. Диаграмма изменения высоты по времени на
последнем этапе «жесткого»''прилунения капсулы с на-
учной аппаратурой КА «Рейнджер» (tf=0 соответствует
моменту прилунения капсулы без применения тормоз-
ного двигателя):
1 — момент подачи сигнала высотомером' на отделение капсулы
от КА, //=21,4 км (—8,1 сек)- 2 — начало стабилизации КА
путем вращения вокруг продольной оси, Я=21,1 км (—8 сек);
3 — включение тормозного ракетного двигателя, //=15,8 км
(—6,1 сек); 4'—освобождение сферического контейнера с аппа-
ратурой, //=6,8 км (—2,1 сек); 5 — выключение тормозного ра-
кетного двигателя, //=330 м <3,9 сек); 6 — отделение тормозного
ракетного двигателя от капсулы, //=330 м (4,4 сек); 7 — Н=
= 170,6 м (17,9 сек); 8 — Я=91,4 м (21,2 сек); 9 — Н=30,4 м
(23 сек); 10 — момент прилунения (23,9 сек) со скоростью
32,9 м]сек
канизма. Первый механизм, рассчитанный на замедле-
ние в 135 мксек, запускает небольшой двигатель систе-
мы стабилизации капсулы, расположенный в сопле
тормозного ракетного двигателя. Это замедление спро-
граммировано таким образом, чтобы тормозной ракет-
243
Рис. 74. Последовательность стадий прилунения КА «Рейнджер», включая ориента-
цию КА над поверхностью Луны, отделение и стабилизацию капсулы вращением
вокруг продольной оси, включение тормозного ракетного двигателя и прилунение
сферического контейнера с аппаратурой
ный двигатель и лунная капсула успели отделиться от
КД прежде, чем капсула начнет стабилизироваться вра-
щением вокруг продольной оси.
Двигатель системы стабилизации капсулы, имеющий
тягу около 9 кг. снабжен тремя соплами, расположен-
ными под углом 10° к ее продольной оси. Таким обра-
зом, когда этот двигатель включается и начинает вра-
щать сборку из тормозного ракетного двигателя и лун-
ной капсулы со скоростью 300 об/мин. некоторая часть
тяги, создаваемая этими соплами, отделяет сборку от
КА примерно на 75 см. Затем включается тормозной
ракетный двигатель капсулы; в этот момент он выбра-
сывает из сопла двигатель системы стабилизации.
Отделение капсулы нарушит ориентацию КА до та-
кой степени, что его направленная антенна потеряет
Землю, в результате чего Голдстонская станция сопро-
вождения не сможет больше принимать телевизионные
изображения лунной поверхности, передаваемые с КА,
и последний разобьется при ударе о Луну.
Если принять, что тормозной ракетный двигатель
включится точно на расстоянии 15,8 км от лунной по-
верхности, то скорость капсулы будет погашена до нуля
на высоте около 335 м. Такая высота выбрана с учетом
нормальных отклонений в работе систем и обеспечивает
достаточный запас времени для завершения работы
тормозного ракетного двигателя. Немедленно после вы-
горания топлива временной механизм взрывает зажим-
ное приспособление, с помощью которого лунная капсу-
ла крепится к тормозному ракетному двигателю, и оба
агрегата порознь свободно падают на лунную поверх-
ность.
Под воздействием лунного тяготения капсула уда-
рится о поверхность Луны со скоростью 130—190/си/адсг
в течение некоторого времени будет подпрыгивать и пе-
реворачиваться и затем придет в состояние покоя.
Особый интерес представляют конструкция и обору-
дование капсулы (табл. 6. 1). В ней смонтированы сейс-
мометр с усилителем, батареи питания, а также радио-
передатчик мощностью 50 мет.
Капсула выполнена в виде двух сферических кон-
тейнеров, помещенных один в другой. Наружный кон-
тейнер диаметром 63,5 см сделан из бальзового дерева
245
Таблица 6.1
Вес капсулы КА «Рейнджер» RA-3 для жесткого прилунения
Элементы капсулы	Вес, кг
Жестко прилуняющийся сферический контейнер с на- учной аппаратурой: электронная аппаратура, антенна, батареи пита- ния и электропроводка 		10,80
каркас, изоляция и т. п		5,92
вода . 		1,68
сейсмометр (наполненный жидкостью с удельным весом 1,0)		3,55
жидкость, в которой плавает блок с аппаратурой, и внешняя оболочка		3,77
Общий вес контейнера с аппарату- рой 		25,72
Средства снижения силы удара капсулы о лунную поверхность: внешняя оболочка, детали из дерева, внутренняя	
обшивка и конструкция, обеспечивающая соеди- нение тормозного ракетного двигателя и сфери- ческого контейнера с научной аппаратурой . . .	16,90
гаситель вибрации (демпфер)		0,36
контрольное временное устройство, батареи пита- ния и электропроводка		0,80
Общий вес полезного груза тормоз- ного ракетного двигателя ....	43,78
Двигатели: тормозной ракетный двигатель и система его вос- пламенения 		96,75
двигатель системы стабилизации и его крепление	1,02
Общий вес отделяемой от КА кап- сулы 		141,55
Оборудование капсулы, находящееся на корпусе КА „Рейнджер": высотомер и антенна		3,19
система крепления и развертывания высотомера	0,83
система крепления тормозного ракетного двига- теля 		1,90
тепловой экран тормозного ракетного двигателя	1,36
Суммарный вес капсулы		148,83
246
(рис. 75). Пространство между внутренним и внешним
контейнером заполнено тонким слоем жидкости (мас-
ло), обеспечивающей свободное плавание внутреннего
контейнера с аппаратурой.
На верхней части капсулы установлена турникетная
антенна. Центр тяжести капсулы расположен на 1,27 см
ниже ее геометрического центра; это сделано для того,
Рис. 75. Устройство капсулы и тормозного ракетного двигателя КА
«Рейнджер» RA-3, RA-4, RA-5, разработанных фирмой Форд Аэро-
ньютроник для жесткого прилунения:
/-—стопорное устройство; 2 — термоизоляционная оболочка; 3—нижняя ка-
мера с водой; 4 — батарея электропитания; 5 — верхняя камера с водой;
6 — антенный блок'; 7 — слой жидкости (масла); 8 — внешняя оболочка из
пластика; 9 — отсек электронной аппаратуры; 10 — клапан терморегулирова-
ния; // — криогенная теплозащита; 12—сейсмограф; 13 — пробивное устрой-
ство; 14 — оболочка из стекловолокна; 15—вода; 16— стопорное устройство;
/7 —- разделительный зажим; 18 — запальное устройство; 19 — двигатель си-
стемы стабилизации капсулы вращением; 20—взрывная сигнализация; 21 —
сопловый вкладыш; 22 — провод системы зажигания; 23—заряд твердого ра-
кетного топлива
247
чтобы после прилунения капсулы контейнер с аппарату-
рой принял бы вертикальное положение. При этом тур-
никетная антенна окажется сверху и будет направлена
в сторону Земли. Контейнер из бальзового дерева, ко-
торый, предположительно, должен сохраниться после
прилунения, не будет препятствовать прохождению ра-
диосигналов, посылаемых передатчиком.
Предполагается, что после первого удара капсулы
о поверхность Луны потребуется около 20 мин для ее
стабилизации в вертикальном положении. Столь боль-
шая продолжительность объясняется слабым лунным
тяготением и большой вязкостью жидкости, изолирую-
щей приборный контейнер от наружного. Когда прибор-
ный контейнер займет положение, обеспечивающее ра-
боту сейсмографа, жидкость должна быть вытеснена из
нижней части капсулы, чтобы она не поглощала сейсми-
ческих колебаний. Вытеснение жидкости производится
путем подрыва двух пиротехнических устройств.
Работа приборов в капсуле зависит от тщательного
поддержания в ней температурного режима, учитывая,
что температура на Луне колеблется от +83° до
— 160° С.
Решение этой проблемы связано со многими новыми
явлениями. Приборный контейнер содержит 1,6 кг воды,
которая нагревается за счет рассеивания электрической
энергии до тех пор, пока ее температура не достигнет
точки кипения в лунных условиях, равной около 30° С.
Поскольку невозможно нагреть воду выше точки кипе-
ния, то это обеспечивает стабилизацию верхнего предела
диапазона температур в контейнере на уровне 75° С.
С наступлением ночи на Луне, которая длится 14 зем-
ных суток, температура воды в приборном контейнере
падает, но никогда не достигает точки замерзания бла-
годаря рассеиванию тепла внутри капсулы. Таким обра-
зом, содержащаяся в контейнере вода служит для под-
держания внутренней температуры в пределах, обеспе-
чивающих работу электронной аппаратуры и батарей
питания.
Чтобы получить показания уровней нагрева, предпо-
лагается использовать установленный в контейнере
осциллятор регулятора напряжения. Осциллятор калиб-
руется по его чувствительности к температуре, и, следо-
вательно, данные, которые он посылает по телеметриче-
248
ским каналам, позволят вычислить диапазон темпера-
турных колебаний внутри капсулы. Интересно напомнить,
что подобный способ измерения температур приме-
нялся на первом американском ИСЗ «Авангард-1», ко-
торый был слишком мал, чтобы вместить научную аппа-
ратуру.
В полезный груз капсулы входят сейсмометр, его
усилитель, передатчик и антенна, источник питания, ме-
ханизм установки капсулы в вертикальное положение,
устройство регулирования температуры, тормозной ра-
кетный двигатель с устройством для автоматического
регулирования. Все компоненты оборудования рассчи-
таны на отрицательные перегрузки при ударе, равные
нескольким тысячам g.
Сейсмометры, использованные в капсулах КА
«Рейнджер» RA-3, RA-4 и RA-5, рассчитаны на работу в
продолжение 30—60 суток. Если же в течение этого вре-
мени никаких сейсмических явлений в недрах Луны не
произойдет, то предполагается, что сейсмометр будет
обладать достаточной чувствительностью, чтобы заре-
гистрировать падение метеоритов.
Сейсмометр представляет собой одноосевой прибор
длиной 13,4 см, диаметром 11,1 см и весом 3,5 кг\ он
спроектирован и создан сейсмологической лабораторией
Калифорнийского технологического института в сотруд-
ничестве с Ламонтской геофизической обсерваторией
Колумбийского университета. До установки в капсулу
КА сейсмометр прошел испытания на удар, вклю-
чая падение с борта вертолета на асфальтирован-
ную поверхность с высоты 300 м. Хотя контейнер, в ко-
торый он был заключен, сделал при падении значитель-
ную вмятину в асфальте, сейсмометр продолжал рабо-
тать.
26 января 1962 г. была предпринята первая попытка
запустить на Луну КА «Рейнджер». Ракета «Аджена»-В
успешно вышла на орбиту ожидания, однако она выве-
ла КА на лунную траекторию с несколько увеличенной
скоростью, в результате чего КА прошел на удалении
36 793 км от Луны. Отклонение, несомненно, было слиш-
ком велико, чтобы маломощный ракетный двигатель,
установленный на КА, смог произвести коррекцию его
траектории на среднем участке полета; тем не менее
управляющие команды, принятые и преобразованные
249
бортовой аппаратурой, обеспечили запуск двигателя,
который увеличил скорость ракеты приблизительно на
130 км!час.
Попытка получить телевизионные изображения Луны
в момент прохождения КА мимо нее не увенчалась успе-
хом из-за отказа в работе антенной системы.
Официально было объявлено, что КА был направлен
в сторону Луны и все системы, кроме системы управ-
ления положением антенны с высоким коэффициентом
усиления, работали нормально. Не было предпринято
ни одной попытки произвести отделение лунной капсулы
от КА, и 28 января КА «Рейнджер» RA-3 прошел мимо
Луны и вышел на орбиту вокруг Солнца. Позднее
NASA опубликовал следующие параметры орбиты КА:
перигелий (самое близкое расстояние до Солнца) —
147 млн. км, афелий (самое дальнее расстояние до
Солнца) — 174 млн. км, период обращения — 406 суток.
Следующим идет КА «Сервейор», запуск которого
также входит в программу NASA по исследованию
Луны и межпланетного пространства. В этом КА, рас-
считанном на мягкое прилунение с полезным грузом ве;
сом 160—480 кг, широко использован опыт рассмотрен-
ного ранее проекта MIGRANT. Прилунение КА предпо-
лагается осуществить с помощью тормозных ракетных
двигателей, работающих по командам радиовысотомера.
Вертикальная посадка КА будет произведена на три
амортизирующие опоры, шарнирно прикрепленные к ко-
ническому корпусу КА. Научные исследование с по-
мощью этого аппарата будут включать определение на-
личия местных магнитных полей или атмосферы и изу-
чение характера поверхности Луны и ее недр; для этого
будут использованы различные приборы, в том числе
телевизионная аппаратура, спектрометр, сейсмометр,
магнитометр и т. п.
Разработку КА «Сервейор» по заданию NASA осу-
ществляет фирма Хьюз Эркрафт. Техническое руковод-
ство проектом обеспечивается лабораторией реактивных
двигателей Калифорнийского технологического институ-
та. На первом этапе осуществления этого проекта, в пе-
риод с 1963 по 1966 г., ставится задача запустить семь
КА с помощью ракеты-носителя «Атлас-Центавр». Пред-
полагается, что расходы на осуществление этого проек-
та составят в целом более 50 млн. долларов.
250
Продолжительность полета КА от момента старта
ракеты-носителя с мыса Канаверал до момента прилу-
нения составит около 66 час. Если контейнер для жест-
кого прилунения, разрабатываемый по проекту «Рейнд-
жер», рассчитан для удара о Луну со скоростью около
193 км/час, то КА «Сервейор» должен произвести по-
садку со скоростью ' порядка 8—16 км/час. Та-
кая скорость несколько меньше скорости при-
земления парашютиста. После того как КА «Сер-
вейор» будет выведен с помощью ракеты-носителя
на лунную траекторию, его вес составит примерно
1134 кг. К тому времени, когда будет включен тормоз-
ной ракетный двигатель и КА безопасно опустится'на
лунную поверхность, этот вес уменьшится приблизи-
тельно до 340 кг. Из этого веса 227 кг приходятся на
аппаратуру связи, конструкцию КА и приборы регулиро-
вания температуры (последние необходимы для защиты
КА от нагревания днем и охлаждения ночью в лунных
условиях). Остальные 113 кг отводятся на научную ап-
паратуру, включающую несколько телевизионных ка-
мер, сейсмометр для регистрации падения метеоритов
и смещений в коре Луны, магнитометр для определения
наличия магнитного поля Луны, приборы для измерения
местной величины тяготения и бурильное устройство
для взятия образцов горных пород: Будут установлены
также приборы для анализа состава поверхности и недр
Луны и измерения радиации и газов на ее поверхности.
Вероятно, самым сложным предметом, входящим в
состав полезного груза, явится бурильное устройство,
рассчитанное на проникновение в лунный грунт на глу-
бину по крайней мере 45 см. В процессе бурения не-
большие кусочки лунных пород попадут внутрь КА, где
специальное оборудование будет производить их хими-
ческий анализ. Предполагается использовать одну из
телевизионных камер для наблюдения за этой опера-
цией, что позволит ученым Голдстонской станции сопро-
вождения, руководимой лабораторией реактивных дви-
гателей, осуществлять до некоторой степени контроль
над этим процессом.
На рис. 76 показана модель предложенного КА «Сер-
вейор» высотой 3,3 м. В верхней части КА установлены
направленная антенна и раскрываемые панели с сол-
нечными элементами. Пусковая установка на треноге с
251
куполообразными опорами выдвигается из опорной кон-
струкции центральной части корпуса, а в центре осно-
вания КА размещен РДТТ сферической формы.
Для питания бортовой электронной аппаратуры фир-
ма Мартин по заказу комиссии по атомной энергии
Рис. 76. Модель (в натуральную величину) КА «Сервейор»,
разрабатываемого NASA для мягкого прилунения:
1 — сопло основного тормозного ракетного двигателя; 2 — геофизиче-
ский зонд; 3 — телевизионная камера; 4 — приборы для проведения
геофизических исследований на поверхности Луны; 5 — панель с сол-
нечными элементами; 6 — направленная антенна; 7 — бур для взятия
проб лунных пород; 8 — нейтронный активатор (выдвигаемый)
США разрабатывает термоэлектрический генератор
SNAP-11. Используя в качестве рабочего тела кю-
рий 242, генератор будет способен обеспечить мощность
не менее 18,6 вт в течение 90 суток (предполагаемый
срок существования КА). В периоды лунных ночей, ко-
гда температура на Луне падает до —160° С, генератор,
вес которого составит 13,6 кг, должен будет произво-
дить до 25 вт электрической энергии.
Другой КА, также предназначенный для мягкого
прилунения, запуск которого предполагается осущест-
252
вить при помогли ракеты-носителя «Сатурн», разраба-
тывается лабораторией реактивных двигателей и Мар-
шаллским центром космических полетов NASA. Аппа-
рат получил наименование «Проспектор». В конструк-
ции этого КА использованы те же основные принципы,
которые были заложены в конструкцию КА «Сервейор».
Рис. 77. Передвижная лаборатория КА «Проспектор», предназначен-
ная для исследования лунной поверхности. На рисунке представлен
момент, когда лаборатория, снабженная большими надувными ко-
лесами, удаляется от устройства, с помощью которого она соверши-
ла мягкую посадку на «Луну
Однако он гораздо больше по размерам и рассчитан на
большее количество научной аппаратуры. На нем мо-
жет быть размещена передвижная лаборатория с на-
дувными колесами больших размеров (рис. 77), управ-
ление которой должно осуществляться оператором на
расстоянии. Предполагается, что лаборатория смогла
бы совершать исследовательские маршруты по поверх-
ности Луны, если позволит рельеф, дальностью порядка
80—100 км. Это должно обеспечить более широкие воз-
можности для сбора информации, чем можно ожидать
253
от неподвижного КА «Сервейор». Однако районы иссле-
дования для передвижных лабораторий, несомненно,
должны быть выбраны на основании данных, получен-
ных от КА «Сервейор». Сможет ли лаборатория подоб-
ного типа успешно передвигаться по такой труднопрохо-
димой местности, как поверхность Луны, — покажет
будущее. Может быть, окажется возможным создать
аппарат, который будет способен совершать посадки
на лунную поверхность, взлетать с нее и вновь прилу-
няться. Таким образом можно получать данные в раз-
личных пунктах Луны. В обоих случаях, безусловно, по-
требность в энергии будет велика. Однако аппарат, пе-
редвигающийся по поверхности Луны, мог бы работать
на электродвигателях, получающих энергию от солнеч-
ных батарей. Другим решением этой проблемы явилась
бы доставка на Луну запасов топлива, годного для дли-
тельного хранения, что можно сделать при помощи су-
ществующих мощных ракет-носителей.
ГЛАВА СЕДЬМАЯ
МЕЖПЛАНЕТНЫЕ КОСМИЧЕСКИЕ АППАРАТЫ
Запуск .межпланетных космических аппаратов яв-
ляется делом гораздо более сложным, чем запуск КА
на Луну. Прежде всего необходимо помнить, что все
планеты движутся вокруг Солнца в одном и том же
направлении и, кроме самой дальней из них, планеты
Плутон, находятся примерно в одной и той же орби-
тальной плоскости. При этом все тела, относящиеся к
солнечной системе: планеты, кометы и метеориты —
испытывают влияние гравитационного поля Солнца, ко-
торое заставляет их двигаться по математически опре-
делимым траекториям вокруг центра притяжения.
Если, например, мы хотим запустить КА в сторону
Марса, мы должны прежде всего рассчитать, чтобы за-
пуск был произведен в тот момент, когда орбиты Земли
и Марса будут находиться в наивыгоднейшем положе-
нии по отношению друг к другу (рис. 78). Затем КА,
которому при запуске будет придана скорость до
40 000 км!час и обеспечен выход на точный курс, начнет
совершать свободный неуправляемый полет в космиче-
ском пространстве по собственной криволинейной траек-
тории вокруг Солнца к точке пересечения с орбитой
Марса.
Для КА, предназначаемого лишь для полета вокруг
Солнца и приближения к планете назначения не ближе
нескольких тысяч километров, такой простой способ
наведения будет вполне удовлетворительным. Однако
любая попытка вывести КА непосредственно на орбиту
вокруг планеты потребует исключительно высокой точ-
ности наведения, включая обеспечение маневров на ко-
нечном участке траектории при помощи двигательных
Установок.
255
Это сразу же меняет всю концепцию запуска КА, так
как теперь он должен иметь тщательно разработанную
систему наведения и ракетные двигатели, которые дол-
жны обеспечить изменение его курса. Управление по
радио с Земли для обеспечения такого маневра практи-
чески невозможно из-за временной задержки между
Марс
/ /7480 км/час
/
70800км/час
/
106200км/час
Положение планет
в момент запуска КА
Земля
Положение планете
момент запускаКА
Земля
106200км/час.
Зенера
Солнце
I f/i
3
Земля
8 момент пролета КА
Рис. 78. Схемы запуска КА в сторону Марса и Венеры по переход-
ным орбитам Хомана, требующим минимальной затраты энергии, в
предположении, что орбиты планет являются круговыми и лежат в
одной плоскости. Расчеты, сделанные для действительных орбит,
показывают, что полет КА с Земли на эти планеты займет меньше
<^5^5к^/ча^/135530/Км/час
времени
передачей и приемом радиосигналов (задержка состав-
ляет несколько минут в случае запуска КА в сторону
даже самых близких планет) и трудности точного опре-
деления положения КА и желаемого направления кор-
ректирующей тяги двигателя. Более вероятным пред-
ставляется использование систем астронавигационного
управления, задача которых — захват определенных, за-
ранее избранных звезд и ориентирование по ним КА
перед запуском ракетных двигателей.
Наконец, когда КА подойдет близко к планете-на-
значения, система управления вновь должна вступить в
действие, чтобы направить КА параллельно поверхности
планеты; затем снова будут включены ракетные двига-
тели с целью снизить в достаточной степени скорость
полета КА, что позволило бы гравитационному полю
планеты удержать аппарат на орбите как свой спутник.
256
Нет необходимости говорить о том, что эту задачу будет
не так просто выполнить с помощью систем дистанцион-
ного управления; причем предполагается, что в течение
некоторого времени нам придется использовать КА
сравнительно небольших размеров.
Любой отчет о первых попытках запустить КА в
межпланетное пространство был бы неполным без упо-
минания о запуске 11 марта I960 г. с мыса Канаверал
КА «Пионер-V» (рис. 49) с помощью ракеты-носителя
«Тор-Эйбл».
Этот небольшой аппарат, вес которого составлял
всего 42,6 кг, имел два радиопередатчика, два радио-
приемника и ряд приборов для сбора научных данных о
глубоком космосе и возможности осуществления связи
на межпланетных расстояниях. Для КА «Пионер-V» не
предусматривалось падение на какую-либо планету сол-
нечной системы; предполагалось лишь, что он j прибли-
зится к орбите Венеры и, таким образом, подойдет бли-
же к Солнцу.
На КА были установлены приборы для измерения
интенсивности солнечной радиации, пространственного
распределения частиц большой энергии, электронов и
протонов средней энергии, а также количества и плот-
ности частиц метеорной пыли, ударяющихся о поверх-
ность КА, и напряженности магнитных полей.
Радиотелескоп обсерватории в Джодрелл Бэнк позво-
лил поддерживать связь с КА «Пионер-V» на расстоя-
нии до 50 млн. км и с помощью телеметрических сигна-
лов, передаваемых с его борта, с уверенностью опреде-
лить существование электрического поля, опоясываю-
щего Землю на удалении 65 000 км; это кольцевое
поле привлекает внимание геофизиков на протяжении
50 лет. По мере того как КА все больше удалялся в
космическое пространство, стало возможным также из-
мерить интенсивную зону возмущенных магнитных по-
лей на удалении 65000— 100 000 км от Земли; резуль-
таты измерений показали, что внешняя граница магнит-
ного поля Земли лежит на расстоянии, в два раза боль-
шем, чем это предполагалось ранее. Когда КА удалился
от Земли примерно на 5 .млн. км, впервые были произ-
ведены измерения космических лучей в условиях, пол-
ностью свободных от влияния атмосферы Земли.
257
Было сделано еще одно значительное открытие, сви-
детельствующее о том, что самая удаленная часть
внешнего радиационного пояса Земли заполнена не
только частицами, непосредственно выброшенными
Солнцем, как это предполагалось раньше. Оказалось,
что облака плазмы, излучаемые Солнцем, сталкиваются
с магнитным полем Земли и заставляют его выбрасы-
вать в атмосферу захваченные им частицы. Одним из
результатов этого процесса является северное сияние.
В конце марта 1960 г., когда произошли мощные
взрывы на Солнце, временно нарушившие радиосвязь на
Земле и индуктировавшие сильные токи в подземных
кабелях связи, с КА «Пионер-V» были приняты данные
об электромагнитных возмущениях, которые были изме-
рены на Земле несколькими часами позже. Это натолк-
нуло на мысль об использовании КА, запускаемых на
орбиту вокруг Солнца, в качестве средства предвари-
тельного предупреждения о солнечных вспышках и воз-
никновении радиационных условий, которые могут ока-
заться опасными для запуска пилотируемых КК.
В период с 11 марта по 8 мая 1960 г. КА «Пио-
нер-V» телеметрировал в течение 109 час на Землю дан-
ные о космическом излучении, заряженных частицах и
аномалиях магнитного поля. 7 мая, после того как
стало очевидным, что 5-ет передатчик почти достиг пре-
дела своей дальности действия, было решено попытать-
ся включить 150-ет передатчик. Это было осуществлено
в три этапа, когда КА находился на расстоянии более
13 млн. км от Земли.
Прежде всего с Земли была подана команда на
включение нитей накала электронных ламп через си-
стему токоограничительных катушек, что обеспечило их
подогрев в течение примерно одной минуты. Спустя
шесть часов была послана вторая команда, которая вы-
ключила токоограничительные катушки, чем был обеспе-
чен полный нагрев нитей накала в течение нескольких
минут. Наконец, утром 8 мая по команде радиотелеско-
па обсерватории в Джодрелл Бэнк на КА был включен
1'50-вг передатчик, а также обеспечивающий его работу
преобразователь электроэнергии; оба этих агрегата на-
ходились в нерабочем состоянии почти два месяца с
момента запуска КА и постоянно подвергались облу-
чению.
258
Однако из-за большого расхода энергии этот более
мощный передатчик можно было использовать лишь в
продолжении 2—3 мин через каждые 6~8 час. Питание
обеспечивалось 4800 солнечными элементами -на четырех
панелях, выступающих из центральной части сфериче-
ского корпуса КА диаметром 66 см. Поэтому, несмотря
на ослабление сигнала/поступающего с КА, было реше-
но использовать 5-ет передатчик. Перед тем как связь
с КА, находившемся на расстоянии 50 млн. км от Зем-
ли, прекратилась, на основании поступивших телеметри-
ческих данных было обнаружено повреждение в одной
второстепенной детали аппаратуры. После тщательного
анализа поступавших сигналов эффект этой неисправно-
сти был учтен на приемной станции, и информация по-
прежнему считалась надежной. В дополнение к этому
произошло некоторое ухудшение работы батарей пита-
ния. По-видимому, вышли из строя лишь микрометеор-
ные детекторы, установленные на борту КА. Они либо
вовсе не отмечали ударов метеоритов, либо регистриро-
вали невероятно большое их количество (1800 уда-
ров/м2 • сек).
В дальнейшем мы будем свидетелями большего чис-
ла запусков КА подобного типа,-и, несомненно, в на-
стоящее время ведется разработка беспилотных косми-
ческих станций, которые будут исследовать излучения
Солнца на более близком к нему расстоянии. В США
идея запуска КА в сторону Солнца принадлежит
Р. П. Хэвиленду — сотруднику отделения управляемых
снарядов и космических ракет фирмы Дженерал Элек-
трик. Его первое предложение в 1959 г. предусматрива-
ло разработку КА весом не более 23 кг, который, по
его мнению, мог бы быть запущен в точку на орбите
Меркурия, расположенную на расстоянии 8—10 млн. км
от поверхности Солнца.
Каким образом КА мог бы выдержать воздействие
чрезвычайно высоких температур вблизи раскаленной
массы Солнца? На стороне Меркурия, обращенной к
Солнцу, расплавился бы свинец, а на противоположной
стороне газообразный азот превратился бы в жидкость.
КА, двигающийся в плоскости, ограниченной орбитой
Меркурия, подвергся бы еще более высокому нагреву
на стороне, обращенной к Солнцу, и крайне сильному
охлаждению на обратной стороне.
259
Хэвиленд видел решение этой проблемы .в придании
КА формы конуса, вершина которого была бы обраще-
на в противоположную Солнцу сторону; образующая
конуса должна быть равна диаметру основания. Допу-
стимый предел температуры определялся бы скорее теп-
ловой стойкостью радиоаппаратуры и научных прибо-
ров, чем термическими характеристиками конструкци-
онных материалов КА. Для обшивки конуса наиболее
подходящими были бы магниевые или литиевые сплавы.
Для того чтобы успешно работали чувствительные при-
боры, необходимо стабилизировать положение КА отно-
сительно Солнца. Это можно осуществить при помощи
системы датчиков, на которые воздействует излучение
Солнца. В проекте Хэвиленда эта система выполнена в
форме зонта, установленного над четырьмя фотоэлемен-
тами, вмонтированными в основание конуса. В том слу-
чае, когда основание конуса находилось бы под прямым
углом к Солнцу, значения выходных величин всех эле-
ментов были бы равны; какое-либо отклонение основа-
ния конуса от этого положения вызвало бы различия в
уровнях выходных величин, которые, действуя в виде
сигналов ошибок на систему стабилизации, расположен-
ную в центре КА, обеспечили бы его правильную ориен- •
тацию. Таким образом, основание КА эффективно за-
щищало бы от Солнца боковую коническую поверхность
аппарата и она бы постоянно находилась в тени. Акку-
муляторные батареи и телеметрический передатчик,
предназначенный для связи с Землей, помещены в вер-
шине конуса, что обеспечит их охлаждение; для разме-
щения автостабилизатора, измерительных приборов,
усилителя следящей системы и системы охлаждения
можно использовать оставшееся пространство.
Предполагая, что телеметрическая система потре-
буется лишь до того момента, когда КА впервые скроет-
ся за диском Солнца, максимальная дальность связи
составит около 200 млн. км. Радиочастота порядка
1000 Мгц обеспечит относительную свободу от солнеч-
ных шумов, поскольку полоса распространения переда-
ваемых сигналов -проходила бы вблизи Солнца. Спи-
ральная антенна передатчика установлена на вершине
конуса; поскольку ширина луча антенны составляет
всего около 16°, она должна быть направленной, т. е.
«нацеленной», на сигналы, передаваемые с Земли. Имея
260
выходную мощность 20—30 вт, передатчик КА должен
работать в течение 60 сек через каждые два часа с
целью экономии энергии батарей питания. Даже при та-
ких условиях можно получить около 25000 отдельных
показаний приборов за период от старта КА до макси-
мального сближения с Солнцем.
Несомненно, что количество приборов, установленных
на борту КА такого размера, должно быть строго огра-
ничено. Хэвиленд предполагает, что основной функцией
этого КА было бы определение плотности водорода в
солнечной атмосфере путем измерения Лайман-аизлу-
чения. Для этой цели можно использовать два фотонных
счетчика, при этом окно одного из них обращено в сто-
рону Солнца, а окно другого — под прямым углом к
нему. Нужно также установить аппаратуру для измере-
ния ионизирующих частиц в солнечной атмосфере, в то
время как микрометеорные детекторы, вмонтированные
в стенки КА, регистрировали бы количество космиче-
ской пыли в окрестностях Солнца и планет солнечной
системы.
Для того чтобы запустить КА весом 23 кг на требуе-
мое расстояние, была бы нужна пятиступенчатая раке-
та-носитель со стартовым весом около 113,5 т, что не-
сколько больше стартового веса БРДД «Титан».
В первых двух ступенях целесообразно использовать
жидкое топливо, в последних трех — твердое. Управле-
ние ракетой должно осуществляться в период активного
полета первых двух ступеней, а последние ступени сле-
дует стабилизировать вращением.
Это означает, что после окончания работы ракеты-
носителя КА был бы полностью предоставлен самому
себе и его траектория никак не может быть изменена.
Движение КА будет определяться приобретенной ско-
ростью, гравитационными полями Земли и планет сол-
нечной системы и в конечном счете доминирующим гра-
витационным полем Солнца. Задача заключается <в том,
чтобы направить КА по траектории, касательной грави-
тационному полю Солнца и проходящей на расстоянии
около 8 млн. км от его поверхности. Обогнув Солнце под
действием его сил тяготения, КА вышел бы в простран-
ство по другую сторону Солнца.
В результате траектория КА станет подобна траекто-
рии кометы и он превратится в одно из тел, летящих в
261
космическом пространстве. Конечно, при наличии более
мощных ракет-носителей можно добиться большего и с
большей уверенностью в успехе.
В октябре 1961 г. на сессии Американского ракет-
ного общества представители фирмы Дженерал Дайнэ-
микс Астронотикс Б. Томпсон, Дж. X. Гилл и X. Рэдд
в своем докладе ^Солнечный монитор-цель создания
ядерного ракетного двигателя» выдвинули идею созда-
ния искусственного спутника Солнца.
Изучение проблемы создания ракет-носителей,' верх-
ние ступени которых должны быть обеспечены ЯРД,
привело авторов к выводу, что значительные полезные
грузы могли бы быть доставлены в окрестности Солнца.
При этом имелось в виду, что увеличение полезного
груза позволило бы проводить более широкие наблюде-
ния и статистические анализы важных физических явле-
ний на Солнце.
Их вывод состоял в том, что такой искусственный
спутник Солнца, помимо того, что он был бы обеспечен
мощным источником энергии и приборами с большей
угловой разрешающей способностью для проведения
спектроскопических исследований Солнца, мог бы реги-
стрировать и передавать на Землю важные оптические
показатели солнечной активности на временно скрытых
частях Солнца.
Предполагалось также, что такая разведка Солнца
на близкой к нему орбите была бы особенно ценной
для определения периодов относительной безопасности
(отсутствие солнечных вспышек) для осуществления
пилотируемых космических полетов. Б. Томпсон,
Дж. Гилл и X. Рэдд предложили космический аппарат
такой же конической формы, как и аппарат Хэвиленда,
но с раскрывающимися, как лепестки, солнечными кол-
лекторами (рис. 79).
Несомненно, первыми планетами, которые должны
быть исследованы, являются Венера, Марс и Меркурий.
В самом деле, в сторону Венеры уже в феврале 1961 г.
был направлен первый советский КА. По мере наступле-
ния наибольших сближений Земли с планетами более
сложные КА будут посылаться в эти далекие миры.
Будет также интересно исследовать природные спут-
ники различных планет солнечной системы (таких спут-
ников по крайней мере 30, не считая Луны — естествен-
262
кого спутника Земли), а также астероидный пояс между
орбитами Марса и Юпитера, который, возможно, яв-
ляется источником происхождения каменноугольных
метеоритов, где недавно открыты микроскопические ча-
стицы, напоминающие' ископаемую морскую водоросль.
Рис. 79. Проект КА для вывода на близкую к Солнцу орбиту, пред-
ложенный сотрудниками фирмы Дженерал Дайнэмикс Астронотикс
Некоторые из астероидов движутся по эллиптическим
орбитам, далеко выходящим за пределы основного поя-
са. Одним из наиболее интересных астероидов является
Икар, который, находясь в афелии, выходит за орбиту
Марса, а в перигелии движется на расстоянии около
15 млн. км от Солнца, приближаясь к нему более, чем
Меркурий.
Хотя ряд астероидов имеет диаметр, превышающий
1 км, произвести посадку КА на них, по всей вероятно-
сти, нелегко.
Что касается других планет, то Марс имеет два спут-
ника, Юпитер — двенадцать, Сатурн — девять, Уран —
263
Пять и Нептун — два. Можно ожидать, что будут откры-
ты и другие.
Самыми доступными являются, вероятно, спутники
Марса — Фобос и Деймос, которыми заинтересовались
русские астрономы, поскольку отмечается, что эти спут-
ники движутся по орбитам, несоответствующим их рас-
четной массе. Фобос, диаметр которого составляет 15—
20 км, движется вокруг Марса по орбите средней высо-
той примерно 9300 км. Деймос, имеющий диаметр лишь
8—10 км, вращается по орбите средней высотой около
24 000 км.
Несмотря на интерес, вызываемый этими космиче-
скими телами, мало вероятно, что их можно будет под-
робно изучить до тех пор, пока на Марс и Венеру не
будут доставлены первые автоматические станции, спо-
собные передать на Землю данные об условиях, суще-
ствующих на самих планетах.
В 1958 г. .в официальном американском сообщении
указывалось, что «проблемы, связанные с доставкой ап-
паратуры на поверхности планет, мало отличаются от
проблем спуска аппаратуры на поверхность Земли, по-
этому разработка проектов и проведение экспериментов
с посадкой на эти планеты контейнеров с аппаратурой
не должна представлять больших трудностей, поскольку
проблемы наведения и создания двигательных установок
для этих целей уже разрешены. Самоустанавливающие-
ся метеорологические станции, специально оборудован-
ные для наблюдения за метеорологическими условиями,
присущими Марсу и Венере, могли бы быть доставлены
на эти планеты с помощью аэродинамических средств;
они передавали бы на Землю данные о давлении, темпе-
ратуре и влажности. Туда можно было бы даже доста-
вить телевизионные камеры для наблюдения за обста-
новкой в непосредственной близости от объективов ка-
мер; в то же время могли бы быть разработаны аппа-
раты для взятия проб из океанов, которые, возможно,
существуют на Венере. Небольшая раскаленная Солн-
цем планета Меркурий ставит перед нами проблемы, во
многом схожие с проблемами, которые встретятся при
исследовании Луны».
«Как обстоит дело с дальними планетами — Юпите-
ром, Сатурном, Ураном и Нептуном? Эти планеты на-
столько отличаются от других планет, что вопрос о
264
«посадке» КА на них, возможно, и не возникнет. Вполне
вероятно, что они не 1имеют твердой поверхности и, воз-
можно, состоят из жидкого ядра, переходящего в тол-
стую газовую оболочку. В соответствии с этими усло-
виями можно было бы г спроектировать КА, который
вошел в атмосферу такой планеты и затем снизился до
такого слоя, где плотность среды позволяла КА плавать
подобно воздушному шару. Что касается планеты Плу-
тон, то мы можем лишь гадать о том, что представляют
собой его атмосфера и поверхность».
«Возможно, по крайней мере, в принципе, — говори-
лось далее в сообщении, — создать такую аппаратуру,
которая будет регистрировать все данные, необходимые
для исследования космического пространства и планет.
Можно спроектировать такие системы, которые после
посадки двигались бы по поверхности планет, измеряя,
ощупывая и прослушивая все встретившееся на своем
пути и передавая на Землю все полученные сведения.
Ими можно было бы управлять на расстоянии, и, таким
образом, они выполняли бы функции, которые выпол-
няют руки, глаза и уши человека на Земле».
В предыдущей главе мы уже видели, как быстро во-
площаются в жизнь эти идеи в ряде проектов подвиж-
ных систем с дистанционным управлением, предназна-
ченных для исследования Луны. Идеи о том, как иссле-
довать Луну и планеты, уже вполне определились, хотя,
конечно, одно дело — теория и совершенно другое —
осуществление этих идей на практике. Например, мы
должны научиться создавать электронную аппаратуру
сверхвысокой надежности, которая после пребывания в
состоянии бездействия в течение месяцев и даже лет
могла бы быть приведена в действие по радио или с по-
мощью какого-либо автоматического устройства на лю-
бой стадии функционирования КА. Необходимо, чтобы
автоматическая аппаратура была способна работать в
экстремальных температурных условиях, сменяющихся
через равные промежутки времени.
Прошло всего несколько лет, и мы стали свидете-
лями того, как использование различных компонентов
на полупроводниках, печатных схем и миниатюрных
источников питания позволило значительно уменьшить
вес оборудования ИСВ. Уже разработаны солнечные ба-
тареи, которые превращают энергию солнечного света
265
непосредственно в электрическую, уменьшая таким обра-
зом потребность в тяжелых и быстро истощающихся
аккумуляторных батареях. Однако надежность аппара-
туры повышается медленно.
К тому времени, когда .мы подойдем к стадии мяг-
кой посадки контейнеров с аппаратурой на планеты, бу-
дут закончены большие предварительные исследования
планет с помощью КА, пролетающих вблизи их или
выводимых на орбиты вокруг них.
Калифорнийского технологического института)
Это позволит, например, измерить ослабление спек-
тра различных частот и таким образом тщательно изу-
чить атмосферу Марса и Венеры.
12 февраля 1961 г. в Советском Союзе был запущен
первый подлинно межпланетный КА. Хотя радиосвязь с
ним была потеряна через 15 суток после старта, этот
эксперимент является значительным техническим до-
стижением, который, очевидно, послужит основой для
будущих полетов КА на Венеру и Марс.
Дата запуска КА была выбрана с таким расчетом,
чтобы обеспечить достижение аппаратом окрестностей
Венеры с минимальной затратой энергии. Наиболее под-
ходящие периоды для запуска КА к Венере периодиче-
ски повторяются, примерно, через каждые 18 месяцев и
их продолжительность колеблется от одного до двух
месяцев. Эти даты для Венеры и Марса указаны на
рис. 80.
В США с появлением более мощных ракет-носите-
лей «Атлас-Аджена В» и «Центавр» открывается путь к
разработке на базе КА '«Рейнджер» аппаратов, способ-
266
♦шх ьасширйтЬ .пределы исследований космического Про-
странства до ближайших к нам планет Венеры и Марса
(табл. 7.1).
'		Таблица 7.1
Запланированные
NASA запуски КА в сторону Луны,
Венеры и Марса
Название КА	Цель запуска	Ракета-носитель
„Рейнджер"	Испытание КА с проведением семи научных экспериментов. Позднее — жесткое прилуне- ние капсула весом 44 кг с научной аппаратурой и ра- диопередатчиком. Передача по телевидению снимков лунной поверхности	„Атлас-Аджена В" (девять запусков в 1961—1963 гг.)
„Маринер"	Запуски КА на базе КА „Рейнд- жер" в сторону Марса и Ве- неры	„Атлас-Аджена В", „Центавр" (не- сколько запус- ков начиная с 1962 г.)
„Сервейор"	Мягкое прилунение капсулы весом 50—150 кг	„Центавр" (семь запусков в 1963—1965 гг.)
„Проспектор"	Мягкое прилунение подвижной лаборатории (радиус дейст- вия 80 км); обеспечение снабжения исследователь- ской экспедиции	„Сатурн" (несколь- ко запусков в 1966-1970 гг.)
„Вояджер"	Выводка на орбиты вокруг Венеры и Марса, вхождение в атмосферы планет и, воз- можно, мягкая посадка кап- сул с научной аппаратурой	„Сатурн" (несколь- ко запусков пос- ле 1965 г.)
Задачи такого рода, как мы уже видели, требуют
особенно тщательного планирования, так как запуски
могут .производиться лишь с использованием переходных
орбит, обеспечивающих минимальную затрату энергии,
когда Земля и планета назначения находятся в опре-
деленном расположении относительно друг друга. Если
этот период будет упущен, то, очевидно, придется ждать
следующего запуска в течение полутора лет и более.
’Космические аппараты для полета к Венере и Марсу
разрабатываются по проекту «Маринер». Большое вни-
267
Мание уделяется запуску КА в сторону ВенерЫ, которая
является <в полном смысле планетой тайн; будучи по-
стоянно окутана плотной атмосферой, она не позволяет
астрономам заглянуть на ее поверхность. Основной со-
ставной частью атмосферы Венеры должна быть, по
данным спектроскопических исследований, двуокись
углерода; в настоящее время существует много спорных
мнений относительно присутствия в атмосфере этой
планеты водяных паров.
Для того чтобы лучше изучить Венеру, предпола-
гается провести зондирование ее атмосферы с достаточ-
но близкого расстояния — примерно с нескольких тысяч
километров. Типичными приборами, которые КА будут
нести на своем борту, являются ультрафиолетовый спек-
трограф, детектор световой поляризации, пассивный ра-
диолокатор для получения информации о планете и
измерении температуры, активный радиолокатор (кото-
рый может передавать и принимать информацию); маг-
нитометр, анализатор корпускулярного излучения Солн-
ца, детекторы космического излучения и инфракрасное
сканирующее устройство.
Хотя первоначально намечалось запустить первый
полностью оснащенный КА «Маринер» в сторону Вене-
ры в 1962 г., задержки в разработке ракеты-носителя
«Центавр» привели к созданию уменьшенного варианта
КА «Маринер»-И, вес которого был снижен с 500 до
200 кг. Для его запуска была избрана ракета-носитель
«Атлас-Лджена В». Тем не менее КА был оборудован
приборами для измерения температуры поверхности Ве-
неры и спектрального анализа атмосферы этой планеты,
а также приборами для замера во время полета в меж-
планетном пространстве радиации и магнитных полей.
На случай прохождения КА вблизи Марса, возмож-
но, будет целесообразно заменить пассивный и активный
радиолокаторы аппаратурой для получения инфракрас-
ных изображений поверхности планеты. Основной це-
лью этого эксперимента будет исследование пятен, обна-
руженных астрономами на Марсе, цвет которых меняет-
ся со сменой времен года, что позволяет предполагать
наличие там растительности.
Желательно также исследовать структуру поверхно-
сти Марса с помощью различных приборов, включая,
268
конечно, специальные фотокамеры для Получения изо-
бражений в видимой части спектра.
F Более подробное описание экспериментов, которые
будут совместно проводить американские и советские
ученые в ближайшие несколько лет, дано в одной из
публикаций национальной академии наук и националь-
ного научно-исследовательского совета США, озаглав-
ленной «Атмосфера Венеры и Марса». Эта работа яв-
ляется результатом исследования, проведенного специ-
альной комиссией отделения космических исследований
национальной академии паук США под председа-
тельством д-ра Уильями Келлогга — представителя
РЭНД Корпорейшн. В разделе «Эксперименты по изу-
чению атмосферы планет с помощью КА» дается до-
полнительная информация о научных исследованиях,
которые предполагается проводить с помощью КА «Ма-
ринер»-А (рис. 81).
Ученые занимающиеся оснащением этого КА науч-
ными приборами, исходят из следующих четырех основ-
ных целей: 1) определить температуру поверхности пла-
неты и получить приближенный температурный профиль
ее атмосферы; 2) установить характер некоторых ком-
понентов верхних слоев атмосферы; 3) измерить магнит-
ное поле планеты и размеры возможных поясов радиа-
ций; 4) исследовать характер полей и частиц в про-
странстве между Землей и Венерой.
При разработке КА «Маринер»-А было решено ис-
пользовать переходную орбиту, требующую затраты
сравнительно большой энергии. Плоскости траектории
КА и орбиты планеты будут наклонены по отношению
друг к другу под углом 20°, а переход КА на орбиту
спутника планеты произойдет на расстоянии около
27 тыс. км от центра планеты. Результатом явится боль-
шое отклонение траектории КА вблизи Венеры, так что
бортовой аппаратуре будут доступны как затемненная,
так и освещенная стороны планеты. Величина фазового
угла будет изменяться от 145° во время сближения КА
с планетой и до 0° в момент, когда КА обойдет вокруг
планеты и переместится на другую, освещенную Солн-
цем сторону.
Была предложена следующая последовательность
операций. На расстоянии около 150 тыс. км инфракрас-
ный «планетоискатель» обнаружит и захватит Венеру и
269
одновременно приведет в действие микроволновый ра-
диометр. Вскоре после этого включится ультрафиолето-
вый спектрофотометр. .
Как радиометр, так и спектрофотометр должны быть
установлены на шарнирной головке, для того чтобы
Рис. 81. КА «Маринер»-А, разрабатываемый лаборато-
рией реактивных двигателей NASA, для запуска в сто-
рону Венеры. ЖРД аппарата позволит ему маневриро-
вать на среднем участке полета по командам с Земли.
Бортовое оборудование будет включать датчики Солнца
и Земли, которые в сочетании с системой газовых реак-
тивных сопел позволят ориентировать КА таким обра-
зом, чтобы его панели с солнечными элементами были
ориентированы на Солнце, а направленная антенна —
в сторону Земли
обеспечить сканирование планеты вдоль линии, прохо-
дящей под углом 15° к линии, соединяющей полюса Ве-
неры. Развертки должны быть ступенчатыми, позволяю-
щими получать данные об относительно ограниченном
участке поверхности планеты. Для управления процес-
270
ступенчатого сканирования разработана система
поедварительно запрограммированных команд. Таким
путем можно получить максимально возможный охват
поверхности планеты н'а каждом участке траектории по-
лета КА. Система сканирования позволит также выхо-
дить за пределы поверхности планеты с тем, чтобы осу-
ществить изучение атмосферы (состоящей предположи-
тельно из водорода и других веществ), а также чтобы
произвести калибровку радиометра.
Спектрофотометр — калиброванный сканирующий
монохрометр, получающий данные от телескопа Кассе-
грейна, — будет сканировать большие участки как осве-
щенной, так и затененной сторон Венеры, обеспечивая
непрерывное получение данных об интенсивности и погло-
щаемости излучений освещенной стороны и интенсивно-
сти излучений (в виде свечения воздуха и северного
сияния) затененной стороны.
Возможно, что изучения на волнах длиной менее
О
2000 А должны быть видимы на обеих сторонах плане-
ты, в то время как рассеянный солнечный свет на более
длинных волнах будет преобладать на освещенной Солн-
цем стороне. Сканирование над поверхностью планеты
позволит получить данные о* внешней оболочке атмо-
сферы Венеры. Предполагается получить по крайней ме-
ре приближенные данные о содержании озона, кисло-
рода, водорода и азота в верхних слоях атмосферы Ве-
неры.
Измерение температуры планеты будет производить-
ся на волнах длиной 4, 8, 13,5 и 19 мм с помощью ком-
плекса микроволновых радиометров, сориентированных
на планету посредством системы внешнего наведения и
сканирования. Регистрация данных с помощью четырех
радиометров и трех параболических антенн должна на-
чаться в тот момент, когда КА будет (Находиться на
расстоянии около 150 тыс. км от планеты. Два радио-
метра, работающие на наиболее длинных волнах, будут
использовать одну и ту же параболическую антенну.
Вес всего комплекса составляет около 9 кг, а потребляе-
мая мощность —10 вт.
Планы осуществления запуска КА «Маринер»-В в
сторону Марса, который намечен на конец 1964 г., еще
полностью не определились. Известно, что этот КА бу-
дет иметь катапультируемую капсулу, которая должна
271
от него отделиться на расстоянии около 500 тыс. км от
планеты. После этого капсула получит импульс тяги,
который приблизит ее к поверхности планеты на рас-
стояние 8000 км с точностью ±800 км. Помимо того что
на КА будет иметься собственный комплект научной
аппаратуры, он должен быть также снабжен средства-
ми накопления научных данных, получаемых от аппа-
ратуры капсулы, и ретрансляции их на дальние рас-
стояния.
В настоящее время предполагается, что собственно
КА будёт иметь вес 630—680 кг, а капсула—около
130 кг. Из ©того веса 45—80 кг придутся на научную
аппаратуру, устанавливаемую на борту КА, и 22,5 кг—
на приборы, размещаемые в капсуле (в обоих случаях
не считая веса источников питания).
На борту КА намечается установить фотоаппарату-
ру, которая при минимальном приближении КА к по-
верхности планеты обеспечит разрешающую способность
до 1 км, а также инфракрасный спектрометр для иссле-
дования характеристик атмосферы и поверхности Марса
с целью определения наличия на планете молекул орга-
нических веществ. Ультрафиолетовый спектрометр будет
использован для обнаружения полярных сияний, свече-
ния воздуха, полос резонансного обратного излучения и
поглощения с целью определения молекулярного соста-
ва верхних слоев атмосферы Марса.
Эти три прибора потребуют двухмерного сканирова-
ния планеты. Кроме того на борту КА будут размещены
магнитометр, прибор для измерения космической радиа-
ции и прибор для определения плотности космической
пыли. Особое внимание, вероятно, будет уделено изме-
рению радиации частиц малой энергии, исходящей от
Солнца.
Капсулу предполагается снабдить абляционным
экраном для предохранения ее от разрушения во время
входа в атмосферу Марса. Когда скорость капсулы сни-
зится и будет соответствовать числу М = 1, экран отде-
ляется от капсулы и раскрывается парашют. Внутри
капсулы будет установлен передатчик, обеспечивающий
ее связь с КА на частоте 1 кгц, и устройство, позволяю-
щее сделать несколько телевизионных снимков поверх-
ности планеты во время 15-минутного спуска капсулы
на парашюте. Согласно расчетам, последний из этих
272
снимков может иметь разрешающую способность до
Ю см с обычными оптическими приборами при условии
применения телевизионных трубок типа видикон.
Аппаратура, размещенная в капсуле, во (время сни-
жения будет измерять температуру и давление атмо-
сферы Марса содержание в ней водяных паров и дру-
гих компонентов. После посадки капсулы будут продол-
жены исследования свойств поверхности планеты и ее
атмосферы, при этом особое внимание будет уделено
биологическим пробам.
Все запланированные исследования должны быть
выполнены в течение одного часа после входа капсулы
в атмосферу Марса, так как за это время КА после
отделения от него капсулы исчезнет за радиогоризон-
том. Однако в результате вращения Марса через два с
половиной часа КА вновь появится в пределах радиови-
димости с капсулы и связь между ними будет возобнов-
лена на частоте около 100 гц. Один из недостатков этой
системы заключается в том, что накопление информации
и передача собранных данных на КА зависят от мощно-
сти источников электроэнергии. Скорость передачи ин-
формации с КА на наземные станции предположитель-
но составит около 100 двоичных единиц в секунду.
Хотя вес полезного груза КА «Маринер»-В кажется
заниженным, чтобы обеспечить выполнение столь слож-
ных задач, конструктивные идеи, заложенные в его
проект, определенно сыграют большую роль в создании
последующих, более крупных межпланетных КА.
Последний из разрабатываемых в настоящее время
лабораторией реактивных двигателей исследовательских
космических аппаратов — «Вояджер» (рис. 82), запуск
которого предполагается осуществить с помощью раке-
ты-носителя «Сатурн». Он предназначается для вывода
на орбиту вокруг Марса или Венеры и будет иметь си-
стему наведения на среднем участке полета. КА «Вояд-
жер» может быть оборудован капсулой с научной аппа-
ратурой, которая катапультируется в атмосферу плане-
ты назначения и, возможно, осуществит посадку на
поверхность планеты. Информация, полученная с по-
мощью научной аппаратуры капсулы, могла бы накап-
ливаться и передаваться на КА или, если бы позволила
мощность радиопередатчика капсулы, посылаться непо-
средственно на наземные приемные станции.
273
Споры относительно того, что дает больше преиму-
ществ в исследовании космического пространства —
использование пилотируемых КК или же использование
КА, оборудованных самой совершенной автоматической
аппаратурой, — будут несомненно, продолжаться еще
длительное время.
Рис. 82. Схема использования КА «Вояджер», который разра-
батывается NASA для полетов по орбитам вокруг Венеры и
Марса и катапультирования на их поверхности контейнеров с
научной аппаратурой
До недавнего времени считалось, что исследования
Луны и планет может быть осуществлено только чело-
веком. Писатели-фантасты впервые показали .возмож-
ность исследования других миров с помощью роботов.
Около 20 лет назад появилось много рассказов, в кото-
рых говорилось о высадке людей на какой-либо далекой
планете и о том, что они неожиданно встречали там кос-
мические корабли из других миров, на которых находи-
лись не живые существа, а сложные аппараты. Но даже
для писателей-фантастов тех дней идея создания подоб-
ных роботов на Земле при тогдашнем уровне науки и
техники считалась слишком смелой.
274
Идея исследования планет человеком с помощью
правляемых на расстоянии роботов является относи-
тельно новой; однако возможности осуществления ©той
идеи становятся все более и ‘более реальными. Прогрес-
су в этом направлении в значительной степени способ-
ствовали два фактора. Первый — быстрое развитие КА,
способных поддерживать связь с Землей на расстоянии
миллионов .километров. Сигналы КА «'Пионер-V», запу-
щенного на орбиту вокруг Солнца, хорошо принима-
лись Наффилдской радиоастрономической обсервато-
рией в Джодрёл Бэнк до мая 1960 г.; связь, с ним пре-
кратилась на расстоянии 50 млн. км от Земли. Это,
конечно, свидетельствует ^об огромном прогрессе, достиг-
нутом в области-электроники и научно-исследователь-
ской аппаратуре, с тех пбр .как человечество вступило в
космический век. Второй фактор— потребность в разви-
тии небольших электромеханических устройств, приме-
няемых во многих областях, осъШнно в промышленной
автоматике. Большой опыт ib этой области получен в
связи с появлением аппаратуры дистанционного управ-
ления для научных центров.
Фирма Хьюз Эркрафт, разрабатывающая КА «Сер-
вейор», в течение многих лет занимается созданием ап-
паратуры дистанционного управления, и это, несомнен-
но, способствовало получению ею заказа на разработку
КА для мягкого прилунения и автоматического оборудо-
вания для этого КА.
Ярким примером работы фирмы в этом направлении
является создание управляемого на расстоянии манипу-
лятора «Мобот» Мк-П, предназначенного для использо-
вания в ядерных лабораториях. Общий вид ©того мани-
пулятора показан на рис. 83, на рис. 84 представлена его
блок-схема.
Этот манипулятор снабжен двумя механическими
руками, каждая из. которых способна совершать десять
самостоятельных движений; в каждой руке имеются три
шарнирных сочленения — в «плече», «локте» и «запя-
стье». «Кисти» механических рук состоят из мягких на-
дувных подушечек, давление в которых может контро-
лироваться с высокой точностью оператором, находя-
щимся в соседней, защищенной от воздействия ядерных
излучений комнате.
Две небольшие телевизионные камеры, установлен-
275
Рис. 83. Управляемая на расстоянии оператором машина «Мобот»
Мк-П готовится перелить жидкость из одной колбы в другую. Пе-
редвижной робот, созданный фирмой Хьюз Эркрафт, имеет надув-
ные захваты. Телевизионные камеры позволяют оператору наблюдать
за работой «Мобота» в местах, представляющих опасность для орга-
низма человека
управляемой на расстоянии
Рис. 84. Упрощенная блок-схема
передвижной машины «Мобот» Мк-П:
/—система передвижения машины; 2— манипуляторы; 3 — телекамеры;
4 — блок управления; 5 — мультиплексер; 6 — вспомогательный источ-
ник мощности; 7 — основной двигатель; 8 — экраны телевизоров;
9 — ручки управления движениями «Мобота*; 10 — триаксиальный ка-
бель (линия подачи команд, подвода энергии и получения информации)
276
iibie йа подвижных рычагах, выполняют функции «ГЛаЗ»
машины. Оли наводятся на рабочее место, где действует
машина, и передают изображения на пульт оператора.
На «запястьях» рук машины установлены микрофоны,
позволяющие оператору слышать звуки, производимые
машиной при выполнении работы.
Данные о температуре и уровнях излучения также
передаются с термометра и счетчика Гейгера на прибо-
ры, установленные на пульте оператора.
По внешнему виду «Мобот» представляет собой не-
высокий стальной ящик на колесах с размещенным в
нем электронным оборудованием. В отличие от некото-
рых своих предшественников, имевших гидравлический
привод, движение механических рук машины «Мобот»
обеспечивается электрическим приводом.
Пульт дистанционного управления имеет ножные пе-
дали для регулирования скорости движения машины и
ее «рук». Во время .работы с «Моботом» оператор сле-
дит за экранами телевизионных камер, на которых ви-
дит действия рук машины; одновременно он переклю-
чает тумблеры, управляя работой плеч, локтей, запя-
стий, кистей и пальцев механических рук.
С помощью одних переключателей оператор управ-
ляет яркостью, фокусировкой и наведением телевизион-
ных камер, с помощью других контролирует работу ме-
ханизма управления и триаксиального кабеля, по кото-
рому подаются команды машине с пульта дистанцион-
ного управления.
Типичная задача, выполняемая «Моботом», — перели-
вание радиоактивной жидкости из одной колбы в дру-
гую (рис. 83); однако машина может быть использова-
на для выполнения многих других задач. Конструкторы
этой машины утверждают, что она будет «поднимать,
класть, переносить, складывать, разбирать, отделять и
доставать». Кроме того, у фирмы имеются планы запро-
граммировать работу машины с помощью записанных
на ленту определенных рабочих команд, с тем чтобы
она при повторном .выполнении задачи не нуждалась в
Управлении оператором..
Проводя эксперименты с лабораторными моделями
машин дистанционного управления, фирма Хьюз нако-
пила также большой опыт в использовании автоматиче-
ской техники для подводных работ. На рис. 85 показано
277
типичное применение Машин типа «Мобот» при произ-
водстве строительных работ на больших глубинах. «Мо-
бот дайвэр» (робот-водолаз) с механическими руками
и системой телевидения показан в момент монтажа
Рис. 85. Эскизные проекты «Мобот Дайвер» (робот — водо-
лаз) и «Аквакоптер» («водяной вертолет»), предложенные
фирмой Хьюз Эркрафт для обслуживания подводных уста-
новок
какой-то установки на дне моря под руководством опе-
ратора, находящегося на подводной лодке. Другой
«Мобот дайвэр» в это время опускается на дно с по-
мощью подъемной машины, называемой «Аквакоптер».
Машина оборудована небольшими двигателями, приво-
278
дящими в движение трехлопастный .винт с регулируем
мым шагом; она может подниматься, опускаться и
передвигаться горизонтально. Многие из таких роботов,
конечно, пригодны для решения проблем дистанцион-
ного исследования Луны и планет. Действительно, стоит
только триаксиальный кабель, соединяющий машину
дистанционного управления «Мобот» с оператором,
заменить линией радиосвязи для передачи управляю-
щих команд, чтобы машины такого типа могли -выпол-
нять (Монтажные работы на орбитальных космических
станциях и даже на поверхности других планет.
Существует, конечно, большая трудность в деле
управления работой автоматических устройств на таких
больших расстояниях, связанная с величиной скорости
распространения радиоволн (около 300000 кл^сек). Для
прохождения радиосигнала между Землей и Луной в
один конец требуется 1,3 сек, так что двухсторонняя
радиосвязь с доставленным на лунную поверхность
автоматическим устройством будет связана с ощутимой
временной задержкой между моментом подачи команды
с Земли и (временем ее выполнения.
Поскольку наземный оператор буд^т пользоваться
визуальной информацией, получаемой с помощью теле-
визионных камер, установленных на автоматическом уст-
ройстве, то из-за указанной выше временной задержки,
подача команды и ее исполнение могут легко оказаться
несогласованными по фазе.
Чем больше расстояние, на котором нужно устано-
вить радиосвязь, тем сложнее становится эта проблема;
при исследовании наиболее близких к нам планет время
передачи сигналов достигает нескольких минут. Труд-
ность заключается не столько в том, чтобы заставить КА
реагировать на какое-то определенное действие, сколько
в эффективном согласовании ряда действий в простран-
стве.
Выше уже упоминалось о КА «Сервейор», с помо-
щью которого предполагается производить химический
анализ образцов лунной почвы. Разрабатывается уст-
ройство для взятия проб горных пород, способное до-
ставлять кусочки этих пород на борт КА.
В докладе «Экзобиология — новая эксперименталь-
ная наука», представленном на первом международном
симпозиуме по исследованию космического простран-
279
ства, который состоялся в Ницце в январе 1960 г., Ле-
дерберг описал метод взятия проб пород. По его словам,
изучаются автоматические собирающие устройства,
предназначаемые для доставки соответствующих проб к
специальному телевизионному микроскопу, который пе-
редавал бы снимки микроорганизмов, существующих на
исследуемой планете. Этот способ, конечно, был бы бо-
лее удобен для исследования на расстоянии такой пла-
неты, как Марс, где по некоторым признакам возможно
существование живой материи. Ледерберг считает, что
даже пробы пыли из атмосферы Марса могут дать мно-
го сведений. Он утверждает, что более крупные пробы
позволили бы отделить живые клетки от минеральных
частиц путем селективной флотации в густых жидко-
стях. Узкая прозрачная лента медленно перемещала бы
образцы перед объективом микроскопа. Для этого мож-
но использовать прибор с фиксированным фокусом и
предварительно калиброванной входной щелью в пло-
скости объекта, пока не будет создана простая сервоси-
стема для оптической фокусировки прибора.
Эффективность микроскопа можно значительно уве-
личить за счет следующих усовершенствований: а) по-
вышения его спектрального диапазона, особенно в
ультрафиолетовой области на длинных волнах 260 и
280 ммк; б) использования реактивов для предваритель-
ной обработки образцов, включая специальные фермен-
ты и красящие вещества для определения нуклеиновых
кислот и протеинов; в) пропитки ленты или губки пита-
тельными растворами различных составов. Рост микром
бов в такой питательной среде был бы обнаружен на
передаваемых на Землю фотоснимках процессов, проис-
ходящих на столе микроскопа. С этими усовершенство-
ваниями, по мнению Ледерберга, микроскоп будет обла-
дать исключительно высокой разрешающей способно-
стью и может быть приспособлен для определения и
анализа отдельной клетки среди значительного количе-
ства других материалов.
В заключение следует отметить, что исследования
межпланетного пространства с помощью чисто автома-
тических средств, управляемых на расстоянии, будут
продолжаться в больших масштабах. Вполне возможно,
что машины-автоматы, снабженные «запрограммирован-
ным умом», смогут проводить многие исследования Лу-
280
ны й планет. Возьмем теперь для примера машину, спо-
собную реагировать, скажем, на дюжину различных
возбудителей. Будем считать, что мы смогли доставить
ее на поверхность планеты и обеспечили ей возмож-
ность свободно передвигаться там, беря по пути пробы
и передавая через определенные промежутки времени
соответствующую информацию на Землю.
Однако особенность заключается в том, что машина
будет способна сообщать лишь такую информацию, для
получения которой она подготовлена. Если бы машина
встретила какое-либо неожиданное явление, то объем
информации, которую она смогла бы получить относи-
тельно этого явления, был бы ограничен возможностями
той аналитической аппаратуры, которая была преду-
смотрена конструкторами машины. Этот пример показы-
вает, что человек имеет преимущество над любой самой
совершенной электронной машиной.
Таким образом, из всего сказанного вытекают два
важнейших вопроса: 1) Не являются ли пилотируемые
КК наиболее эффективным инструментом исследований,
проводимых в космосе? 2) Не позволит ли участие чело-
века исключить большое количество экспериментов и
ошибок, связанных с техническим несовершенством ро-
ботов? В конечном счете может оказаться гораздо вы-
годнее послать для проведения исследований людей,
вооруженных простыми приборами с ручным управле-
нием, невзирая на все трудности, связанные с поддер-
жанием их жизнедеятельности в опасной среде, с кото-
рой они столкнутся.
И все же во многих случаях KA-роботы будут неза-
менимы, например, в областях космического простран-
ства, близких к Солнцу, и в плотной атмосфере Юпи-
тера.
ГЛАВА ВОСЬМАЯ
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ БОЛЬШОЙ МОЩНОСТИ
Прежде чем перейти к рассмотрению ракет-носите-
лей большой мощности, разрабатываемых в США в на-
стоящее время, несколько слов следует сказать о ракете
«Атлас», на базе которой была развернута нынешняя
программа создания ракетоносителей. Ракета «Атлас» —
первая американская баллистическая ракета дальнего
действия (БРДД). Запуск ее впервые был осуществлен
в сентябре 1959 г. с авиабазы ВВС США Ванденберг
(штат Калифорния). Вначале она предназначалась для
доставки термоядерного боевого заряда примерно .на
8800 км. Позднее были созданы различные варианты
этой ракеты, и в настоящее время ее дальность действия
около 14 500 км.
Ракета «Атлас»-П, подготовленная для запуска,
имеет высоту 25 м. Диаметр ее топливных баков — 3 м,
а максимальный поперечный размер двигательной сек-
щии, содержащей два стартовых и один маршевый дви-
гатель, — 4,9 м. Топливные баки ракеты сделаны из
тонкой листовой нержавеющей стали; они .сохраняют
форму при наличии избыточного давления внутри баков.
Двигатели ракеты «Атлао-D развивают суммарную
тягу при старте около 160 т. Эта ракета имеет радио-
инерциальную систему управления. Тяга ракет «Атлас»
серий «Е» и <«F» увеличена до 177 т, и они снабжены
полностью автономными инерциальными системами
управления.
В 1938—1942 гг. немцы разработали большую раке-
ту на жидком топливе (Фау-2). В то время разработка
ракет шла по пути, проложенному практикой самолето-
строения; использовалась каркасная конструкция, со-
282
стоящая из лонжеронов, шпангоутов и обшивки, внутри
которой размещались топливные баки.
Новая методика конструирования ракет, при которой
несущая конструкция и топливные баки ракеты объеди-
нены в одно целое, предложена в 1946 г. К. Дж. Боссар-
том — техническим директором фирмы Дженерал Дай-
нэмикс/Астронотикс (бывшая фирма Конвэр). В 1946 г.
фирма Конвэр разрабатывала исследовательскую раке-
ту МХ-774, и Боссарт выдвинул идею использовать
обшивку ракеты в качестве топливного бака, подобно
тому как в ранних моделях летающих лодок этой фир-
мы объем крыла использовался в качестве контейнера
для хранения горючего. Одно это усовершенствование
имело большое значение, однако Боссарт выдвинул и
другое кардинальное предложение. Он считал, что по-
скольку в топливных баках должно поддерживаться
высокое давление для вытеснения топлива в камеру
сгорания, то это давление также можно использовать
для обеспечения устойчивости тонкостенного контейнера
с топливом, а это позволило бы отказаться от внутрен-
него каркаса и других элементов жесткости топливных
баков.
Эта идея проверена в 1948 г. на трех ракетах
МХ-774, и которых были установлены легкие топливные
баки из алюминиевого сплава, применяющегося в само-
летных конструкциях; результаты оказались настолько
успешными, что такая конструкция была принята с са-
мого начала при разработке ракеты «Атлас» в 1951 г.
К конструированию тонкостенного топливного бака
для ракеты «Атлас» фирма Солар Эркрафт (г. Сан-
Диего) приступила в 1953 г. Испытания бака на проч-
ность и жесткость проведены в октябре 1954 г. на испы-
тательной станции фирмы Конвэр в Пойнт Лома.
В дальнейшем производство баков осуществлялось на
предприятиях фирмы Дженерал Дайнэмикс.
Топливный бак длиной 18,3 м и диаметром 3 At по
существу представляет собой промежуточную часть ра-
кеты от двигательной секции до носового конуса. Он вы-
полнен из специальной холоднокатанной аустенитной
стали (марки 301 по классификации американского ин-
ститута черной металлургии). Фирма Дженерал Дайнэ-
микс совместно со сварочными предприятиями разрабо-
283
тала новые методы сварки и необходимое оборудование
для сварки баков.
Гелий, нагнетаемый под давлением в пространство
М!ежду топливом и 'верхним днищем бака, помогает по-
даче топлива в двигатели и поддерживает изнутри тон-
кие стенки бака в туго натянутом состоянии, с тем
чтобы они могли выдержать большие нагрузки при за-
пуске и во время полета ракеты.
Сталь для топливных баков поставляет фирма Ва-
шингтон оф Стил (г. Вашингтон, штат Пенсильвания)
в виде рулонов длинных гибких полос шириной при-
мерно 90 см. Эта сталь обладает высокой ударной вяз-
костью, большой удельной прочностью, простотой в
обращении и высокой стойкостью к нагреву, охлажде-
нию и коррозии. Она легко формуется и сваривается.
Производство топливного бака ракеты «Атлас» начи-
нается со сварки встык концов стальных полос; шов
усиливается наложением ленты из нержавеющей стали.
Полученный цилиндр представляет собой секцию бака.
После соединения отдельных секций при помощи свар-
ных швов в нахлестку образуется бак, являющийся в то
же время корпусом ракеты «Атлас»; форма бака на
этом этапе изготовления поддерживается временными
распорными кольцами.
У основных типов БРДД передний конец топливного
бака плавно сужается и заканчивается куполообразной
перегородкой из нержавеющей стали. Перегородка по-
добной же конфигурации, но более прочйая устанавли-
вается вблизи центральной части бака для отделения
окислителя от горючего. Третья перегородка конической
формы образует нижнюю часть топливного бака.
Установка нижней части представляет собой заклю-
чительный этап сборки бака. При этом применяется
двухэлектродное сварочное устройство; один из электро-
дов помещается с внешней стороны бака, другой — с
внутренней. Внутрь бака электрод вводится через отвер-
стие диаметром 610 мм в конической перегородке. При-
варка к баку нижней части продолжается около 16 час.
В течение этого времени один сварщик и механик нахо-
дятся внутри бака и поддерживают связь с наружным
оператором. Работающие внутри бака меняются через
каждые два часа; они входят в бак и выбираются из
284
него через 610-лш отверстие. Когда работа заканчивает-
ся, входное отверстие заделывается.
Следующий этап состоит в наддуве (Топливного бака
газом до тех пор, пока не будут выровнены все складки
и неровности в его обшивке. После этого распорные
кольца можно снять. В таком виде топливный бак,
несмотря на его легкую конструкцию, обладает боль-
шой жесткостью; его можно сравнить с игрушечным воз-
душным шаром продолговатой формы, который после
надувания может выдержать значительное продольное
сжатие. Для удобства обращения с баком к его концам
прикрепляются специальные бандажи. Портальные кра-
ны захватывают бак за эти бандажи и поднимают над
полом. Внутреннее давление предотвращает любую де-
формацию средних секций бака во время его транспор-
тировки; более того, по баку можно наносить сильные
удары молотком, не оставляя при этом никаких 1вмятин.
При транспортировке ракеты и работе с нею в баке тре-
буется поддерживать Давление 0,7 кг!см2.
Толщина стенок бака неодинакова по его длине и
изменяется в соответствии с распределением нагрузки.
Некоторые из 27 секций бака БРДД «Атлас» имеют
стенки как у консервной банки; наибольшая толщина
стенок отдельных секций — около 1 мм.
Одно из преимуществ такого метола конструирова-
ния топливных баков состоит в том, что, изменяя фор-
му секций, бак можно приспособить для различных
модификаций ракет «Атлас» без каких-либо изменений
в проекте ракеты или сварочном оборудовании. Таким
путем были изготовлены ракеты «Атлас» для осуществ-
ления программ |«Мидас», «Самос», «Меркурий» и
«Центавр», путем увеличения толщины стенок некото-
рых секций бака, испытывающих большие напряжения,
или замены конусообразной передней секции бака ци-
линдрической секцией диаметром 3 м. Наиболее мощной
из числа ракет-носителей, использующих БРДД «Атлас»,
является «Атлас-Центавр». В качестве первой ступени в
ней применена модифицированная ракета «Атлас»-0 и в
качестве второй ступени — ракета «Центавр» с двига-
телями, работающими на жидком кислороде и жидком
водороде (рис. 86). Начало проектирования этой ракеты
относится к 1956 г., когда фирма Конвэр изучала воз-
можность создания ИСЗ стратегического назначения,
285
помещенного на высокую орбиту, с целью раннего опо-
вещения о ракетной атаке противника, глобальной раз-
ведки, связи и изучения метеорологических условий.
В декабре 1957 г., после запуска в Советском Союзе
первого спутника, фирма Конвэр представила подроб-
ную программу разработки различных ИСЗ, включая
Рис. 86. Общая схема верхней ступени ракеты-носителя «Атлас-
Центавр»:
/ — сбрасываемый носовой обтекатель; 2 — бак с горючим; 3—насос подачи
горючего; 4 — двигатели, работающие на перекиси водорода; 5 — два основ-
ных двигателя RL10-AL фирмы Пратт энд Уитни; 6 — насос подачи жидкого
кислорода; 7 — бак с жидким кислородом; 8 — отсек с оборудованием; 9 — по-
лезный груз
пилотируемые орбитальные КК и КА с научной аппа-
ратурой, запуск которых должен осуществляться при
помощи двухступенчатой ракеты-носителя. В этой ракете
в качестве первой ступени использовалась бы модифи-
цированная ракета «Атлас» и в качестве второй ступе-
ни — ракета с двигателями, работающими на жидком
кислороде и жидком водороде и развивающими суммар-
ную тягу 13,6 т.
Созданное осенью 1958 г. управление перспективного
планирования .научно-исследовательских работ (ARPA) 1
выбрало предложенную фирмой Конвэр ракету-носитель
из большого числа других проектов для запуска связ-
ного ИСЗ на 24-чпс синхронизированную орбиту. Одно-
временно фирме Пратт энд Уитни была поручена раз-
работка двигателей для второй ступени этой ракеты-
носителя. К моменту проведения конкурса фирма Пратт
энд Уитни по заказу ВВС США разработала насос для
подачи жидкого водорода, который свидетельствовал,
1 Сокращение от Advanced Research Projects Agency.—
Прим. ped.
286
что возможна разработка жидкостного ракетного двига-
теля с насосной подачей кислородно-водородного топ-
лива, а не с вытеснительной системой.
В ноябре 1958 г. фирма Конвэр заключила с ARPA
контракт на изготовление шести ракет «Центавр». По
этому контракту на фирму возлагалась также ответ-
ственность за проведение необходимых исследований,
компоновку всех систем ракеты и разработку наземного
вспомогательного оборудования. Позднее фирма полу-
чила дополнительные ассигнования на постройку ваку-
умной камеры, изучение проблемы невесомости, разра-
ботку системы управления ракетой, расчет траекторий
ракет и анализ результатов испытаний.
Запуск ракеты-носителя «Атлас-Центавр» произво-
дится в следующем порядке. Три главных и два вернь-
ерных двигателя ракеты «Атлас» включаются перед са-
мым стартом. После нескольких минут полета два стар-
товых двигателя, расположенных по бокам маршевого
двигателя, сбрасываются вместе с нижним обтекателем
и ракета продолжает набирать скорость за счет тяги
маршевого двигателя, равной 27 т. Когда маршевый дви-
гатель прекращает работу, скорость ракеты достигает
примерно 16000 км!час. После этого верхняя ступень
ракеты-носителя немедленно отделяется и продолжает
полет под воздействием тяги четырех ракетных двига-
телей, работающих от «газовой подушки»1. Небольшие
тормозные ракетные двигатели, размещенные в верхней
части первой ступени, предотвращают ее столкновение
со второй ступенью в момент их разъединения. Несколь-
кими секундами позже включаются два двигателя вто-
рой ступени.
Двигатели, работающие от «газовой подушки», кроме
обеспечения разделения ступеней, должны создать так-
же ускорение второй ступени достаточное для того, что-
бы прижать компоненты жидкого топлива к нижней
части баков. В противном случае топливо в условиях
невесомости не «тяготело» бы к выходным отверстиям
из баков и не могло бы питать двигатели.
Пользуясь этим методом, двигатели ракеты «Цен-
тавр» можно повторно включать и выключать в кос-
1 Свободное пространство над поверхностью топлива после за
полнения топливного бака.— Прим, ред.
287
мюсе, позволяя ракете совершать свободный полет в про-
межутке времени между первым этапом работы
двигателей и моментом достижения ракетой заданной
высоты, когда потребуется повторно включить двигате-
ли для вывода ракеты на орбиту ИСЗ.
Управление полетом второй ступени ракеты-носителя
обеспечивается инерциальной системой управления, раз-
работанной фирмой Миннеаполис-Хониуэлл по заказу
фирмы Дженерал Дайнэмикс. Основным элементом этой
системы является вычислительное устройство, которое
накапливает информацию о положении и скорости раке-
ты, получаемую от акселерометров, смонтированных на
стабилизированной с помощью гироскопов платформе.
Бели необходимо изменить положение ракеты или ее
скорость, вычислительное устройство посылает сигнал
ошибки на автопилот, который в свою очередь выдает
соответствующую корректирующую команду двига-
телям.
Разработка программы «Центавр» была поручена
NASA 1 июля 1959 г., однако к ней проявляет большой
интерес и министерство обороны США, особенно в свя-
зи с. запуском связного ИСЗ «Адвент». Для граждан-
ских организаций, занятых исследованием космического
пространства, ракета «Центавр» служит не только как
вторая ступень ракеты-носителя для запуска различных
КА; ее мощные ЖРД будут играть важную роль и в
программе «Сатурн».
Исследования, связанные с разработкой ракеты-но-
сителя «Сатурн» статической тягой 680 т, начались вес-
ной 1957 г. под руководством д-ра В. Брауна в управле-
нии баллистических ракет министерства армии США
в Хантсвилле ,(штат Алабама). В то время разработка
этой ракеты связывалась с изучавшимся ARPA проек-
том связного ИСЗ, который предполагалось запустить
на стационарную экваториальную орбиту высотой
35 890 км. В дальнейшем этот ИСЗ получил наименова-
ние «Адвент», для его запуска в настоящее время пред-
полагается использовать ракету «Центавр».
Перед ракетой-носителем «Сатурн» ставятся более
широкие задачи. Например, ее начальный вариант С-1
должен вывести полезный груз весом 9 т на орбиту во-
круг Земли высотой 480 км, сообщить полезному грузу
288
весом 2,27 т вторую космическую скорость и обеспечить
мягкую посадку полезного груза весом до 1,1 т на Ве-
неру или Марс.
Поздним летом 1958 г. группе конструкторов в Хант-
свилле было поручено продолжить работы над про-
ектом «Сатурн» и доказать при помощи стендовых
испытаний возможность использования связок двигате-
лей. Четыре месяца спустя было дано разрешение на
постройку четырех ракет
«Сатурн» для летных испы-
таний; в то же время нача-
лось изучение проблем, ка-
сающихся разработки верх-
них ступеней. Ранний вари-
ант многоступенчатой раке-
ты-носителя высотой 57 м
(рис. 87) предусматривал
использование в качестве
второй и третьей ступеней
ракет «Титан» и «Центавр»;
стартовый вес при этом со-
ставлял 500 т. Для выполне-
ния более сложных задач
предусматривалась также
четвертая ступень.
В 1959 г., когда мини-
стерство обороны США из-за
Рис. 87. Размеры в первона-
ч а льном варианте ракеты-носи-
теля «Сатурн» С-1 с ракетами
«Титан» и «Центавр» в качест-
ве верхних ступеней; для
сравнения приведены размеры
ракет «Редстоун» и «Юпитер»
недостатка средств почти
прекратило работы по этому
проекту, он был передан из
ARPA во вновь созданный
национальный комитет по
аэронавтике и исследованию
космического пространства (NASA). В июле 1960 г.на
базе конструкторского бюро в Хантсвилле, подчинявше-
гося ранее министерству армии США, NASA создал
Маршаллский центр космических полетов, директором
которого был назначен д-р В. Браун.
К этому времени конструкция ракеты-носителя «Са-
турн» претерпела значительные изменения. Первый ее
вариант — «Сатурн» С-1 —имел первую ступень длиной
25 м и диаметром 6,5 м, которая получила обозначение
S-I. Ступень оснащена связкой из восьми двигателей
289
Рокетдайн Н-1 тягой около 85 т Каждый, которые в
сумме развивают тягу 680 т.
Двигатель Н-1 является более совершенным и ком-
пактным вариантом двигателей ракет «Юпитер» и
«Тор». Он был выбран |из-за относительно простой кон-
струкции, надежности ib эксплуатации и возможности
доработки в короткие сроки. Работает он на горючем
RP-1 (керосин) и жидком кислороде. Модификация
исходного двигателя повлекла за собой перекомпоновку
отдельных узлов с целью более компактного их разме-
щения внутри двигательного отсека. Например, турбо-
насосный агрегат, который размещался сверху- камеры
сгорания, установлен сбоку камеры ниже узла шарнир-
ного подвеса. Это позволило применить подачу топлива
в двигатель по гибким шлангам под низким давлением.
Имеется также устройство последовательности включе-
ния двигателей, которое действует совместно с твердо-
топливным газогенератором, весьма простой конструк-
ции. Для обеспечения требуемой тяги при старте ракеты
имеется устройство, позволяющее убедиться, что все во-
семь двигателей работают нормально.
Восемь двигателей Н-1, смонтированных на раме в
хвостовой части ракеты «Сатурн» С-1, объединены в две
группы по четыре двигателя в каждой (рис. 88). Четыре
двигателя внутренней группы жестко закреплены под
углом 3° к продольной оси ракеты. Внешние двигатели,
смонтированные на шарнирных подвесах, установлены
под углом 6°. По командам системы управления они мо-
гут поворачиваться посредством тяг на угол до 10°, кор-
ректируя таким образом траекторию полета ракеты-но-
сителя во время работы двигателей первой ступени.
Девять топливных баков составляют единую систему
питания всех двигателей. Центральный большой бак
имеет диаметр 2,67 м; вокруг него размещены остальные
восемь баков диаметром 1,78 м каждый. Поперечные
размеры этих баков соответствуют внешним диаметрам
ракет «Редстоун» и («Юпитер». Размеры баков сохране-
ны для того, чтобы использовать существующую произ-
водственную базу в целях сокращения времени разра-
ботки ракеты «Сатурн» С-1.
Большой центральный и четыре периферийных бака
служат для хранения жидкого кислорода, остальные
четыре бака заполняются керосином. Для создания дав-
290
ления в баках с горючим применяется жидкий азот, ко-
торым заполнены 48 баллонов высокого давления; бал-
лоны выполнены из стекловолокна и размещаются в
верхней части ракеты. Давление в баках с жидким кис-
Рис. 88. Связка двигателей первой ступени ракеты-носителя «Са-
турн» С-1, установленная в башне для стендовых испытаний. Отдель-
ный двигатель имеет максимальную тягу порядка 85 т. Центральная
группа двигателей жестко закреплена, четыре внешних двигателя
смонтированы на карданном подвесе для управления вектором тяги
лородом создается за счет газообразного кислорода; он
образуется при прохождении жидкого кислорода через
теплообменники, имеющиеся на каждом двигателе.
Баки с горючим и окислителем объединены в отдель-
ные системы, с тем чтобы обеспечить равномерный рас-
ход компонентов топлива в процессе работы двигателей.
Если один из двигателей выйдет из строя и будет отклю-
чен во время полета ракеты, можно использовать горю-
чее и окислитель, предназначенные для этого двигателя,
Для питания остальных -семи двигателей. В результате
увеличится время работы силовой установки и номи-
291
нальные характеристики ракеты-носителя пострадают
лишь ,в (незначительной степени.
Все девять топливных баков укреплены в корпусе
ракеты при помощи восьмиконечной 'крестовины.
Чтобы сократить время разработки, сэкономить сред-
ства и обеспечить возможно большую надежность, мно-
гие основные элементы системы управления |ракеты-
носителя «Сатурн» заимствованы с БРСД «Юпитер».
Новым является использование скоростных гироскопов в
качестве чувствительных элементов.
В ракете применена чисто инерциальная система
управления, автоматически компенсирующая отклоне-
ния ракеты в случае выхода из строя одного из двига-
телей. Основным элементом системы управления являет-
ся цифровое счетно-решающее устройство. Система
управления должна обеспечить выполнение |ракетой-но-
сителем самых различных задач с минимальными изме-
нениями в ее конструктивной схеме.
Ракета-носитель «Сатурн» С-1 по первоначальным
планам должна состоять из трех ступеней S-I, S-IV и
S-V, характеристика которых дана в табл. 8.1.
В полностью собранном виде ракета-носитель имела
бы высоту около 54 м, или примерно 45 м без полезного
груза, а ее расчетный стартовый вес составил бы около
450 т. Двигатели обеих верхних ступеней должны рабо-
тать на жидком кислороде и жидком водороде.
В июне 1961 г., когда было объявлено, что в началь-
ных испытаниях и исследованиях будет использоваться
двухступенчатая ракета-носитель «Сатурн» (рис. 89),
эта схема была изменена. Для первых нескольких поле-
тов вместо третьей ступени был оставлен ее макет для
обеспечения аэродинамической устойчивости ракеты.
Двухступенчатая ракета-носитель будет иметь стабили-
заторы в хвостовой части для улучшения устойчивости
и управляемости. По заявлению представителей NASA,
эта ракета-носитель должна иметь примерно такой же
полезный груз, как и трехступенчатая ракета. Объяс-
няется это двумя модификациями, внесенными в первую
и вторую ступени.
Начиная с седьмого экземпляра экспериментальной
ракеты-носителя С-1 намечалось увеличить запас топли-
ва ступени S-I примерно на 45 т, в результате чего об-
. щее количество топлива составит около 385 т. Это повле-
292
Таблица 8.1
Основные данные ракеты-носителя «Сатурн» С-1,
предназначенной для вывода на низкую орбиту вокруг Земли
полезного груза весом 9 т (вывод на орбиту КК «Аполлон»-А
с целью его испытания и тренировки экипажа)
Ступень	Основная фирма	Характеристики	*
Первая (S-I)	Крайслер	Восемь двигателей Рокетдайн Н-1 статической тягой 85 т каждый; топливо — жидкий кислород и керо- син. Высота ступени 25 ж, диаметр 6,5 м
Вторая (S-IV)	Дуглас	Шесть двигателей! RL-10A-3 фир- мы Пратт энд Уитни статической тягой по 6,8 т; топливо — жидкий кислород и жидкий водород. Высота ступени 12,2 ж, диаметр 5,1 м
Третья2	Дженерал	Два двигателя LR-119 фирмы
(S-V)	Дайнэмик(;/Ас- тронотикс	Пратт энд Уитни статической тягой по 8 т; топливо — жидкий кислород и жидкий водород. Высота ступени 8,84 ж, диаметр 3,05 м
1	При ближайшей возможности предполагается заменить од-
ним двигателем Рокетдайн J-2, развивающим тягу 90,7 т.
2	При начальных запусках КК „Аполлон“-А^третья ступень не
будет использоваться.
чет за собой увеличение длины топливных баков первой
ступени с 15 до 17 ж. При седьмом запуске ракеты-но-
сителя двигатели Н-Г будут впервые работать на полную
мощность. Модификация второй ступени выразилась в
изменении количества ее двигателей. Вместо четырех,
предусматривавшихся первоначальным проектом, на ней
устанавливается шесть двигателей, увеличивших суммар-
ную тягу с 32 до 41т.
По новому плану летных испытаний на первых трех
экземплярах ракеты-носителя С-1 в качестве второй и
третьей ступеней будут применены макеты. Последую-
щие три экземпляра ракеты будут иметь полностью
снаряженные ступени S-I и S-IV.
При последних четырех испытательных запусках ра-
кеты-носителя |«Сатурп» С-1 в порядке побочной задачи
возможен вывод на близкую орбиту вокруг Земли моде-
лей КК «Аполлон»:
293
Рис. 89. Схема двухступенчатой ракеты-носителя «Сатурн»
С-1 с КК «Аполлон»-А:
/— восемь двигателей Н-1 фирмы Рфкетдайн; 2 — баки с жидким
кислородом и керосином RP-1 первой ступени ракеты-носителя; 3 — ба-
ки с жидким кислородом и жидким водородом второй ступени S-IV
ракеты-носителя; 4 — КК «Аполлон»; 5 — шесть двигателей PL-10A-3
фирмы Пратт энд Уитни
Рис. 90. Схема второй
ступени S-IV ракеты-
носителя «Сатурн» С-1,
разработанной фирмой
Дуглас Эркрафт:
/ — шесть двигателей фирмы
Пратт энд Уитни; 2 — бак
с жидким кислородом;
3— четыре двигателя, ра-
ботающие от «газовой по-
душки» ; 4 — бак с жидким
водородом; 5 — обшивка то-
пливного бака; 6 — юбка
Вторая ступень S-IV высотой
12,2 м и диаметром 5,1 м (рис. 90)
делается фирмой Дуглас Эркрафт
на ее заводе в Санта-Моника
(штат Калифорния). Эта ступень
снабжена установленными на кар-
данных подвесах шестью двига-
телями ' RL-10 фирмы Пратт энд
Уитни статической тягой 6,8 т
каждый; такие же двигатели уста-
навливаются на ракете «Цен-
тавр».
Так же, как и у первой ступе-
ни, двигатели второй ступени ра-
кеты-носителя С-1 могут работать
даже в том случае, если один из
двигателей полностью выйдет из
строя. Предполагается, что в даль-
нейшем можно будет обеспечить
повторное включение комплекса
двигателей в полете.
Фирма Дуглас Эркрафт раз-
работала также конструкцию для
соединения первой и второй сту-
пеней, которая обеспечивает про-
странство для размещения шести
двигателей второй ступени и пе-
редает нагрузку на опоры, нахо-
294
дящиеся на первой ступени. После разделения ступеней
эта конструкция остается на первой ступени.
Корпус второй ступени выше двигательного отсека
выполнен в виде цилиндрического контейнера, состоя-
щего из бака с жидким кислородом в нижней части
контейнера и большого бака с жидким водородом в его
верхней части; баки отделены друг от друга теплоизо-
ляционной перегородкой. Обшивка баков,-выполненная
из алюминиевого сплава, с внутренней стороны имеет
вафельную поверхность (по аналогии с баками БРСД
«Тор»). Поскольку жидкий водород кипит при темпера-
туре около —253° С, топливный бак с водородом покрыт
специальной изоляцией, чтобы предотвратить чрезмерно
большие потери топлива за счет его выкипания. Неболь-
шие ракетные двигатели, предназначенные для отделе-
ния второй ступени S-IV от первой S-I, смонтированы
у основания второй ступени.
Кроме выполнения первоначального заказа на по-
стройку 10 экземпляров второй ступени S-IV стоимостью
68 млн. долларов, который фирма Дуглас Эркрафт по-
лучила в 1960 г., фирма проводит приемные испытания
двигательной установки ракеты на своей станции в Са-
краменто, испытания на полностью собранной ступе-
ни S-IV системы заправки топливом и стендовые огне-
вые испытания двигательной установки.
Фирма Дуглас Эркрафт разрабатывает также вспо-
могательное наземное оборудование — транспортеры ка-
бель-вышки, контрольно-измерительное оборудование
для проверки различных систем ракеты, а также раз-
личные установки для запуска ракеты.
Несмотря на то что третья ступень S-V не будет при-
меняться при первых испытаниях ракеты-носителя «Са-
турн» С-1, не исключено, что она будет использована в
дальнейшей серии ракет-носителей С-1. По первоначаль-
ному проекту эта ступень должна иметь два двигателя
LR-119 фирмы Пратт энд Уитни статической тягой по
8 т, являющихся усовершенствованным вариантом дви-
гателя RL-10 для ракеты «Центавр». По проекту ступень
имеет высоту 8,84 м и диаметр 3,05 ж, напоминая ракету
«Центавр». В ней сохранена конструкция баков из не-
ржавеющей стали, с избыточным давлением; толщина
обшивки баков увеличена, с тем чтобы она могла выдер-
295
жать повышенные нагрузки, возникающие при запуске
более крупных ракет-носителей.
После серии стендовых испытаний, проведенных в
Маршаллском центре космических полетов в Хантсвилле,
ступень S-I с макетами второй и третьей ступени была
впервые успешно запущена 27 октября 1961 г. с мыса
Канаверал. В качестве носовой секции ракеты исполь-
зовалась головная часть БРСД «Юпитер»; чтобы имити-
ровать полную загрузку ракеты топливом, макеты обеих
верхних ступеней были заполнены водой.
Этот запуск во всех отношениях был удовлетвори-
тельным. Ракета развила суммарную стартовую тягу
около 590 т, поднялась на высоту около 135 км, пролете-
ла примерно 335 км от места запуска и упала в море на
расстоянии 16 км от намеченной цели.
Для того чтобы ракета-носитель «Сатурн» могла выве-
сти на орбиту вокруг Земли полезный груз весом не 9,
а 20 т, Маршаллский центр космических полетов изучил
вариант ракеты-носителя «Сатурн» С-2 с дополнитель-
ной ступенью S-II, помещенной между ступенями S-I и
S-IV ракеты-носителя С-1. Эта четырехступенчатая ра-
кета имела бы высоту около 70 м, хотя для выполнения
некоторых задач могли использоваться двух- и трехсту-
пенчатые варианты. Сравнимая по длине и диаметру
со ступенью S-I, вторая ступень S-II должна бы иметь
четыре двигателя Рокетдайн J-2, работающие на жид-
ком кислороде и жидком водороде, тягой около 90 т
каждый.
Хотя контракты на разработку ракеты-носителя
«Сатурн» С-2 заключены с соответствующими фирмами
еще в 1961 г., они не были реализованы главным обра-
зом из-за решения начать разработку новых более мощ-
ных ракет-носителей для выполнения программы запу-
ска на Луну КК с человеком на борту. Как мы увидим
дальше, работы по созданию второй ступени S-II про-
должались в связи с разработкой новых ракет-носите-
лей— «Сатурн» С-5 и «Нова».
Однако прежде чём закончить рассмотрение перво-
начального варианта ракеты-носителя «Сатурн», необ-
ходимо сказать несколько слов о тех трудностях, кото-
рые возникают при транспортировке больших ракет-
носителей с места производства до стартовой площадки.
Например, первая ступень S-I ракеты-носителя «Сатурн»
296
С-1 имеет настолько большой вес, что она не может
быть перевезена при помощи обычных средств железно-
дорожного, автомобильного или воздушного транспорта.
После сборки и стендовых испытаний в Маршаллском
центре космических полетов в Хантсвилле (штат Ала-
бама) ступень транспортируется на ракетный полигон
на специальной барже длиной 55 м сначала по рекам
Теннесси, Огайо и Миссисипи к Мексиканскому заливу,
затем, двигаясь вдоль побережья, она достигает мыса
Канаверал, расположенного на восточном побережье
штата Флорида. Общая длина пути превышает 3200 км.
Такие же трудности возникают при транспортировке
ступени S-IV, которая производится отделением фирмы
Дуглас Эркрафт в Санта-Моника. Первые ракеты пере-
возились по воде, хотя их можно транспортировать и по
воздуху. Погруженные на баржи в порту Лонг Бич, ра-
кеты сперва доставляются в Сакраменто для приемоч-
ных огневых испытаний на стенде. Из Сакраменто ра-
кеты снова на баржах доставляются в Окленд, где по-
гружаются на грузовые суда для доставки их на Атлан-
тическое побережье через Панамский канал.
Головной экземпляр ступени S-IV совершил самый
длинный путь. После доставки в Новый Орлеан на гру-
зовом судне его пришлось затем погрузить на баржу и
по рекам Миссисипи, Огайо и Теннессй транспортиро-
вать в Маршаллский центр космических полетов в Хант-
свилле для сборки и испытания с другими ступенями
ракеты-носителя «Сатурн» С-1. В дальнейшем ступени
S-IV стали доставлять из Сакраменто непосредственно
на мыс Канаверал для стыковки с другими ступенями
ракеты-носителя «Сатурн» С-1 на стартовой площадке.
Создание ракет-носителей таких размеров, естествен-
но, сильно увеличит стоимость программы освоения кос-
мического пространства. Некоторые сведения по этому
вопросу получены комиссией по космическим исследо-
ваниям палаты представителей США, которая сообщи-
ла, что каждый запуск рабочего варианта ракеты-носи-
теля «Атлас-Центавр» будет стоить 9,1 млн. долларов,
а ракеты-носители «Сатурн» С-2 —17,3 млн. долларов.
При серийном изготовлении таких ракет эти цифры, без-
условно, могут быть снижены, но тем не менее они со-
ставят большую часть средств, отпускаемых на освое-
ние космического пространства.
297
Что может быть сделано для снижения стоимости
ракет-носителей? Один из путей состоит в том, чтобы
разработать способ возвращения на землю использован-
ных ступеней ракет-носителей.
Для решения некоторых задач в космическом про-
странстве, требующих запуска полезного груза весом до
6,8 т, ВВС США предложили использовать эксперимен-
тальный сверхзвуковой бомбардировщик В-70, который
играл бы роль первой ступени ракеты-носителя. С его
бюрта можно запустить мощную ракету-носитель со ско-
ростью полета 3200 км/час на высоту примерно 21 км.
Допуская, что этот бомбардировщик, весом 250 т может
нести полезный груз, составляющий 10% его взлетного
веса, с его помощью можно было бы запускать многие
КА, которые в настоящее время запускаются с земли,
как, например, ИСЗ «Мидас» и «Самос» и даже неболь-
шие пилотируемые КК.
Большое преимущество запуска КА с самолета за-
ключается в том, что стартовая площадка в этом слу-
чае подвижна и дает возможность выводить космиче-
ский объект на любую орбиту из точки, расположенной
на большом удалении от оперативной базы. Этот спо-
соб мог бы иметь особенно большую ценность, напри-
мер, при запусках ИСЗ на экваториальные орбиты. Если
осуществлять дозаправку бомбардировщика в воздухе,
появилась бы возможность запустить более тяжелый
полезный груз на короткую дистанцию или же груз
среднего веса на более дальнее расстояние.
Однако для очень тяжелых ракет-носителей, кажется,
нет другого выбора, как обеспечить их самостоятельное
возвращение на Землю. В прошлом было выдвинуто
предложение, снабжать крыльями тяжелые и дорого-
стоящие ступени ракет-носителей и возвращать их на
Землю, как планеры, после выполнения задачи по запу-
ску полезной нагрузки. Другие предлагали оборудовать
ступени ракет-носителей парашютными системами, кото-
рые в сочетании с тормозными ракетными двигателями
обеспечили бы сравнительно мягкое приземление отра-
ботавших ступеней. Тормозные ракетные двигатели
включались бы только тогда, когда ступень находилась
близко от поверхности; причем их включение можно
обеспечить простым срабатыванием взрывного устрой-
ства, подвешенного ниже ступени на шнуре.
298
Новшеством является парапланер, который объеди-
няет качества парашюта и планера. В Лэнглийском ис-
следовательском центре NASA в Хэмптоне (штат Вир-
гиния) модель такого устройства была испытана в аэро-
динамических трубах.
Результаты экспериментов показали возможность
применения парапланера для возвращения ракет-носите-
лей класса «Сатурн». Конструкция парапланера должна
быть компактной и размещаться на ступенях ракеты-
носителя. Он должен иметь минимальный вес, раскры-
ваться при высоких сверхзвуковых скоростях и обладать
хорошими аэродинамическими характеристиками, кото-
рые обеспечат его снижение при помощи радиокоманд в
заданном районе посадки. Чтобы избежать спуска сту<
пени на воду, что является нежелательным в связи с
возможностью проникновения в нее морской воды, пред-
ложено производить посадку ступени с парапланером на
«посадочную полосу» из эластичных матов, выложенных
на суше или находящихся на плаву в море. Подобный
метод эластичной посадки реактивных истребителей
разрабатывался в королевском авиационном исследова-
тельском институте в Фарнборо в 1950 г., с тем чтобы
освободить истребители от шасси и разместить допол-
нительные топливные баки. Этот метод. посадки был
продемонстрирован на выставке, организованной Бри-
танским обществом авиационных конструкторов в
1951 г., хотя никогда не был применен на практике.
По заданию Маршаллского центра космических по-
летов NASA парапланер и другие возможные системы
возвращения на землю ступеней ракет-носителей и осо-
бенно первой ступени ракеты «Сатурн» исследуются
двумя ведущими американскими концернами — Норт
Америкэн Авиэйшн и Райен Аэронотикл. Типовая схема
системы возврата такова: она укладывается в длинную
цилиндрическую упаковку, укрепляемую вдоль корпуса
ракеты, и освобождается после отделения первой сту-
пени. Чтобы обеспечить достаточную жесткость кон-
струкции планера, предложено использовать треуголь-
ное крыло, сохраняющее форму в развернутом положе-
нии за счет трех надувных полостей, которые располо-
жены на передних кромках крыла и по его оси симмет-
рии; давление создается инертным газом. Наиболее под-
ходящим материалом для крыла является сетка из ме-
299
таллической проволоки, покрытая герметичным слоем
силиконовых соединений.
Добиться экономии в использовании крупных ракет-
носителей можно тремя путями. Во-первых, необходимо
постоянно заботиться об упрощении двигательной уста-
новки, сокращение числа ее составных элементов повы-
сит надежность двигателей и снизит неисправности при
запуске ракет-носителей. Во-вторых, необходимо разра-
ботать легкие по весу и надежные в использовании си-
стемы возвращения на землю отработавших ступеней
ракет-носителей. В-третьих, необходимо непрерывно ве-
сти поиски новых конструкций двигательных установок,
как, например, РДТТ с секционными зарядами, которые
в конечном счете могут оказаться дешевле, чем ЖРД-
25 мая 1961 г. на объединенном заседании конгресса
президент Кеннеди потребовал значительного увеличе-
ния ассигнований на освоение космоса, которые дали
бы возможность NASA форсировать осуществление про-
граммы пилотируемых полетов в космическом простран-
стве, имея целью обеспечить доставку КК на Луну к
1970 г.
На расширение работ по созданию ракет-носителей
и элементов двигательных установок в соответствии с
намеченной программой космических исследований тре-
бовалось 144,5 млн. долларов, в том числе 48,5 млн.
долларов на разработку мощной ракеты-носителя «Но-
ва» с ЖРД, способной обеспечить доставку КК с эки-
пажем на Луну и возвращение его на Землю; 15 млн.
долларов на разработку двигателя Рокетдайн F-I
статической тягой 680 т; 58 млн. долларов на строитель-
ство различных наземных объектов: стендов для ста-
тических испытаний одиночных двигателей и их связок,
а также новых стартовых комплексов для доставки КК
на Луну.
В связи с успехами в развитии РДТТ (о чем свиде-
тельствуют баллистические ракеты «Поларис» и «Ми-
нитмен») было решено параллельно с работами в обла-
сти ЖРД начать разработку ступеней с РДТТ для
ракеты-носителя «Нова». Для этой цели в бюджет мини-
стерства обороны на 1962 финансовый год было вклю-
чено 62 млн. долларов на организацию работ в данном
направлении.
Возможно, что в более поздних вариантах ракет-но-
300
сителей «Сатурн» и «Нова» в качестве верхних ступе-
ней будут использованы ракеты с ЯРД. Проект бюдже-
та на 1961/62 финансовый год включал 23 млн. долла-
ров на осуществление программы «Ровер» — совместный
проект NASA и комиссии по атомной энергии США,
предусматривающей разработку ЯРД. Из этой суммы
15 млн. долларов выделялись на ускорение разработки
оборудования для испытаний двигателей, с тем чтобы
как можно быстрее закончить программу испытаний и
получить данные о летных характеристиках ракеты с
ЯРД.
Предварительный проект ракеты-носителя «Нова» с
ЖРД на всех ступенях был опубликован в 1961 г.
NASA. Спроектированная специально для доставки на
Луну КК с экипажем ракета-носитель имела бы высоту
НО м и диаметр около 15 м. В этом варианте первая
ступень ракеты будет иметь восемь двигателей F-I, ра-
ботающих на жидком кислороде и керосине и развиваю-
щих суммарную тягу порядка 5440 т. Вторая и третья
ступени будут снабжены двигателями, работающими на
жидком кислороде и жидком водороде, которые разра-
батываются по программе «Сатурн».
Полезным грузом этой гигантской ракеты-носителя
может быть специальный вариант КК «Аполлон» весом
70—90 т. Как представляется в настоящее время, этот
КК должен иметь собственную двигательную установку,
тормозные ракетные двигатели "для мягкой посадки КК
на Луну, а также двигательные установки для старта
с Луны и возвращения на Землю. Такая задача может
быть выполнена пятиступенчатой ракетой-носителем
«Нова».
В течение трех лет до принятия решения начать раз-
работку ракеты-носителя «Нова» изыскания в этой об-
ласти ограничивались почти исключительно расчетами,
которые NASA выполнял, ведя разработку однокамер-
ного двигателя Рокетдайн F-I. Один из первых эскиз-
ных проектов, касающийся применения этого большого
ракетного двигателя, был представлен на 10-м кон-
грессе Международной астронавтической федерации в
1959 г. сотрудниками NASA М. У. Розеном и
Ф. С. Швенком в их докладе «Ракета для исследования
Луны человеком». Этот ранний проектный вариант ра-
кеты показан на рис. 91.
301
Ракета-и Кейтель, предложенная авторами, состояла
из пяти студеней, имела КК с экипажем из двух человек
и должна была обеспечить доставку КК на Луну за
2,5 суток. Ее первые три ступени должны
67м
Рис. 91. Ранний
проектный ва-
риант ракеты-
носителя „Но-
ва" с шестью
двигателями
Рокетдайн F-1
тягой 680 т каж-
дый; полезный
груз— ИСЗ ве-
сом 130 т, вы-
водимый на ор-
биту высотой
480 км, или КК
весом 45 г, до-
ставляемый на
Луну
сообщить полезному грузу весом 3,6 т и
остальным двум ступеням начальную ско-
рость 10,9 км] сек. По достижении окрест-
ностей Луны в свободном полете четвер-
тая ступень должна настолько снизить
скорость пятой ступени с присоединенным
к ней КК, чтобы она могла прилуниться с
помощью тормозных двигателей и поса-
дочных приспособлений.
Вертикальный взлет КК с лунной по-
верхности обеспечат двигатели пятой сту-
пени; в качестве стартовой установки по-
служила бы отработавшая и остающаяся
на Луне четвертая ступень, покоящаяся
на посадочных опорах. После 2,5 суток по-
лета КК вошел бы в околоземное про-
странство. Приземление экипажа можно
осуществить двумя способами, используя
резервную шестую группу двигателей для
снижения скорости полета КК: 1) выход
на орбиту ИСЗ с последующей доставкой
экипажа на Землю при помощи транс-
портной ракеты; 2) ввести КК в атмосфе-
ру Земли на параболической скорости,
если это допускается конструкцией воз-
вращаемой капсулы.
Расчеты показывают, что для достав-
ки такого КК на Луну и возвращения
его на Землю при помощи одной ракеты-
носителя без ее дозаправки топливом на
орбите потребуется ракета с максималь-
ной тягой 4080 т и стартовым весом 3040 т.
Тяга первой ступени была бы обеспечена
связкой из шести двигателей F-I. На вто-
рой ступени было бы достаточно одного
двигателя F-I, приспособленного рабо-
тать на большой высоте. На верхних сту-
пенях использовались бы двигатели, ра-
ботающие на высококалорийных топли-
302
вах. Четвертая ступень была бы снабжена четырьмя дви-
гателями «дроссельного» типа, способными обеспечить
требуемое изменение тяги при снижении и посадке КК на
лунную поверхность. Это дало бы возможность КК па-
рить над лунной поверхностью до 60 сек и за это время
экипаж мог бы выбрать место прилунения, используя ви-
зуальное наблюдение и чувствительное радиолокационное
оборудование.
Сам КК весом 3,4 т был представлен в этом проекте
как увеличенный вариант капсулы, разрабатывавшейся
по проекту «Меркурий». Он имел форму усеченного ко-
нуса с диаметром основания 3,6 м и высотой 4,3 jw, раз-
деленного внутри на два этажа. В нижнем этаже раз-
мещались бы койки для отдыха членов экипажа, ап-
паратура управления и связи, а также складывающийся
выходной тамбур, необходимый экипажу на поверхности
Луны. Верхний этаж использовался бы для размещения
продуктов питания, источников электроэнергии, иссле-
довательской аппаратуры, а также как рабочее поме-
щение. Изучение последующих проектов (КК «Апол-
лон») покажет, насколько близко эти ранние поиски
приближались к действительному решению проблемы.
Планы разработки больших ракет-носителей, о кото-
рых сообщали представители NASA в начале 1961 г.,
начали воплощаться в жизнь к концу года, и ракета-
носитель «Сатурн» С-1, которая вначале казалась ги-
гантской, быстро превратилась в карлика по сравнению
с двумя новыми ракетами-носителями: «Сатурн» С-5 и
«Нова» (рис. 92).
Перед *гем как проект ракеты-носителя «Сатурн»
С-5 был окончательно утвержден в январе 1962 г., Мар-
шаллский центр космических полетов представил свои
соображения о ракетах-носителях «Сатурн» С-3 и «Са-
турн» С-4. В первых ступенях этих ракет предусматри-
валось использовать два и четыре двигателя Рокет-
дайн F-I соответственно.
Однако окончательно было решено использовать в
первой ступени пять двигателей F-I тягой по 680 т, т. е.
всего на один двигатель меньше, чем в двигательной
установке раннего проектного варианта ракеты-носителя
«Нова» (рис. 93).
Основные характеристики ракеты-носителя «Сатурн»
С-5 приведены в табл. 8.2. Она имеет высоту 82,3 м,
303
Таблица 8.2
Основные характеристики ракеты-носителя «Сатурн» С-5, .
предназначенной для запуска на низкую орбиту вокруг Земли
полезного груза весом 90 т * и разгона полезного груза
весом 36 т до второй космической скорости. Ракета сможет
доставить полезный груз на Луну и возвратить его на Землю
с дозаправкой на орбите. Полезный груз — КК «Аполлон»
типа В или С. Срок окончания разработки— 1965/66 г.
Ступень	Основная фирма	Данные
Первая (S-IC)	Боинг	Пять двигателей Рокетдайн F-1 статической тягой 680 т каждый; топливо—жидкий кислород и керо- син RP-1. Высота ступени 42,7 м, диаметр 10 м
Вторая	Норт Амери-	Пять двигателей Рокетдайн J-2
(S-1I)	кэн Авиэйшн	статической тягой 90 т каждый, топ- ливо — жидкий кислород и жидкий водород. Высота ступени 24,4 м, диаметр 6,5 м
Третья	Дуглас	Один двигатель Рокетдайн J-2
(S-IVC)	Эркрафт	статической тягой 90 г, топливо — жидкий кислород и жидкий водо- род. Высота ступени 22,9 м, диаметр 5,6 м
* В этом случае потребуется использовать только две первые
ступени ракеты-носителя.
максимальный диаметр 10 л и будет использована для
полета КК вокруг Луны или, если будет осуществлена
встреча двух ракет на орбите, для доставки КК с эки-
пажем на Луну.
Базой для разработки ракеты-носителя «Сатурн»
С-5 послужил мощный двигатель F-I, над которым фир-
ма Норт Америкэн Рокетдайн работала в течение не-
скольких лет. Заказ на изготовление этого двигателя
фирма получила от NASA в январе 1959 г., но более
четырех лет до этого она изучала возможности создания
двигательной установки большой тяги в связи с про-
граммой опытных работ по усовершенствованию ракет-
ных двигателей, субсидировавшейся ВВС США.
304
Это дало фирме возможность разработать в 1957 г.
проект однокамерного двигателя тягой 450 т и подкре-
пить реальность его осуществления испытаниями моде-
Рис. 92. Сравнительные размеры ракет-носителей
«Сатурн» С-5 (слева) и «Нова» с установленными
на них КК «Аполлон»
ли двигателя. В том же году фирма приступила к по-
стройке полноразмерной неохлаждаемой камеры сгора-
ния. Испытания этой экспериментальной установки бы-
ли закончены в марте 1959 г., когда кратковременно
удалось получить тягу порядка 450 т при устойчивом
горении топлива.
305
Чтобы обеспечить максимальную надежность двига-
теля F-I и сократить до минимума сроки его разработ-
ки. NASA поставил перед фирмой условие, что двига-
тель должен быть обычной конструкции. Это позволит
Рис. 93. Первая ступень ракеты-носителя «Сатурн» С-5, предназна-
ченной для облета Луны. На рисунке хорошо видно расположение
пяти ЖРД Рокетдаин F-1, развивающих суммарную тягу 3400 т:
1 — тепловой экран; 2 — трубопровод для заправки жидким кислородом;
3 — топливный клапан; 4 — тормозные ракеты; 5 — диффузор; 6 — усилитель-
ные ребра; 7 — горловина для заправки горючим; 8 — воздухозаборник; 9 —
тепловой экран двигателя; 10 — бак с горючим (керосин RP-1); 11 —- бак с
жидким кислородом; 12 — приборы
в полной мере использовать опыт, накопленный при раз-
работке двигателей баллистических ракет «Тор», «Юпи-
тер» и «Атлас». В результате было решено использовать
в двигателе F-I обычное и хорошо проверенное топли-
во — жидкий кислород и керосин. При разработке дви-
гателя особое внимание было уделено надежности, про-
стоте в производстве и прочности конструкции, чтобы
максимально гарантировать безопасность при использо-
вании его в ракетах-носителях, предназначенных для
запуска КК с экипажем.
306
Двигатель состоит из трех основных частей: камеры
сгорания трубчатой конструкции с регенеративным
охлаждением, турбонасосного агрегата с прямым приво-
дом и газогенератора. Сухой вес полностью собранного
двигателя — около 6,8 т.
Несмотря на большие размеры, двигательная уста-
новка выполнена чрезвычайно компактно, поскольку тур-
бонасосный агрегат смонтирован непосредственно на ка-
мере двигателя. Все другие узлы двигателя размещены
на этих двух агрегатах или среди трубопроводов между
ними. Когда двигатель отклоняется для управления
вектором тяги, трубопроводы высокого давления не из-
гибаются; топливо под высоким давлением используется
как рабочая жидкость для гидроприводов.
За каждую секунду работы двигателя в камере сго-
раний сжигается почти 2 т жидкого кислорода и 1 т ке-
росина RP-1. Охлаждаемая часть двигателя имеет длину
примерно 3,3 м и диаметр 1 м; диаметр выходного сече-
ния -сопла — 2,9 ж. В стандартном варианте двигателя
степень расширения сопла составляет 10, но в случае
необходимости, применяя неохлаждаемое сопло сегмент-
ного типа, можно увеличить степень расширения до 16.
1 Газогенератор частично сферической формы имеет
диаметр около 250 мм; при сжигании в нем богатой сме-
си жидкого кислорода и керосина он потребляет все-
го 2% общего объема топлива. Его конструкция подобна
конструкции регенеративно охлаждаемой камеры -сгора-
ния; это необходимо для того, чтобы снизить радиацион-
; ный нагрев соседних с газогенератором узлов двигатель-
ной установки и избежать открытых горячих поверхно-
стей, которые могли бы явиться причиной воспламенения
в еду чае утечки топлива. Турбонасосный агрегат, рабо-
тающий от газогенератора, может развить мощность
около 60000 л. с.
Разработку первой ступени ракеты-носителя «Са-
турн» С-5 проводит фирма «Боинг по контракту с NASA.
Стоимость работ—300 млн. долларов. По этому конт-
ракту, срок исполнения которого назначен на конец
1966 г., фирма обязана разработать, построить и прове-
сти летные испытания 24 ракет-носителей, а также про-
вести наземные испытания большого числа ракет.
>> Сборка ракет осуществляется на заводе NASA в Но-
|вом Орлеане, на котором фирма Крайслер после созда-
307
ния головного образца ракеты-носитёля «Сатурн» С-1 в
Хантсвилле создала поточную линию для производства
первой ступени S-I.
Вторая ступень ракеты-носителя «Сатурн» С-5 разра-
батывается фирмой Норт Америкэн Авиэйшн; она будет
снабжена пятью двигателями «Рокетдайн» J-2, работа-
ющими на жидком кислороде 'и жидком водороде, с сум-
марной тягой около 450 т.
За создание третьей ступени отвечает фирма Дуглас
Эркрафт, которой рекомендовано вести ее разработку
на основе опыта, полученного фирмой при создании вто-
рой ступени S-IV ракеты-носителя «Сатурн» С-1. Уве-
личение размеров ступени повлекло за собой использо-
вание вместо шести двигателей RL'-IOA-З фирмы Пратт
энд Уитни, имеющих тягу по 6,8 т каждый, одного дви-
гателя Рокетдайн J-2 со статической тягой 90 т. Эта
новая ступень, получившая наименование S-IVB, будет
иметь высоту около 23 м и диаметр 5,5 м.
Контракт на разработку ступени S-1VB, стоимость
которого превышает 50 млн. долларов, предусматривает
постройку к концу 1966 г. шести экземпляров ступени.
Их производство будет осуществляться на заводе отде-
ления фирмы Дуглас Эркрафт в Санта-Моника, а на-
земные испытания будут проходить на фирменном испы-
тательном полигоне в Сакраменто. С целью сокращения
до минимума сроков разработки и стоимости производ-
ства новой ступени фирма постарается использовать
конструктивные решения для ступени S-IV, а также, по
возможности, наличное производственное и испытатель-
ное оборудование.
Ракета-носитель «Сатурн» С-5 должна обладать,воз-
можностью вывести на низкую орбиту вокруг Земли по-
лезный груз весом 90—100 т и придать грузу весом 36—
40 т вторую космическую скорость. Ее основным полез-
ным грузом явится КК, разрабатываемый по программе
«Аполлон», а двигатели первой и второй ступеней будут
взаимозаменяемы. Если один из пяти двигателей вый-
дет из строя, остальные четыре смогут работать более
их номинального времени, при этом лишь незначительно
ухудшатся летные характеристики ракеты. Двигатели
верхних ступеней разрабатываются с возможностью их
повторного запуска, для того чтобы обеспечить участки
308
свободного полета ракеты с выключенными двигате-
лями.
Как уже отмечалось выше, ракета-носитель «Са-
турн» С-5 не является последним словом NASA в деле
осуществления программы исследования Луны; в 1962 г.
последовало заключение контрактов на разработку ра-
кеты-носителя «Нова» с оптимальными характеристиками
двигателей, работающих на химическом топливе, пред-
назначенной для доставки человека на Луну без доза-
правки ракеты на орбите. Ракета-носитель «Нова», как
и «Сатурн» С-5, разрабатывается на базе двигателя «Ро-
кетдайн» F-1, который ко времени использования ракеты
«Нова» должен, приобрести высокую степень надеж-
ности.
По заявлению NASA, на первой ступени ракеты-но-
сителя «Нова» будет использована связка из восьми дви-
гателей F-1 суммарной тягой 5440 т (табл. 8.3).
Таблица 8,3
Предварительные данные о ракете-носителе «Нова»1,
предназначенной для доставки КК на Луну и его возвращения
на землю без дозаправки на орбите. Полезный груз —
КК «Аполлон»-С. Срок разработки— 1967—1970 гг.
Ступень	Основная фирма	Данные
Первая (N-I)	Неизвестна	Пять двигателей Рокетдайн F-1 статической тягой 680 т каждый; топливо — жидкий кислород и керо- син
Вторая (N-II)	»	Четыре двигателя М-1 фирмы Аэ- роджет Дженерал статической тягой 545 т каждый; топливо — жидкий кислород и жидкий водород
Третья (N-III)	»	Один двигатель Рокетдайн J-2 статической тягой 90 г; топливо — жидкий кислород и жидкий водород
1 Стартовый вес составит почти 4500 т; общая высота вместе
с КК „Аполлон" достигнет 110—120 м.
На второй ступени будут установлены четыре дви-
гателя М-1 фирмы Аэроджет Дженерал, работающие на
жидком кислороде и жидком водороде, общей тягой
309
1800 т. М-1 —совершенно новый двигатель, на разра-
ботку которого фирма в 1962 г. получила от NASA
90 млн. долларов. Этот двигатель высотой 7 м и диамет-
ром среза сопла 4,6 м будет потреблять 77 т топлива за
каждую минуту работы.
Третья ступень ракеты «Нова», так же как и третья
ступень ракеты-носителя «Сатурн» С-5, будет иметь
один двигатель «Рокетдайн» J-2 тягой 90 т. К этой сту-
пени крепится КК «Аполлон», снабженный собственны-
ми двигательными системами для мягкого прилунения
и старта с Луны.
Запуск многоступенчатых ракет-носителей таких
больших размеров требует наличия специальных старто-
вых комплексов. В марте 1962 г. началось строительство
такого комплекса на о. Мерритт.
Выбор района Флориды для постройки стартовых
комплексов явился результатом тщательного изучения
большого числа возможных районов на континентальной
части США и на островах Тихого океана, проведенного
NASA совместно с министерством обороны. Критерием
при выборе района стартовых комплексов явились, в ча-
стности, следующие требования: преимущества в выборе
азимута траектории полета ракеты-носителя; безопас-
ность населения прилегающих районов в случае неудач-
ного запуска ракеты или падения отработавших ступеней
ракет-носителей; возможность быстрого расширения
стартового комплекса с минимумом затрат и наличие
для этого свободной площади; наличие водных путей;
существующие станции слежения; близость авиационных
баз и аэродромов.
Для новой базы, на которой должно быть сооружено
не менее шести стартовых комплексов для запуска ра-
кет-носителей «Сатурн» С-5 и «Нова», потребовалось
дополнительно около 32,4 тыс. га к северу и западу от
стартового района на мысе Канаверал. Подсчитано, что
для запуска ракеты-носителя «Нова», тяга которой в
конечном итоге может быть доведена до 9000 т, потре-
буется создание защитной зоны радиусом до 16 км,
чтобы гарантировать безопасность обслуживающего пер-
сонала в случае взрыва ракеты на стартовом столе.
Для обеспечения работы этой базы в юго-западной
части штата Миссисипи сооружается полигон для стен-
довых испытаний ракет-носителей. «Сатурн» и «Нова».
310
Расположенный примерно в 55 км к востоку от находя-
щегося в Новом Орлеане сборочного ракетного, завода
полигон имеет глубоководные пути для транспортировки
ракет-носителей по р. Перл-Ривер и вдоль побережья
Мексиканского залива на мыс Канаверал. Предполагает-
ся, что на этом полигоне будет построено шесть или
больше стендов для испытания полностью собранных
ступеней ракет-носителей, развивающих тягу от 640 до
9000 т.
Работы на полигоне и сборка ракет-носителей на за-
воде будут проводиться под общим руководством Мар-
шаллского центра космических полетов NASA, который
будет пользоваться услугами фирмы Норт Америкэн
Рокетдайн и других фирм, специализирующихся на про-
изводстве ракетных двигателей.
В заключение следует остановиться на ракете-носи-
теле «Титан III», предназначенной для запуска космиче-
ских аппаратов военного назначения, разработка кото-
рых ведется ВВС США. Имеется в виду создание
стандартизпрова1нной ракеты-носителя, находящейся в
состоянии постоянной готовности к выводу тяжелого по-
лезного груза на орбиту вокруг Землй. В соответствии с
этим требованием основной упор был сделан на исполь-
зование топлив, стабильных при хранении; выбор пал
на БРДД «Титан-И», стартовую тягу которой решено
было увеличить при помощи двух больших стартовых
ускорителей, работающих на твердом топливе.
Главной целью создания этой ракеты-носителя яв-
ляется обеспечение запуска на орбиту вокруг Земли
ракетоплана «Дайна Сор».
В начале предполагалось провести испытания этого
ракетоплана на баллистической траектории и применить
для запуска ракету «Титан-П». Решение ВВС о выводе
ракетоплана непосредственно на орбиту вокруг Земли
заставило пересмотреть этот план. В связи с успехами
фирм Дэроджет Дженерал и Юнайтед Текнолоджи, до-
стигнутыми ими к концу 1961 г. в ходе стендовых испы-
таний больших РДТТ из секционных зарядов, было ре-
шено переконструировать БРДД «Титан-П» в ракету-
носитель «Титан-Ill», усилив основные элементы ее кон-
струкции и использовав в качестве первой ступени РДТТ
диаметром 3,05 м (табл. 8.4).
311
Таблица 8.4
Предварительные данные ракеты-носителя «Титан-Ш»,
предназначенной для вывода на орбиту вокруг Земли
полезного груза весом 11,3 т (ракетоплана «Дайна Сор»);
срок разработки— 1964/65 г.
Ступень	Основная фирма	Данные
Первая	Юнайтед Текнолоджи	Два РДТТ диаметром 3,05 м, вы- полненные из стандартных сегмент- ных шашек, с регрессивной тягой примерно 450—225 т (присоединены ко второй ступени)
Вторая	Мартин Мариетта	Два двигателя XLR87-AJ5 фирмы Аэроджет Дженерал тягой более 97,5 т; топливо — ^О^/несимметрич- ный диметилгидразин + Н
Третья	Мартин Мариетта	Один двигатель XLR91-AJ5 тягой более 45 т; топливо — ^Осесим- метричный диметилгидразин + Н
Эти два массивных РДТТ длиной более 21 м каж-
дый установлены по бокам нижней ступени ракеты «Ти-
тан-П»; после выгорания в них топлива они автомати-
чески освобождаются от держателей в головной части
ракеты и под воздействием воздушного потока отбрасы-
ваются в сторону от ракеты.
Каждый из РДТТ, образующих первую ступень ра-
кеты-носителя «Титан-Ill», будет развивать максималь-
ную тягу около 450 т. Собираемые из стандартных сег-
ментов, эти РДТТ могут иметь различную длину, что
обеспечит получение необходимой тяги при запуске по-
лезных грузов различного веса и с различными целями.
Секции двигателя соединяются друг с другом при по-
мощи специальных скоб, Це требующих применения ка-
ких-либо инструментов. Двигатель собирается из пяти
секций: трех центральных и двух концевых, одна из ко-
торых заканчивается соплом, а другая является перед-
ней частью камеры сгорания. Чтобы уменьшить нагруз-
ку от сил тяги на конструкцию ракеты-носителя, РДТТ
имеют регрессивную характеристику горения топлива.
Поэтому их тяга постепенно убывает и перед сбрасыва-
нием составляет не больше 50% начальной величины.
Сопла этих двигателей развернуты под некоторым уг-
312
лом; они оборудованы системой впрыска жидкости для
управления вектором тяги.
Что касается двух других ступеней ракеты-носителя,
то они представляют собой усиленные ступени БРДД
«Титан-П», приспособленные для воспринятия нагрузок
от силы тяги двух сбрасываемых РДТТ. Камеры -сгора-
ния ЖРД основных ступеней модифицируются, чтобы
обеспечить включение двигателей на больших высотах;
их сопла с большой степенью расширения будут приспо-
соблены для работы в условиях вакуума.
Помимо применения составных сегментных зарядов в
РДТТ ракеты-носителя «Титан-Ш», развитие техники,
по-видимому, должно привести к разработке еще более
мощных РДТТ. Предварительные исследования показа-
ли, что использование связок РДТТ высокой тяги позво-
лит создать с минимальной затратой сил и средств еще
более мощные ракеты-носители, которые потребуются
через несколько лет для решения новых задач по освое-
нию космического пространства. Таким путем можно
быстро достичь в первых ступенях ракет-носителей тяги
9000 т и более.
ГЛ А В А Д Ев Я ТА /П
П Е Р В Ы Е Л Ю ДИ В К О СМ О С Е
Первый полет в космическом пространстве совершил
советский космонавт Юрий Гагарин на .КК «Восток-1»,
выведенном на орбиту 12 апреля 1961 г. Ответом США
на это явился полет по баллистической траектории кап-
сулы «Меркурий» (рис. 94) с космонавтом Алланом Ше-
пардом на борту, запущенной 5 мая 1961 г. с мыса Кана-
верал.
Капсула «Меркурий», разработанная по контракту
NASA фирмой Макдоннел Эркрафт (г. Сент-Луис, штат
Миссури), имеет высоту 2,70 м диаметр основания
1,89 м. Космонавт размещается в специальном кресле,
выполненном точно по его фигуре; вследствие этого при
больших перегрузках во время запуска капсулы и воз-
вращения в плотные слои атмосферы нагрузки равно-
мерно распределяются по всему телу космонавта.
Имеется система регулирования температуры внутри
капсулы (рис. 95).
Капсула стабилизируется на траектории с помощью
небольших реактивных сопел системы управления, кото-
рые приводятся в действие инфракрасными датчиками
горизонта, устанавливающими горизонтальную пло-
скость. В капсуле установлен перископ (рис. 96), экран
которого вынесен, на приборную доску; через перископ
космонавт может наблюдать поверхность Земли — полу-
чать данные для ручного управления капсулой, если
автоматическая система стабилизации выйдет из строя.
Индикатор этого перископа, (разработанный фирмой
Перкин-Эльмер, используется также для целей навига-
1 Текст данной главы сокращен. Опущено описание полетов со-
ветских космонавтов, составленное автором по материалам советской
прессы.— Прим, ред.
314
1 — сбрасываемая связка тормозных двигателей; 2— кресло космонавта; 3 —• ручка включения системы аварийного спасения
капсулы; 4 — приборная доска; 5 — герметизированная кабина космонавта с двойными стенками (рис. 97); 6 — основной и за-
пасной парашюты; 7 — сопла управления по тангажу; 8 — баллоны с перекисью водорода; 9 — вытяжной парашют; 10— РДТТ
системы аварийного спасения капсулы с тремя соплями, поставленными под некоторым углом; 11 — РДТТ для сбрасывания
qj фермы системЬ! аварийного спасения капсулы; 12 — инфракрасный сканирующий датчик горизонта; 13 — сопла управления по
рысканью; 14 — перископ; 15— ручка управления положением капсулы по трем осям; 16 — сопла управления по крену;
СП 17 — теплозащитный экран из усиленного стеклопластика, работающего на унос массы
ции. С его помощью можно определить даже высоту
полета капсулы. Передвигая посредством рукоятки че-
тыре указателя на экране перископа, которые измеряют
диаметр видимой на экране части Земли, космонавт на
калиброванном диске может прочитать данные о высо-
те полета капсулы.
Рис. 95. Схема кондиционирования воздуха в капсуле «Мер-
курий»:
/ — воздух из капсулы; 2 —воздух из костюма; 5 — фильтр грубой
очистки; 4 — редуктор давления; 5 — баллон с кислородом; 6 — ком-
прессор; 7 — поглотитель запахов; 8 — поглотитель СО2; 9 — фильтр
тонкой очистки; 10 — теплообменник; // — вывод за борт; 12 — поглоти-
тель влаги; 13 — бак с охладителем; 14 — воздух в костюм; 15 — воздух
в капсулу
Форма капсулы определяется главным образом усло-
виями входа в плотные слои атмосферы. Расширенный
конец капсулы покрыт теплозащитным экраном для рас-
сеивания огромного количества тепла, которое возникает
из-за трения капсулы о воздух при возвращении ее на
Землю. На переднем конце капсулы расположены пара-
шютный отсек, антенны для различных видов связи и
крепление фермы системы аварийного спасения капсулы
при неудачном старте. Для соединения источников пита-
ния с различным электронным оборудованием, система-
ми связи, тормозными двигателями и двигателями си-
316
стемы аварийного отделения
капсулы, индикаторными
лампами и т. п. использова-
но не менее 11 км электро-
провода.
Несмотря на то что по
замыслу капсула должна
полностью управляться с
Земли, при нормальных ус-
ловиях полета роль космо-
навта не является абсолютно
пассивной. На приборной
доске расположен целый ряд
индикаторных лампочек, ко-
торые сигнализируют космо-
навту, своевременно ли ав-
томаты выполняют предпи-
санные им функции. Напри-
мер, если тормозные двига-
тели не включаются автома-
тически в назначенное время,
на приборной доске зажи-
гается красная лампочка.
В этом случае космонавт мо-
жет запустить тормозные
двигатели ручным способом.
Ручное управление имеется
также в системах обеспече-
ния жизнедеятельности кос-
монавта, кондиционирова-
ния воздуха, связи и управ-
ления положением капсулы.
Основные характеристики
капсул «Меркурий» МА-6 и
МА-7 приведены в табл. 9.1.
Поскольку конструкция
капсулы рассчитана на вос-
приятие высокого аэродина-
мического сопротивления,
она может выдержать лю-
бое сочетание ускорения,
тепловой нагрузки и аэро<-
динамических сил во время
Рис. 96. Перископ, разработан-
ный для капсулы «Меркурий»
фирмой Перкин-Эльмер. Ниж-
няя часть перископа представ-
ляет собой систему широко-
угольных объективов, выдви-
гающихся через отверстие в
обшивке капсулы. Верхняя
часть перископа оборудована
экраном диаметром 203 мм,
снабженным системой указате-
лей для получения необходи-
мой информации о высоте и
траектории полета капсулы
317
Таблица 9.1
Основные характеристики капсул «Меркурий» МА-6 и МА-7,
рассчитанных на три витка вокруг Земли
Размеры, м:
высота (без фермы аварий-
ного спасения высотой
4,2 м)................ 2,70
максимальный диаметр	1,89
Общий вес, кг:
стартовый.............. 1930 *
на орбите (без фермы
аварийного спасения)	1350 *
при посадке (без связки
тормозных двигателей
и т. п.) ........	1127*'
Материалы, из которых вы-
полнены элементы конструк-
ции капсулы:
внутренний герметизиро-
ванный отсек.........Двойная обшивка из листов титана
толщиной 0,25 мм
передняя и задняя пере-
борки ...............Листовой титан толщиной 0,25 мм
внешняя теплозащитная
оболочка ....... Покрытие из никелевого сплава
R-41 толщиной 0,4 мм
изоляция (между гермети-
зированным отсеком и
внешней оболочкой) . . Керамическое волокно
цилиндрическая передняя
часть ...........  .	Листовой берилий толщиной 5,5 мм
иллюминаторы капсулы Кварцевое стекло
теплозащитный экран . . Аблятивный материал — слоеный
пластик, усиленный стеклотканью
Система обеспечения жизне-
деятельности космонавта . . Воздушная среда с 100% содержа-
нием кислорода для дыхания,
вентиляции и поддержания давле-
ния. Автоматическая с двумя схе-
мами управления: для кабины и
для костюма космонавта. Запас
кислорода на 28 час\ давление в
кабине и костюме — 0,385 кг/см^
Управление положением кап-
сулы ....................Двенадцать реактивных сопел, ра-
ботающих на перекиси водорода,
для автоматического или ручного
управления по крену, тангажу и
рысканью; шесть сопел отдельной
системы для ручного управления
* Эти цифры относятся к капсуле „Меркурий" МА-6.
318
Аварийная сйсТеМа........Один РДТТ на ферме системы ава-
рийного спасения капсулы тягой
22 680 кг имеет три сопла (может
отделить капсулу от ракеты-носи-
теля даже на земле). Три РДТТ
тягой по 158 кг для сбрасывания
фермы при нормальном полете
Тормозная двигательная си-
стема ...................Три последовательно включаемых
РДТТ тягой по 566 кг (снижают
скорость капсулы на 560 км/час
при ориентации капсулы 34°, теп-
лозащитный экран при этом нахо-
дится спереди и отклонен кверху)
Парашютная система , „ * „ Один вытяжной парашют диаметром
1,8 м, ленточный, конический, от-
крывается на высоте 7 км, поме-
щается в антенном конусе. Основ-
ной и резервный парашюты диа-
метром 18,9 м открываются на вы-
соте 3,3 км (хранятся в цилиндри-
. ческой части 'капсулы)
разгона при запуске или в период торможения при воз-
вращении в плотные слои атмосферы.
Кабина капсулы имеет внутреннюю герметическую и
внешнюю теплозащитную обшивку (рис. 97). Гермети-
ческая обшивка состоит из двух концентрических сдоев
из титановых трапециевидных листов толщиной 0,25'мм,
Рис. 97. Разрез конструкции корпуса капсулы
«Меркурий»:
1 — продольные фасонные стрингеры из титана; 2 —
контргайка; 3— прокладка; 4 — отверстие с зазором на
расширение болта; 5 — болт из нержавеющей стали;
6 — теплоизолирующая прокладка из материала
JM Min-K1301; 7—-тепловой поток; 8— внешняя жаро-
стойкая обшивка из никелевого сплава Rene-41; 9— внут-
ренняя двойная обшивка из титана; 10 —• теплоизоляция
из керамического волокна; 11—давление; 12 — шов сты-
ковой сварки листов из титана; 13 — точечная сварка
319
сваренных вместе; рри этом внешний слой имеет выгибы
Для дополнительной жесткости. Эти два слоя обшивки
соединены друг с другом точечной сваркой.
Продольные профилированные стрингеры из титана
в верхней части капсулы связаны с двойной обшивкой
герметизированного отсека также при помощи точечной
Рис. 98. Сборка капсулы «Меркурий» на заводе фирмы Макдоннел
Эркрафт. Система кондиционирования воздуха задерживает частицы
пыли размером до 0,3 мк. Механики-сборщики одеты в белые костю-
мы из нейлона и ботинки из пластика
сварки; этот процесс производства показан на рис. 98.
Затем герметическая обшивка покрывается изоляцией
из керамического волокна, которая огибает также и
внешнюю поверхность титановых стрингеров (рис. 97).
К верхним поверхностям стрингеров прикрепляются лен-
ты из специального теплоизолирующего материала
JM Min-K1301 с помощью болтов из нержавеющей ста-
ли, шайб и контргаек. Таким путем герметическая каби-
на будет термически изолирована. Поверх теплоизоля-
ции накладывается обшивка из жаростойкого никелевого
сплава Rene-41. Этот сплав в свое время был создан для
изготовления лопаток реактивных двигателей. Отверстия
для различного рода креплений имеют несколько завы-
320
шенные размеры, что позволяет входящим в них крепеж-
ным деталям расширяться во время нагрева обшивкй.
Передняя и задняя переборки капсулы выполнены из
титана. Задняя переборка удерживает на себе кресло
космонавта и различные системы, расположенные непо-
средственно за теплозащитным экраном, прикрывающим
расширенный конец капсулы.
При запусках капсулы на баллистическую траекто-
рию с помощью ракеты «Редстоун» теплозащитный
экран капсулы делался из бериллия. На заводе фирмы
Браш Бериллиум горячим прессованием под давлением
50 000 т изготовлялся диск диаметром 2 ж и толщиной
75 жж, и после механической обработки он получал фор-
му неглубокой миски.
Температурный режим капсулы «Меркурий» при воз-
вращении в плотные слои атмосферы после ее запуска
с помощью ракеты «Атлас» является более суровым.
В этом случае для теплозащитного экрана лучше всего
подходят материалы, работающие на унос массы. Один
из таких материалов, разработанный фирмой Цинцин-
нати Тэстинг Лабратриз, состоял из слоев стекловолокна
и резины; при возникновении больших температур рези-
на выгорела, а стекловолокно обеспечило прочность и
целостность теплозащитного экрана.
Теплозащитный экран делают отделяющимися от
капсулы, вследствие чего после входа капсулы в плот-
ные слои атмосферы и раскрытия посадочного пара-
шюта экран, может быть отделен от дна капсулы и опу-
щен вниз примерно на 120 сж; при этом из капсулы
вытягивается кольцеобразная амортизационная подуш-
ка из прорезиненного стекловолокна с большим количе-
ством отверстий. При приводнении капсулы теплоза-
щитный экран, находящийся впереди, принимает на
себя первый удар, а наполненная воздухом кольцеоб-
разная подушка служит пневматическим амортизато-
ром. Затем подушка наполняется водой и становится
своего рода морским якорем.
Контракты на разработку проекта «Меркурий» были
заключены в начале 1959 г. NASA с фирмой Макдоннэл
как главным подрядчиком. Первую из 24 заказанных
капсул фирма доставила NASA в апреле 1960 г. — че-
рез четырнадцать месяцев после заключения контракта.
Пять капсул фирма Макдоннэл поставила менее чем за
321
два года, что надо считать большим достижением, если
иметь в виду множество сложных проблем, которые
нужно было решить при конструировании капсулы и в
процессе их производства. Такие быстрые сроки выпол-
нения контракта были достигнуты за счет того, что
проектирование и разработка технологии производства
проводились одновременно.
В мае 1960 г. начались летные испытания первой
капсулы. Цель этих испытаний состояла в имитации спа-
сения капсулы в условиях аварии с помощью аварийно-
го двигателя, установленного на конце фермы. Испыта-
ния прошли успешно.
Полная программа летных испытаний, предусмотрен-
ных программой осуществления проекта «Меркурий»,
дается в табл. 9.2.
РДТТ системы аварийного спасения капсулы пред-
назначен для отделения капсулы от ракеты-носителя в
случае выхода последней из строя на начальном этапе
полета; при этом капсула с космонавтом приземляется
при помощи парашютной системы. При нормальном по-
лете ферма системы аварийного спасения капсулы ве-
сом 408 кг сбрасывается примерно в то время, когда
ракета «Атлас»» покидает плотные слои атмосферы.
В противном случае на орбиту пришлось бы выводить
лишний груз.
Особенно важное испытание проводилось на мысе
Канаверал 29 июля 1961 г., когда с помощью ракеты
«Атлас» производилась проверка серийной модели кап-
сулы «Меркурий». Испытания предусматривали полет
капсулы по баллистической траектории на расстояние
2400 км, причем в ходе этого полета капсула должна
была достичь скорости 5,7 км]сек, высоты около 176 км
и испытать перегрузку 16,5 g при возвращении в плот-
ные слои атмосферы.
К несчастью, это испытание закончилось катастро-
фой, ибо через минуту после отделения ракеты-носителя
от стартового стола она взорвалась. Хотя капсула отде*
лилась от ракеты «Атлас» и, приводнившись в океане,
не пострадала, ни одна из целей испытаний достигнута
не была. Тем не менее после исследования выловленной
капсулы был получен целый ряд полезных сведений.
Другое важное подготовительное мероприятие к по-
лету капсулы по орбите вокруг Земли было проведено
322
Таблица 9.2
Ход выполнения проекта «Меркурий»
Дата запуска	Ракета-носитель	Особенности и цели запуска
9 сентября	„Биг Джо“ (моди-	Исследовательская капсула,
1959 г.	фицированная ракета „Атласа-D)	разработанная NASA, запу- щена ракетой „Атлас“-Ь с мы- са Канаверал для проверки принципа проекта „Меркурий". Капсула подвергалась силь- ному нагреву и перегрузкам при полете по баллистической траектории. Успешно возвра- щена на Землю
4 октября	„Литтл Джо-Г‘ (во- семь РДТТ общей ста- тической тягой 113 т)	Запуск с испытательной станции на о. Уоллопс для проверки соединения капсулы и ракеты-носителя
4 ноября	„Литтл Джо-2“	Запуск с о. Уоллопс для оценки возможности аварий- ного катапультирования кап- сулы на небольшой высоте
4 декабря	„Литтл Джо-3“	Запуск с о. Уоллопс для испытания действия аварийно- спасательной системы на боль- ших высотах; подопытное жи- вотное—самец обезьяны резус
21 января 1960 г.	„Литтл Джо-4“	Запуск с о. Уоллопс для оценки системы аварийного спасения капсулы при боль- ших перегрузках; подопытное животное — самка обезьяны резус
9 мая 1960 г.	Только капсула (капсула 1)	Испытание на аварийное ка- тапультирование. Первая се- рийная капсула фирмы Мак- доннэл и система ее аварий- ного спасения. Запуск со стола
29 июля	„Меркурий-Ат- лас-1“, „Атлас“-Б (капсула 4)	Проверка капсулы на бал- листической траектории при максимальных перегрузках и нагреве во время возвращения в плотные слои атмосферы. Капсула не имела ни спаса- тельной системы, ни под- опытного животного. Ис- пытание не состоялось ввиду отказа ракеты-носителя
323
Дата запуска	Ракета-носитель	Особенности и цели запуска
8 ноября	„Литтл Джо-5“	Запуск с о. Уоллопс для
	(капсула 3)	проверки серийной капсулы в наиболее сложных условиях преждевременного катапульти-
	„Меркурий-Ред-	рования. Испытание неудачное
21 ноября		Первое испытание запуска
	стоун-1“. Модифи- цированная ракета „Редстоун“-88М фир- мы Крайслер (кап- сула 2)	капсулы с помощью ракеты „Редстоун". Преждевременное выключение двигателей в мо- мент отрыва ракеты от стар- тового стола лишь на несколь- ко сантиметров. Ракета опу- стилась обратно на стол, по- лучив легкие повреждения. Капсула невредима
19 декабря	„Меркурий-Ред- стоун-1А“ (капсула.2)	Повторение испытания от 21 ноября. Капсула достигла максимальной высоты 216 км и пролетела по горизонтали 378 км; выловлена в море
31 января	„Меркурий-Ред-	Успешный полет по балли-
1961 г.	стоун-2“ (капсула 5)	стической траектории с шим- панзе весом 62 кг; капсула достигла высоты 248 км и пролетела по горизонтали 672 км. Герметическая пере- борка пробита при приводне- нии, но капсула и животное
		невредимы
.21 февраля	„Меркурий-Ат- лас-2" (капсула 6)	Запуск по баллистической траектории для испытания на- грева капсулы в максимально сложных условиях возвраще- ния в плотные слои атмо- сферы. Угол вхождения в плотные слои оказался боль- ше, что обусловило нагрева- ние значительно выше расчет- ного. Максимальная высота —
		173 км, максимальная ско- рость — 20 800 км/час, даль- ность полета по горизонтали — 2280 км
18 марта	„Литтл Джо-5А“ (капсула 14)	Повторение неудачного за- пуска „Литтл Джо-5“ с о. Уол- лопс. При запуске только ча- стично решены поставленные задачи
324
Дата запуска	Ракета-носитель	Особениости и цели запуска
25 апреля’	„Меркурий-Ат- лас-3“ (капсула 8)	Первая попытка вывести капсулу „Меркурий" на орби- ту с „механическим космо- навтом". Ракета-носитель не вышла на заданную траекто- рию, была уничтожена по ко- манде с Земли через 40 сек после ’Старта. Сработала си- стема аварийного сбрасывания капсулы, которая была подо-
28 апреля	„Литтл Джо-5В“ (капсула 14)	брана в море Третья попытка испытать спасательную систему в самых сложных условиях; запуск производился с о. Уоллопс, капсула достигла высоты 13 км. Испытание прошло
5 мая	„Меркурий-Ред- стоун-3“ (капсула 7)	успешно Первый испытательный по- лет капсулы „Меркурий" по баллистической траектории, на борту Шепард. Максимальная высота — 184 км, расстояние
21 июля	Меркурий-Ред- стоун-4“ (капсула 11)	по горизонтали — 486 км Второй баллистический по- лет капсулы „Меркурий" на борту В. И. Гриссом. Макси- мальная высота — 189 км, рас- стояние по горизонтали — 485 км. Капсула затонула.
13 сентября	„Меркурий-Ат- лас-4" (капсула 8)	В остальном полет успешен Первый успешный запуск капсулы „Меркурий" на орби- ту. На борту „космонавт-ма- некен", выделяющий влагу в кабине в таком же количестве, как и человек; капсула подо- брана после одного витка, как и планировалось, на расстоя- нии 256 км от Бермудских
29 ноября	„Меркурий-Ат- лас-5“ (капсула 9)	островов Планировалось осуществить три витка вокруг Земли с шимпанзе на борту. Достигну- тая орбита: перигей — 158 км, апогей — 233 км. Дана команда на возвращение после двух витков, поскольку телеметри-
325
Дата запуска
Ракета-носитель
Особенности и цели запуска
20 февраля
1962 г.
24 мая
1962 г.
„Меркурий-
Атлас-6“ (капсула 13)
„Меркурий-
Атлас-7“ (капсула 18)
ческие сигналы показали пе-
регрев и неполадки в системе
ориентации (крен). Успешно
приводнилась в 352 км южнее
Бермудских островов. Обезья-
на невредима
Первый орбитальный полет;
на борту Джон Гленн. Три
витка вокруг Земли за 4 час
56 мин. Перигей—156 км,
апогей — 255 км, период обра-
щения — 88,2 мин
Успешное совершение трех
витков вокруг Земли, на бор-
ту Скотт Карпентер; длитель-
ность полета — 4 час 56 мин,
перигей — 158 км, апогей —
119 км, период обращения
88,3 мин. В связи с неисправ-
ностями в работе тормозных
двигателей и системы ориен-
тации приводнение произошло
с ошибкой около 400 км (в
216 км северо-восточнее Пуэр-
то-Рико). Во время полета
проведены следующие экспе-
рименты: выпущен баллон
диаметром 76 см из майлара,
усиленного алюминием, окра-
шенный во много цветов для
изучения отражающих харак-
теристик цветных поверхностей
и аэродинамического тормо-
жения; выброшены искусствен-
ные светящиеся частицы; ис-
следовано поведение жидко-
стей в условиях невесомости
с помощью ракеты «Редстоун», в ходе которого капсула
испытывалась в менее жестких условиях. Цель состояла
в подъеме капсулы на высоту 200 км во время баллисти-
ческого полета на расстояние около 320 км.
В первых запусках на борту капсул находились толь-
ко приборы, но затем в них стали помещать обезьян. На-
конец, когда все системы были признаны достаточно на-
дежными, наступила очередь баллистического полета
капсулы с человеком на борту.
326
Полет космонавта Шепарда по баллистической траек-
тории 5 мая 1961 г. не идет ни в какое сравнение с до-
стижением Гагарина, совершившего полный об#ет зёв-
ного шара; но для осуществления американской про-
граммы исследования космического пространства он
имел большое значение. В этом полете капсула достигла
высоты 184 км и пролетела по горизонтали от места
старта на 486 км. Полет убедительно продемонстриро-
вал не только способность космонавта управлять поло-
жением космического корабля в условиях невесомости,
но и его выдержку. Шепарду пришлось провести в кап-
суле свыше четырех часов, ожидая старта ракеты.
Шепард вошел в капсулу, размещенную в головной
части ракеты «Редстоун», в 5 час 18 мин восточного
стандартного времени; люк капсулы был задраен в 6 час
10 мин\ старт был намечен на 7 час. Сначала последо-
вала задержка старта в связи с появлением облака, за-
тем была замечена неисправность в преобразователе
электросистемы первой ступени рдкеты-носителя; это
вызвало необходимость вернуть к ракете башню обслу-
живания для замены вышедшей из строя детали.
Старт состоялся в 9 час 34 мин 13 сек. Подъем ра-
кеты прошел в соответствии с программой; при подъеме
космонавт испытывал перегрузки около 6 g. Двигатель
был выключен через 142 сек после старта; в этот момент
ракета «Редстоун» находилась на высоте 58,8 км под
углом 40° к плоскости горизонта и имела скорость при-
мерно 7200 км/час. В момент отсечки двигателя была
сброшена ферма системы аварийного спасения капсу-
лы, и примерно через 10 сек после отсечки двигателя
капсула отделилась от ракеты путем освобождения за-
жимного кольца и включения трех РДТТ (тягой по 158 лег
каждый), установленных в основании капсулы.
Вслед за этим из капсулы был выпущен перископ.
Затем в соответствии с программой полета автопилот
запустил газореактивную систему ориентации капсулы,
которая обеспечила поворот капсулы таким образом,
что ее теплозащитный экран, оказался направленным в
сторону полета. Капсула установилась под углом 14,5° к
горизонту; колебания, вызванные этим маневром, демп-
фировались автоматическим стабилизатором.
Именно в этот момент, когда капсула управлялась
автопилотом, Шепард впервые опробовал систему руч-
327
ного управления. С помощью ручки пилота он последо-
вательно изменял крен, угол тангажа и рысканья. За-
тем, перейдя исключительно на ручное управление, он
управлял положением капсулы, изменяя угол тангажа,
рысканья и крена до 20° (максимум). Результаты этих
маневров передавались на Землю по телеметрической
системе связи.
Хотя при полете капсулы по баллистической траекто-
рии не было никакой необходимости в тормозных дви-
гателях, тем не менее они были установлены в испыта-
тельных целях.’ В центре теплозащитного экрана была
расположена связка из трех РДТТ тягой 526 кг каж-
дый. При помощи этих двигателей Шепард приподнял
носовую часть капсулы на угол 34°, необходимый для
запуска тормозных ракет, и запустил тормозные ракеты
с интервалом в 30 сек в тот момент, когда капсула до-
стигла высоты в апогее 184 Км. Это снизило скорость
капсулы примерно на 560 км!час, после чего отсек с
тормозными двигателями был сброшен путем срабаты-
вания взрывных болтов.
Теперь наступило время убрать перископ и снова пе-
ревести капсулу на автоматическое управление, с тем
чтобы она приняла положение, обеспечивающее правиль-
ный вход в плотные слои атмосферы. На этом этапе
была проведена еще одна проверка способности космо-
навта управлять движением корабля в пространстве. За-
тем перед самым входом капсулы в плотные слои атмо-
сферы (примерно через 420 сек после старта) Шепард
проделал еще Одно испытание — нашел на ощупь (с за-
крытыми глазами) правой рукой. специальное устрой-
ство, установленное в кабине. Его действия, были за-
фиксированы 16-жж кинокамерой, установленной выше
и позади его левого плеча.
Через 490 сек после старта, как показывают записи,
Шепард придал капсуле вращение со скоростью до
2 об!мин с целью равномерного распределения возника-
ющего от трения тепла по всей площади теплозащитного
экрана й повышения точности приземления. После пре-
бывания в состоянии невесомости в течение 4 мин 45 сек
космонавт начал вход капсулы в атмосферу с отрица-
тельной перегрузкой, равной 0,05 g. Вход капсулы в
плотные слои атмосферы продолжался 1,5 мин, в тече-
ние которых перегрузка увеличилась до 11 g, а затем в
328
конце полета снизилась до 1,5 g (примерно в течение
0,5 мин Шепард испытывал перегрузку 5 g). Максималь-
ное динамическое давление, равное 268,5 кг/м2, отмече-
но на высоте 10,5 км.
На высоте 7,5 км (через 570 сек после старта} был
выпущен вытяжной парашют, и с ним выброшены метал-
лизированные ленты. Через 4 сек было включено шнор-
кельное устройство для подачи в капсулу воздуха из
окружающей атмосферы. Через бООсе/с после старта на
высоте 3,3 км был раскрыт главный парашют, который
и опустил капсулу на поверхность моря со скоростью
снижения 11 м/сек. Капсула коснулась поверхности моря
в 9 час 49 мин.
После анализа полета капсулы было установлено,
что Шепард включил тормозные двигатели в тот мо-
мент, когда угол наклона капсулы составлял около 29°
вместо 34°, предусмотренных программой полета. Как
уже указывалось выше, запуск тормозных двигателей и
ориентация капсулы с помощью ручного управления ре-
шающего значения для успешногб выполнения програм-
мы полета не имели. Конструкторы капсулы настаивают
на том, что, если бы космонавту и не удалось правильно
сориентировать капсулу, ее аэродинамическая устойчи-
вость во время прохождения плотных слоев атмосферы
была бы достаточной для того, чтобы удерживать кап-
сулу расширенным концом вперед. Кроме того, действия
космонавта всегда контролировались автоматическим
стабилизатором и автоматической системой управления.
Второй — и последний — испытательный запуск кап-
сулы по баллистической траектории с помощью ракеты
«Редстоун» был совершен 21 июля 1961 г. На борту кап-
сулы находился космонавт В. Гриссом. В этом полете
капсула достигла высоты 189 км и пролетела от мыса
Канаверал расстояние по горизонтали 485 км. Несмотря
на неудачу в конце полета, приведшего к затоплению
капсулы, полет явился новым доказательством отлич-
ного качества конструкции капсулы «Меркурий».
Автоматическая система стабилизации и управления,
которой кайитан Гриссом пользовался вручную, была
разработана фирмой Миннеаполис Хониуэлл Регьюлэй-
тэр и сыграла важную роль в точном выдерживании за-
данной баллистической траектории полета. Эта система,
состоящая из пяти гироскопов, небольшого акселеро-
329
метра, и вычислительной машины, выполняет функции
автопилота. Как только капсула отделяется от ракеты-
носителя, три скоростных гироскопа начинают следить
за любым отклонением капсулы от расчетной траекто-
рии. И если это случается, сигнал ошибки немедленно
посылается в вычислительную машину, которая выдает
команду газореактивной системе управления на внесе-
ние определенных корректив в движение капсулы.
Гироскопы системы управления связаны с програм-
мирующим устройством, которое выдает команду для
поворота капсулы на 180° через 5 сек после ее отделе-
ния от ракеты-носителя. В дополнение к скоростным ги-
роскопам капсула имеет два позиционных гироскопа,
следящих за тапгажом, креном и рысканьем капсулы.
Эти гироскопы, связанные с реактивными соплами, дол-
жны реагировать на угловые скорости капсулы менее
1,5° в секунду.
Как только капсула будет правильно сориентирована,
космонавт сможет осуществлять управление ею с по-
мощью ручного управления. В этом ему помогает си-
стема указания положения капсулы и угловой скорости,
разработанная фирмой Хониуэлл; ее индикаторы разме-
щаются в центре приборной доски. Эта система с помо-
щью гироскопов следит за положением капсулы и дает
космонавту визуальное представление об отклонениях
капсулы. Она играет очень важную роль при ручном
управлении полетом капсулы.
Другой прибор фирмы Хониуэлл, называемый «ука-
зателем маршрута», устанавливается в капсуле при ор-
битальных полетах. Подобно прибору, установленному
на борту советского КК «Восток», этот указатель пред-
ставляет собой вычислительное устройство, в которое
вмонтирован механически вращающийся глобус. Этот
глобус непрерывно показывает космонавту его положе-
ние относительно Земли и район, где он приземлится
после схода с орбиты.
По просьбе космонавтов, в стенку капсулы вделан
иллюминатор, который дает возможность вести наблю-
дения из капсулы, не прибегая к помощи перескопа.
Запуски капсул «Меркурий» на орбиту вокруг Зем-
ли осуществляются с помощью ракеты-носителя «Ат-
лас»-В, которая, как и ракета «Редстоун», была модифи-
цирована таким образом, что в ее носовой части можно
330
разместить капсулу. При первом испытательном (без
космонавта) запуске капсулы на орбиту вокруг Земли
она достигла высоты около 160 км и совершила облет
вокруг Земли за ПО мин. На следующем этапе выпол-
нения программы «Меркурий» был совершен еще один
непилотируемый орбитальный полет, во время которого
капсула трижды облетела земной шар (рис. 99).
Рис. 99. Траектории .полета капсулы «Меркурий» при совершении
трех витков вокруг Земли
После запуска капсулы с мыса Канаверал при по-
мощи ракеты-носителя «Атлас»-В ее полет на первом
этапе контролируется бортовым программирующим уст-
ройством, которое управляет траекторией полета вплоть
до того момента, когда примерно через 2,5 мин после
запуска будут сброшены два стартовых РДТТ, смонти-
рованных по бокам ракеты. В течение этого периода
активного полета ракета «Атлас» была повернута от
вертикали на угол в 70°. С момента отделения старто-
вых РДТТ и до момента выгорания топлива в марше-
вом двигателе управление ракетой осуществляется при
помощи радиоинерциальной системы наведения.
Через несколько секунд после сбрасывания старто-
вых РДТТ зажимное кольцо, крепящее ферму системы
аварийного спасения капсулы к ракете-носителю, раз-
рывается и включаются РДТТ для сбрасывания фермы
с капсулы.
331
Маршевый двигатель ракеты «Атлас» йрддоЛЖает
работать вплоть до того момента, когда система управ-
ления получит сигнал о достижении ракетой необходи-
мой скорости и высоты. В момент отсечки двигателя
скорость ракеты составляет около 28000 км/час, 
По прекращении работы маршевого двигателя за-
жимное кольцо, крепящее капсулу на ракете-носителе,
освобождается и включаются ракетные двигатели, пред-
назначенные для отделения капсулы от ракеты-носи-
теля.
Управление положением капсулы в пространстве
обеспечивается газореактивными соплами, работающи-
ми на парах перекиси водорода и расположенными на
конической и цилиндрической частях капсулы (рис. 94):
Момент включения и величина тяги этих сопел регули-
руются автоматической системой стабилизации и управ-
ления (АСУ), выполняющей функции автопилота и ра-
ботающей без участия космонавта.
После отделения капсулы от ракеты-носителя систе-
ма АСУ прежде всего фиксирует любую тенденцию кап-
сулы к потере устойчивости и вносит необходимые по-
правки в ее полет. После демпфирования нежелатель-
ных колебаний капсулы система АСУ в соответствии с
заранее разработанной программой ориентирует капсу-
лу таким образом, чтобы теплозащитный экран капсулы
был направлен в сторону ее движения.
Кроме системы АСУ, капсула снабжена тремя допол-
нительными системами управления. Первая из них — си-
стема стабилизации угловых скоростей (СУС), гироско-
пы которой реагируют на изменение угловой скорости
капсулы. Вторая — система ручного пропорционального
управления (РПУ); при пользовании ею космонавт пра-
вой рукой передвигает в нужное положение ручку управ-
ления, которая связана механическими тягами с про-
порциональными клапанами, регулирующими подачу
газа в сопла. И, наконец, третья — система электроди-
станционного управления (ЭДУ), в которой движения
ручки управления передаются на соленоидные клапаны
посредством электрических сигналов.
Реактивная система управления-капсулы «Меркурий»,
разработанная фирмой Белл Аэросистемз, действует за
счет газа, который образуется при прохождении пере-
киси водорода через катализатор, в результате чего пе-
332
рекись разлагается на пар и кислород. Под давлением
гелия Н2О2 проходит через отсечные клапаны на соле-
ноиды управления и затем подается в-реактивныеуправ-
ляющие сопла.
Система насчитывает 18 реактивных сопел. При ра-
боте автоматических систем действуют 12 сопел (по че-
тыре сопла для управления по тангажу, рысканью и
крену). Сопла для управления по тангажу и рысканью
расположены на цилиндрической части капсулы; они
развивают тягу или 0,45 или 10,7 кг. Сопла управления
по крепу, расположенные вблизи основания конической
части капсулы, прилегающей к теплозащитному экрану,
развивают тягу или 0,45 или 2,7 кг. Меньшая тяга пред-
назначена для внесения небольших, а большая — для
обеспечения значительных моментов управления, как,
например, моментов для ориентации капсулы относи-
тельно ее продольной оси. Для ручного управления ис-
пользуются шесть с двумя значениями тяги сопел; из
них две пары сопел, развивающих тягу 1,8 и 10,7 кг —
для управления по тангажу и рысканью, и два сопла с
тягой 0,45 и 2,7 кг — для управления по крену.
К концу последнего витка временное реле, установ-
ленное на борту капсулы, по подтверждающему команд-
ному сигналу с Земли запускает тормозные ракеты для
возвращения капсулы на Землю. Управление положе-
нием капсулы при работе тормозных ракет осуществляет-
ся реактивными соплами высокой тяти, входящими в си-
стему АСУ. Вскоре после этого связка тормозных ракет
сбрасывается, капсула поворачивается и принимает по-
ложение для входа в плотные слои атмосферы.
По достижении капсулой высоты 6,4 км из нее вы-
брасывается вытяжной парашют; затем на высоте 3,3 км
сбрасывается обтекатель антенны и срабатывает основ-
ной парашют, который опускает капсулу на поверхность
океана со скоростью примерно 32 км!час.
Район приводнения капсулы находится в южной ча-
сти Атлантического океана недалеко от о. Пуэрто-Рико.
В этом районе во время проведения операций по про-
грамме «Меркурий» всегда дежурят корабли ВМС США.
Наземные станции, находящиеся на Бермудских и
Канарских островах, в Австралии, на Гавайских остро-
вах и на континентальной части США, могут тщательно
следить за полетом капсулы, что позволяет делать точ-
333
ные прогнозы относительно будущей орбиты капсулы.
Помимо этих станций, телеметрические и связные стан-
ции созданы в Африке, Австралии, на о. Кантон в Ти-
хом океане, в Пойнт Аргуэлло (штат Калифорния)', а
также на судах, находящихся в Индийском и Атланти-
ческом океанах. С этих станций можно вести переговоры
с космонавтом и получать данные о работе аппаратуры
капсулы и о состоянии космонавта.
Первая попытка испытать в орбитальном полете си-
стему «Меркурий» без участия человека была предпри-
нята в апреле 1961 г. Но она оказалась безуспешной,
так как ракета «Атлас», в носовой части которой распо-
лагалась капсула МА-3, не вышла на предусмотренную
программой траекторию и была уничтожена офицером
службы безопасности вскоре после старта. Вместо кос-
монавта в этом полете находился «дышащий, потеющий
и говорящий» робот, сконструированный таким образом,
чтобы обеспечить информацию о рабочих условиях вну-
три капсулы. Космонавт-робот создавал такую же на-
грузку средствам обеспечения жизнедеятельности в кап-
суле, как и живой человек. Он поглощал кислород и
выделял углекислый газ и водяные пары в циркулирую-
щий поток кислорода, а также имитировал кровообра-
щение и дыхание человека. Электронагревательные при-
боры мощностью 200 вт имитировали выделение тепла
человеческим телом.
Два магнитофона с пленками, на которых были за-
писаны различного рода сообщения, общей продолжи-
тельностью 45 мин, были установлены на борту капсулы
МА-3 для проверки системы связи с космонавтом. Эти
сообщения передавались не через микрофон, а посыла-
лись на наземные станции с помощью бортовых пере-
датчиков.
Очень знаменательно, что в этом первом орбиталь-
ном испытании аварийное отделение капсулы от ракеты
и ее приземление на парашюте прошли отлично. Такой
результат мог быть достигнут благодаря тому, что ра-
кета «Атлас» снабжена специальной системой преду-
преждения, которая передавала в капсулу сигнал о
неисправностях ракеты-носителя. Таким образом, когда
ракета «Атлас» в апреле 1961 г. не вышла на траекто-
рию, предусмотренную программой, капсула была авто-
матически отделена от ракеты с помощью РДТТ системы
334
аварийного спасения капсулы. После этого по команде
офицера службы безопасности ракета ’была взорвана в
воздухе.
К^к видно из табл. 9.2, другой знаменательной вехой
выполнения программы «Меркурий» было выведение и
возвращение на Землю капсулы с шимпанзе 29 ноября
1961 г. Неисправность в системе управления капсулой
по крену и чрезмерное повышение температуры внутри
капсулы привели к необходимости прекратить полет по-
сле двух витков вместо трех, как это предусматривалось
программой. Тем не менее этот эксперимент был оценен
как удачный и послужил началом подготовки к запуску
на орбиту вокруг Земли первого американца.
Последовавшие за этим три витка Джона Гленна во-
круг Земли в капсуле «Френдшип-7» 20 февраля 1962 г.
(табл. 9.3) явились полным оправданием столь затянув-
Таблица 9,3
Полет первого американского космонавта по орбите вокруг Земли
20 февраля 1962 г.
(восточное стандартное время)
2.20. Космонавт Джон Гленн встал с постели
2.45. Завтрак (омлет из двух яиц, бифштекс, апельсиновый сок,
поджаренный хлеб, желе, кофе)
3.00. Последний предполетный медицинский осмотр, установка био-
логических датчиков
4.30. Надет и проверен на герметичность костюм космонавта
5.02. Гленн вошел в автобус для поездки к стартовому комплексу
№ 14 (ожидание в автобусе, пока заменялась часть системы
управления ракеты-носителя)
6.03. Занял место в капсуле «Френдшип-7»
7.20. Снята крышка входного люка капсулы для замены сломанно-
го болта
8.05. Люк задраен
8.25. Башня обслуживания отведена от ракеты «Атлас»
8.35. Закончена заправка ракеты жидким кислородом
9.36. Доклад космонавта из капсулы: «Все системы работают нор-
мально»
9.47.	Старт
9.49.	Отключены и сброшены РДТТ ракеты «Атлас»
9.50.	Сброшена ферма системы аварийного спасения капсулы
9.51.	Станция слежения на Бермудских островах получила сообще-
ние космонавта: «Чувствую себя прекрасно»
10.00	. Капсула вышла на орбиту на расстоянии 805 км от мыса Ка**
наверал
10.20.	Капсула пересекает восточное побережье Африки и входит в
затененную часть Земли над Индийским океаном
335
10.25.	Находясь в состоянии невесомости, космонавт принял пищу
из тубы
10.43.	Первый контакт со станцией сопровождения в Мучеа (Авст-
.ралия)
10.50.	Наземная станция сообщила, что пульс, дыхание и т. д. У
Гленна совершенно нормальные
11.00	. Гленн наблюдает восход Солнца, приближаясь к побережью
Калифорнии; первые сообщения о «светящихся частицах во-
круг корабля», наблюдавшихся в течение 3—4 мин
11.09	. Капсула пролетает над станцией сопровождения в Гуаймас
(Мексика)
11.24.	Закончен первый виток вокруг Земли спустя 97 мин после
старта (перигей — 157 км, апогей — 257 км, период обраще-
ния—88,2 мин,, наклонение орбиты к плоскости экватора — 32,5°,
средняя скорость — 28 236 км/час)
11.28.	Сообщение космонавта о неисправности в системах АСУ
11.32.	Космонавт переходит на ручное управление с помощью систе-
мы ЭДУ
12.02	. Капсула входит в затененную часть Земли над Индийским
океаном
12.28.	Гленн наблюдает третий восход Солнца вблизи о. Кантон в
Тихом океане
12.54.	Завершен второй виток через 3 час 6 мин после старта
14.20.	Для вхождения капсулы в плотные слои атмосферы последо-
вательно запущены три тормозных двигателя (в это время
капсула находилась примерно в 960 км западнее Лос-Анже-
лоса)	z
14.38.	Сработал основной парашют на высоте примерно 3,3 км
14.43.	Капсула приводнилась в Атлантическом океане примерно в
460 км северо-западнее Сан Хуана (о. Пуэрто-Рико)
15.01	. Капсула вместе с Гленном подобрана эсминцем «Ноа»
шегося выполнения программы «Меркурий»; в то же вре-
мя они ярко продемонстрировали большое значение
присутствия человека-космонавта на борту КК.
В 2.20 по восточному стандартному времени космо-
навт Гленн проснулся, затем он позавтракал и прошел
предполетный медицинский осмотр. В 4.30 он надел гер-
метический костюм, который был тут же проверен на
герметичность. В 6.03 он занял свое место в капсуле,
укрепленной в носовой части ракеты-носителя «Ат-
лас»-Э.
Затем 'последовал ряд утомительных задержек: по-
требовалось снять крышку люка, чтобы заменить сло-
мавшийся болт; затем нужно было освободить заедав-
ший клапан в магистрали подачи жидкого’ кислорода;
потребовалось также время на исправление системы
питания вычислительной машины на станции слежения
на Бермудских островах. Старт, наконец, состоялся
в 9.47.
336
в чем же главные особенности этого полета? Первая
заключается, конечно, в точности выведения капсулы на
орбиту с перигеем 157,1. км и апогеем 256,7 км. Как было
заявлено, такие параметры орбиты очень выгодны для
совершения по меньшей мере семи витков.
Вторая особенность состоит в том, что Гленн смгог
управлять капсулой сам в тот момент, когда в работе
системы автоматического управления положением кап-
сулы начали появляться ошибки. Это случилось, когда
Гленн заканчивал свой первый виток. Пролетая над
станцией сопровождения в Гуаймас (Мексика), Гленн
сообщил, что у капсулы отмечается тенденция к уходу с
орбиты вправо со скоростью примерно 1° в секунду. По-
сле отклонения примерно на 20° капсула возвратилась
к нормальному положению, а потом все повторилось
сначала. В этот момент Гленн, перешел на ручное управ-
ление капсулой с помощью системы ЭДУ. Как уже отме-
чалось выше, эта система связана с помощью электрон-
ных устройств с теми же реактивными соплами, которые
используются в полностью автоматической системе АСУ.
Однако, пользуясь ручкой управления, Гленн смог лик-
видировать тенденцию капсулы к рысканью и сэконо-
мить запасы перекиси водорода.
Позднее Гленн попробовал воспользоваться полно-
стью ручной системой управлений, которая работает с
помощью самостоятельной группы сопел пропорцио-
нального управления.
Описывая свой полет, космонавт заявил, что управ-
ление капсулой «Френдшип-7» ничем не отличается от
управления тренажером, на котором он готовился к по-
лету. Особенно это относится к системе ЭДУ.
Как полагают, причиной неисправности системы АСУ
в полете было засорение жиклера, через который пере-
кись водорода поступает на 'катализатор, выполненный
в виде серебряного экрана одного из сопел системы
. управления капсулой по рысканью тягой 0,45 кг. Пере-
кись водорода, подаваемая к жиклеру через трубки из
анодированного алюминия, разлагается на серебряном
экране и выходит из сопла в виде перегретого пара. Ми-
ниатюрный кусочек металлической стружки из трубо-
провода может легко засорить жиклер. Как полагают,
подобный случай произошел в системе управления по
337
крену в предыдущем полете капсулы «Меркурий» с
обезьяной на борту. В последующих полетах система
подачи перекиси водорода была модифицирована.
Большое беспокойство на земле вызвал еще один слу-
чай, имевший место на третьем витке полета Гленна.
Станция слежения в Мучи (Австралия) получила по
телеметрическому каналу связи сигнал о том, что тепло-
защитный экран капсулы, возможно, отделился из-за
неисправности в переключателе. В связи с неясностью в
этом отношении на командном пункте управления поле-
том капсулы было принято решение не сбрасывать связ-
ку тормозных двигателей, расположенных в центре
теплозащитного экрана, после того как эти двигатели
сработают и направят капсулу в плотные слои атмо-
сферы. Эта связка, прикрепленная к капсуле «Мерку-
рий» тремя стальными полосами, освобождается путем
подрыва взрывного болта, находящегося в центре. Если
бы теплозащитный экран действительно сдвинулся с ме-
ста, то стальные полосы должны были удерживать его
на месте до тех пор, пока они не расплавятся под влия-
нием тепла, возникающего при трении корабля о воздух.
Но были все основания полагать, что и после этого
давление воздуха будет удерживать теплозащитный
экран на месте и таким образом предотвратит катастро-
фу. Никто заранее не мог знать, какое значение будет
иметь в этих условиях сохранение на капсуле связки
тормозных двигателей. Однако, несмотря на сильный
разогрев капсулы при входе в плотные слои атмосферы,
сохранение связки двигателей не снизило эффективности
теплозащитного экрана.
Позднее Гленн рассказывал, что, как только капсула
начала нагреваться при входе в плотные слои атмосфе-
ры, стальные полосы, удерживавшие связку тормозных
двигателей, оторвались и он почувствовал глухой удар
по капсуле; при этом он подумал, что произошло сбра-
сывание связки тормозных двигателей. По мере того как
трение капсулы о воздух увеличилось, отблеск раскален-
ного теплозащитного экрана, видимый в иллюминатор
капсулы, приобрел светло-оранжевый оттенок. Создава-
лось впечатление, что «что-то разрушалось, так как рас-
каленные куски размером 18—20 см отрывались и исче-
зали позади капсулы». Гленн видел, как они, объятые
пламенем, пролетали мимо иллюминатора капсулы.
338
«В то время я думал, что связка тормозных двигате-
лей уже сброшена, — говорил позднее Гленн, — и поэто-
му у меня появились подозрения: не поврежден ли теп-
лозащитный экран и не разрывается ли он па части».
К счастью, это были куски разрушавшихся тормозных
двигателей. После того как капсула 'была подобрана и
исследована, оказалось, что теплозащитный экран обуг-
лился, был изрыт ямами и расслоился, но на нем со-
хранился еще слой аблятивного материала толщиной до
25 мм. Внешняя обшивка капсулы, хотя и почернела от
жары, сохранила свою прочность.
Какие же температурные условия испытывает капсу-
ла при возвращении на Землю? В плотных слоях атмос-
феры при нормальном полете на высоте примерно 40 км
и скорости капсулы около 24 000 км/час теплозащитный
экран нагревается до 1649° С, коническая же часть кап-
сулы лишь до 927° С.
Такой температурный режим длится примерно
2 мин. Расчеты показали, что внутренняя обшивка каби-
ны в этих условиях может нагреваться до 121° С, но нагрев
снижается за счет действия системы кондиционирования
воздуха; в конечном счете температура обшивки дости-
гает максимум 82° С.
Теплота, излучаемая обшивкой кабины, до некоторой
степени отражается посеребренной поверхностью герме-
тического костюма космонавта. Максимальная темпера-
тура, отмеченная в кабине Гленна, достигала 53° С в пе-
риод наибольшего нагревания капсулы, в то время как
температура костюма космонавта поднялась примерно
на 12° С и достигла 23,9° С.
Описывая свои личные впечатления от полета по
орбите, Гленн заявил, что не испытывал каких-либо не-
приятных ощущений, пребывая в состоянии невесомости.
Он безошибочно находил различные ручки управления
и не испытывал каких-либо трудностей в ориентации.
Помня о неприятных ощущениях, которые испытал май-
ор Титов, Гленн пытался двигать головой; это не вызва-
ло, однако, каких-либо неприятных последствий; позы-
вов к тошноте также не было.
Гленн рассказывал, что ощущение невесомости, кото-
рое он. испытывал уже в некоторой степени при полетах
на самолете, весьма приятно. Был такой момент, когда
он, держа в руках кинокамеру, должен был ровернуть
339
один из выключателей на приборной доске. Он выпустил
камеру из рук, и она повисла в воздухе, повернул вы-
ключатель и снова: взял -камеру в руки. Однажды Гленн
уронил кассету с кинопленкой и, пытаясь взять ее в
руки, нечаянно толкнул — она пулей улетела за прибор-
ную доску. Но человек быстро привыкает к таким усло-
виям.
Из иллюминатора капсулы Гленн видел, что Земля
в значительной части покрыта облаками •«, в частности,
ими был закрыт почти весь Тихий океан. Он видел огни
г. Перт в Австралии, над которым пролетал трижды в
ночное время, заметил изменение цвета океанских вод
под влиянием теплого течения Гольфстрим. Он хорошо
видел часть США, расположенную к северо-западу от
Эль Пасо. Особенно четко были видны прямоугольные
орошаемые поля. Гленн различал контуры городов. Мо-
сты угадывались благодаря долинам, ведущим к ним.
Перед космическим полетом Гленн полагал, что сможет
различать объекты размером от 90 до 135 м; так оно и
было на самом деле. '
Эти сообщения подтверждают заявления советских
космонавтов о том, что они могли отличать распахан-
ные земли от лугов.
Заход Солнца, наблюдаемый с орбиты, происходит
«примерно в 18 раз быстрее, чем это кажется на Земле».
Гленн был удивлен тем, что в течение 4—5 мин после
захода Солнца горизонт оставался ярко освещенным:
очевидно лучи Солнца искривлялись в атмосфере.
Закат Солнца был белым в момент, когда Солнце
уходило за горизонт; затем при прохождении лучей
Солнца через атмосферу свет становился оранжевым,
переходя в голубой, темно-голубой, и, наконец, стало
темно. ‘
Восход Солнца также представляет собой изумитель-
ное зрелище — яркий свет заливает все пространство от
Солнца до горизонта. 
На первом витке вокруг Земли в момент восхода
Солнца Гленн посмотрел в иллюминатор. Он был пора-
жен необычайной картиной, как он сперва подумал,
звездного неба. Оказалось, что это не Звезды, а яркие
зеленые частицы, летевшие на удаление 2—3 м друг от
друга;; буквально тысячй, этих частиц двигались назад
по обе стороны кабины. Глени повернул капсулу в том
340
направлений, откуда, как ему казалось, Появлялись эти
частицы. И хотя в этом направлении, где царил яркий
свет восходящего Солнца, большинство частиц исчезло,
все же некоторое число их еще двигалось навстречу кап-
суле. Создавалось впечатление, что капсула медленно,
со скоростью 7—8 км/час, плыла через поле, усеянное
этими частицами.
Эти частицы, по-видимому, исходили не от капсулы.
В течение 3,5—4 мин, пока они были видимы при каж-
дом восходе Солнца, космонавт внимательно изучал их.
В солнечных лучах они флюоресцировали, а в тени кап-
сулы казались белыми; диаметр частиц колебался от
размера булавочной головки до 10 мм.
Чтобы проверить, не является ли этот эффект след-
ствием преобразования перекиси водорода, используе-
мой в системе управления капсулы, Гленн умышленно
начал включать реактивные сопла системы управления.
Поскольку перекись водорода разлагается на водяной
пар и кислород и выходит из сопел под большим давле-
нием, не исключалась возможность превращения водя-
ных паров в снежные хлопья, 'которые флюоресцировали
под влиянием солнечного света. Однако когда реактив-
ные сопла начинали работать, никаких хлопьев не появ-
лялось.
Проанализировав первые достижения советских и
американских космонавтов, можно сделать некоторые
выводы. Первым и наиболее очевидным фактом является
разница в размерах и весе космических кораблей: ко-
рабли «Восток» в несколько раз тяжелее капсулы «Мер-
курий». Поэтому СССР для выведения своих кораблей
на орбиту требуются более мощные ракеты-носители;
кроме того, более крупные размеры советских КК сви-
детельствуют о том, что их конструкторам пришлось
меньше уделять внимания решению проблемы подгон-
ки КК к ракете-носителю.
По-видимому, значительная часть веса КК «Восток»
приходится на дополнительное количество топлива для
тормозных двигателей, что позволяет снизить скорость
входа в атмосферу до значительно меньшей величины,
чем у капсулы «Меркурий». Упрощение проблемы входа
КК в атмосферу позволило бы придать ему аэродина-
мическую форму, которая даст возможность управлять
скоростью и траекторией входа в атмосферу.
341
Очевидно, что кабина КК «Восток» значительно про-
сторнее кабины капсулы «Меркурий». Это дает возмож-
ность русским оборудовать свои КК катапультируемыми
сиденьями, позволяющими космонавту покидать ко-
рабль в случае аварийной ситуации как при взлете, так
и на заключительном этапе полета. У американцев на
этот случай предусмотрено отделение от ракеты-носи-
теля всей капсулы вместе с космонавтом.
Другой важной особенностью КК «Восток» является
то, что в кабине космонавта создаются условия, весьма
близкие к условиям на уровне моря. Считают, что только
в одном этом отношении русские обогнали американцев
на целых три года. Наконец, тот факт, что система жиз-
необеспечения КК «Восток» рассчитана на 10 дней, сви-
детельствует о том, что советские космонавты имеют
возможности для полетов в космосе гораздо большей
продолжительности, чем американские космонавты.
При меньшем весе капсулы «Меркурий» и, как след-
ствие, меньшем запасе прочности может быть обеспече-
на лишь частичная герметизация и запас воздуха рас-
считан только на 28 час. Современные американские
кабины космонавтов рассчитаны на создание в них дав-
лений, соответствующих лишь !/з или г/ъ величины давле-
ния на уровне моря, и атмосферы, состоящей на 100%
из кислорода.
Поэтому можно сделать вывод, что в СССР уже раз-
работана кабина космического корабля, близкая к той,
которая потребуется для посылки одного или нескольких
человек в разведывательный полет вокруг Луны.
Наметив на 1962 г. программу -орбитальных полетов
капсул «Меркурий» с человеком на борту, во время ко-
торых должно быть сделано от трех до семи витков во-
круг Земли, NASA затем объявил о расширении про-
граммы полетов с использованием модифицированной
капсулы «Меркурий», которая позволит сделать 18 вит-
ков. Это значит, что капсула должна быть снабжена
более совершенной системой обеспечения жизнедеятель-
ности космонавта; связка тормозных двигателей, нахо-
дящаяся в центре теплозащитного экрана, должна быть
заменена более мощной и на экране дополнительно будут
размещены аппаратура системы управления положе-
нием капсулы, оборудование для -обеспечения жизнедея-
тельности космонавта и источники питания. Эта связка,
342
как и в раннем варианте, крепится к теплозащитному
экрану при помощи металлических полос и будет сбра-
сываться после окончания работы тормозных двигателей.
Чтобы обеспечить в капсуле место для дополнитель-
ного оборудования, были изъяты некоторые второстепен-
ные предметы бортового оборудования: перископ, веся-
щий 34 кг, один приемник командной линии связи, одна
из двух телеметрических систем, запасной комплект
УВЧ аппаратуры и специальные бомбы SOFAR (для
обнаружения места приводнения капсулы с помощью
гидролокаторов). Вместо них были добавлены аккуму-
ляторная батарея весом 6,3 кг, баллоны для увеличения
запаса кислорода на 50%, дополнительное количество
воды для охлаждения капсулы, а также дополнительные
запасы перекиси водорода для газореактивной системы
управления положением капсулы в полете.
Первые полеты этой модифицированной капсулы
«Меркурий» намечались на 1963 г. Эта программа преду-
сматривает четыре полета по 18 витков вокруг Земли,
совершенные различными космонавтами.
После завершения работ по КК «Меркурий» фирма
Макдоннэл приступила к разработке для NASA КК
«Джеминай». Он рассчитан на экипаж из двух человек
и предназначен для полетов вокруг Земли в течение не-
дели и даже больше, с тем чтобы подготовить кадры
для будущих продолжительных полетов вокруг Земли,
вокруг Луны и для высадки человека на поверхность
Луны. КК «Джеминай» (рис. 94) по внешнему виду
мало чем отличается от капсулы «Меркурий», но весит в
три раза больше. Поскольку объем кабины увеличивает-
ся на 50% за счет увеличения диаметра основания при-
мерно на 30 см и пропорционального увеличения длины
капсулы, в кабине КК «Джеминай» можно поместить
рядом двух космонавтов.
Однако в отличие от капсулы «Меркурий» КК «Дже-
минай» будет обладать некоторой возможностью манев-
рирования при входе в плотные слои атмосферы. Это
достигается с помощью подъемной силы, создаваемой
соответствующим перемещением центра ’тяжести КК.
Как показано на рис. 100, подъемная сила, направлен-
ная вниз, возникает при смещении широкой части КК
вверх относительно потока воздуха; подъемная же сила,
направленная вверх, возникает при опускании этой части
343
вниз. Промежуточные положения капсулы обеспечива-
ются за счет ее вращения.
Управляя таким образом капсулой, члены экипажа
КК «Джеминай» получат возможность скомпенсировать
при посадке корабля недолет — 480 км, перелет —
Подъемная сила
направлена вниз
Рис. 100. Образование подъемной силы у капсулы,
входящей в атмосферу по баллистической траек-
тории. Чтобы исключить действие подъемной силы
и обеспечить движение капсулы по баллистиче-
ской траектории, необходимо, чтобы она медленно
вращалась вокруг некоторой оси
1120 км и боковое отклонение от точки посадки—
240 км. Это, конечно, значительно облегчит приземление
капсулы на ограниченной площади.
Еще большую точность приземления можно обеспе-
чить, применяя парапланеры вместо обычных парашю-
тов. КК «Джеминай» будет снабжен надувным крылом
Рогалло1 с размахом около 15 м. Крыло должно выпу-
1 По имени сотрудника Ленглийского (исследовательского центра
NASA Ф. М. Рогалло, предложившего идею такого крыла.— Прим,
автора.
344
скаться после входа КК в Плотные слои атмосферы. Оно
позволит с помощью системы управления ввести КК в
нижние слои атмосферы и посадить его горизонтально.
Крыло с надувной передней кромкой будет находиться в
том же отсеке, где предполагалось поместить парашют
диаметром 32 м при первых полетах КК «Джеминай».
Тормозные полозья и две укосины, установленные на
самом КК, обеспечат ему необходимую устойчивость
при пробеге па посадке.
Запуски нового КК с мыса Канаверал планирова-
лось начать в конце 1963 г. с помощью модифицирован-
ной ракеты «Титан-П». Первые пробные полеты, так же
как и полеты по программа «Меркурий», будут совер-
шаться по баллистической траектории без экипажа.
В 1964 г. должны последовать орбитальные полеты КК
с экипажем на борту.
Одновременно с разработкой космических капсул
Соединенные Штаты непрерывно ведут исследования и
в другом направлении, которое, по-видимому, будет
иметь большое значение в последующие годы. Здесь
имеется в виду комбинация самолета и. космического
корабля.
Первые шаги в этом направлении были сделаны вско-
ре по окончании второй мировой войны, когда в США
фирмой Белл был создан экспериментальный само-
лет Х-1 с ракетным двигателем. Он был первым в мире
самолетом, превысившим скорость звука в горизонталь-
ном полете; это произошло в ноябре 1947 г.
В настоящее время фирмой Норт Америкэн создан
ракетный самолет Х-15 (рис. 101), который запускается
с самолета-носителя, как и экспериментальные самолеты
Белл Х-1 и Х-2. К концу1961 г. самолет Х-15 уже достиг
высоты 64 км и развил скорость 6587 км/час,
Другой важной опытной .разработкой С11Й£ является
орбитальный ракетоплан «Дайна Сор», предназначен-
ный для полетов на большие расстояния вбкруг Земли
после его запуска с помощью* мощной ракеты-носителя.
Со временем предполагается выводить эти аппараты на
орбиту ИСЗ и возвращать их на любую авиабазу под
управлением летчика.
Разработка самолета Х-15 считается предваритель-
ным этапом на пути к созданию ракетоплана «Дайна
Сор». Хотя самолет Х-15 длиной около 15 м по своему
345
Рис. 101. Разрез исследовательского ракетного самолета Х-15 фирмы Норт Америкэн Авиэйшн:
/ — двигатель XLR-99; 2 — бак с жидким аммиаком (горючее); 3 — газореактивные сопла системы управления;
4 — бак с жидким кислородом (окислитель); 5 — баллон с жидким азотом; 6 — вспомогательные источники энер
гии; 7 — катапультируемое сиденье летчика; 8 — баллон с гелием; 9 — бак с перекисью водорода
внешнему виду напоминает обычный самолет, он отли-
чается сильно скошенным хвостовым оперением и
коротким крылом размахом всего около 7 м. Внутри
фюзеляжа размещаются баки с топливом и трубопрово-
ды гидравлической системы.
Утолщающиеся к задней кромке поверхности верти-
кального оперения должны обеспечить продольную
устойчивость самолета при полете с большой скоростью.
На вертикальном оперении размещаются также воздуш-
ные тормоза, которые раскрываются для снижения ско-
рости самолета при его возвращении в плотные слои
атмосферы.
Перед посадкой киль сбрасывается, ибо в противном
случае он ударился бы о землю, прежде чем самолет
коснулся земли лыжами, расположенными под хвосто-
вым оперением. В носу фюзеляжа установлено обычное
двухколесное убирающееся шасси.
Стабилизатор самолета Х-15— управляемый; он
обеспечивает управление по крену и тангажу. Крыло
самолета не имеет элеронов, но на его задней кромке
расположены закрылки.
Вынесенная далеко вперед кабина летчика по своим
размерам сопоставима с кабиной самолета-истребителя;
фонарь кабины, располагающийся сразу же над головой
летчика, по обеим сторонам имеет узкие смотровые па-
нели, состоящие из двух слоев стекла.
Программа разработки самолета Х-15, осуществляе-
мая совместно NASA, ВВС и ВМС США, была начата
весной 1952 г., когда национальный консультативный
комитет по аэронавтике поставил перед своими лабора-
ториями задачу по изучению тех проблем, которые мо-
гут возникнуть при полетах за пределами земной
атмосферы. Были рассмотрены баллистические и аэро-
динамические конфигурации аппаратов, и в конце кон-
цов было принято решение в пользу создания пилоти-
руемого экспериментального самолета.
Вскоре стало совершенно ясно, что такой самолет по-
требует ряда новых инженерных решений, особенно в
области конструкционных материалов. Самолет должен
развивать очень высокую скорость и летать на больших
высотах, что позволит изучить такие проблемы, как
аэродинамический нагрев, устойчивость и управляе-
мость. Этот самолет был бы также очень полезен для
347
изучения психологического и физиологического воздей-
ствия на летчика условий полета на гиперзвуковых ско-
ростях и в космическом пространстве.
В июне 1954 г. представители NASA, ВВС и Бюро
аэронавтики ВМС США встретились для обсуждения
достоинств пилотируемого самолета и расширения сов-
местной исследовательской программы, начало которой
было положено созданием самолетов Белл серии X. ВВС
и ВМС США уже проводили самостоятельные исследо-
вания в этом направлении, и предложение NASA о но-
вой совместной программе было с готовностью принято
всеми заинтересованными организациями.
Как результат этого совещания, в декабре 1954 г.
различным фирмам, имеющим опыт в создании само-
летов с высокими тактико-техническими характеристика-
ми, были посланы приглашения принять участие в кон-
курсе на разработку конструкции самолета Х-15. В кон-
це лета 1955 г. эскизные проекты самолета Х-15, пред-
ставленные различными фирмами, были рассмотрены и
в декабре того же года фирме Норт Америкэн был дан
заказ на разработку и постройку трех самолетов Х-15
(табл. 9.5).
Таблица 9.5
Характеристики самолета Х-15 фирмы Норт Америкэн.
Для летных испытаний, проводившихся NASA, ВВС и ВМС
США были построены три самолета. Первый полет с двумя
двигателями XLR-II (на втором самолете) состоялся 17.09.59 г.
Первый полет с двигателем XLR-99 (на втором самолете)
состоялся 15.11.60 г.
Размеры, м:
размах крыла ......................... 7
длина ...................................... 15
высота (до конца киля)............. 3,9
Характеристики крыла *:
стреловидность, град . . ................... 25
площадь, м%................................. 18
удлинение................................... 2,5
толщина профиля,	о/о........................ 8
Вес, кг:
стартовый................................ 14167
по выгорании топлива...................... 5876
< вес топлива.............................. 8291
* Многолонжеронная с нервюрами конструкция из никеле-
вого сплава „Инконель Х“; массивная передняя кромка обеспечи-
вает отвод тепла.
348
Двигательная установка (один двигатель
XLR-99-RM-1) **:
тяга, т................................Свыше 22,7 возможно
дросселирование
топливо.............................. Жидкий кислород -р
жидкий аммиак
подача топлива, т/мин..............Свыше 4,54
газ, используемый в системе вытесне-
ния топлива........................ . Гелий
турбонасос.........................Приводится в дейст-
вие за счет разложе-
ния перекиси водорода
Летные характеристики:
скорость полета (9.11.61 г.), км/час . .6548 (М=:6,04) на вы-
соте 28,74 км
высота полета (30.4.62 г.), км . . . .	75,2
Шасси:
носовое................................Двухколейное
основное...........................Стальные лыжи, позднее
лыжи с проволочными
щетками
Методика запуска................... С самолета В-52 на вы-
соте 10,7—13,5 км
** В первых испытательных полетах использовались два дви-
гателя XLRII-RM-5, работавших на смеси жидкий кислород —
вода — спирт; развиваемая тяга — 7,26 т.
Вслед за этим последовали интенсивные исследова-
ния в аэродинамических трубах .и испытания отдельных
агрегатов самолета, которые проводились как NASA,
так и фирмой-подрядчиком. Постройка планера первого
самолета Х-15 началась в 1957 г.
Параллельно с этими работами отдел реактивных
двигателей фирмы Тиокол Кемикл разрабатывал новый
ракетный двигатель XLR99-RM-1. Этот двигатель рабо-
тает на жидком кислороде и жидком аммиаке и разви-
вает номинальную тяг£ более 22,7 т.
Ввиду того что на разработку этого совершенно но-
вого двигателя требовалось много времени, первые лет-
ные испытания самолета проводились с двумя двигате-
лями этой фирмы RMI-XLR-11 суммарной тягой 7,26 т.
Двигатель XLR-11 во многом напоминает двигатель,
устанавливаемый на самолете Х-1, и работает на смеси
жидкого кислорода, воды и спирта.
К разработке двигателя XL'R99-RM-1 фирма присту-
пила в 1957 г. По техническим условиям требовалось
создать двигатель, обладающий хорошей надежностью,
349
с возможностью многократного использования и управ-
ления величиной тяги; двигатель должен позволять вы-
ключение и повторный запуск в полете, а также автома-
тическое выключение в случае отказа в работе какого-
либо его агрегата.
Для подачи жидкого кислорода и жидкого аммиака
в камеру сгорания двигателя используется турбонасос,
работающий на перекиси водорода. Подача топлива в
камеру ведется со скоростью 4,5 т/мин (в современных
истребителях, например в истребителе F-100, скорость
подачи топлива составляет 13,6—18,1 т!час). Гелий ис-
пользуется для наддува топливных баков и подачи топ-
лива. Особенностью двигателя является то, что летчик
самолета Х-15 может самостоятельно провести 85% под-
готовки его к запуску с борта самолета-носителя.
При разработке самолета Х-15 перед фирмой Норт
Америкэн встала проблема, связанная с тем, что в по-
лете различные части самолета одновременно будут на-
ходиться в условиях крайне высоких и крайне низких
температур (от +649 до —184°С).
Материалом, который мог бы выдержать такой пере-
пад температур, являлся «Инконель X» — никелевый
сплав, выпускавшийся фирмой Интернешенел Никель.
В связи с этим встала проблема4 сварки в непривыч-
ных до тех пор масштабах. В то время как обычный са-
молет почти полностью имеет клепаную конструкцию, у
самолета Х-15 на долю клепки приходятся лишь 35%;
остальная часть конструкции сварная.
Обшивка самолета Х-15 выполнена из сплава «Инко-
нель X», а для внутренних деталей использованы другие
материалы. Основные элементы конструкции выполнены
из титана и нержавеющей стали, а в тех местах, где нет
опасности возникновения высоких температур и не воз-
никает больших перегрузок, использованы алюминие-
вые сплавы.
Изыскание материалов не было единственной труд-
ностью, с которой фирме пришлось столкнуться при соз-
дании самолета Х-15. Нужно было найти новую жид-
кость для гидравлической системы, которая сохраняла
бы текучесть как при высоких, так и при низких темпе-
ратурах. Особое внимание нужно было- уделить тому,
чтобы трубопроводы гидравлической системы содержа-
лись в условиях «хирургической» чистоты.
350
Другой особенностью самолета Х-15 является систе-
ма управления полетом по баллистической траектории,
разработанная фирмой Белл Аэросистемз. Система со-
стоит из восьми газовых сопел, работающих на перекиси
водорода и установленных в носовой части самолета, и
четырех таких же сопел на концах крыла. Эти сопла,
развивающие тягу от 18 до 50 /сг, обеспечивают управ-
ление самолетом при полете в безвоздушном простран-
стве.
Действием газореактивных сопел летчик управляет с
помощью ручки управления, расположенной на лейом
пульте кабины. Управление по тангажу и рысканью обес-
печивается носовыми соплами и по крену— соплами,
установленными на концах крыла.
На левом пульте в кабине летчика установлен ры-
чаг, который регулирует величину тяги ракетного двига-
теля. В кабине имеется восемь тумблеров с -помощью
которых обеспечивается запуск восьми камер ракетного
двигателя XLR-11; камеры могут работать одновремен-
но или попарно.
На правом пульте находятся переключатели систем
радиосвязи, навигационные приборы и ручка управле-
ния аэродинамическими рулями, которая, как и ручка
системы управления самолетом при полете по баллисти-
ческой траектории, приводится в движение усилием всей
ручки из-за больших перегрузок, возникающих на неко-
торых этапах полета. Расположенное на пульте дубли-
рующее управление аэродинамическими рулями дейст-
вует синхронно с обычной ручкой пилота, расположен-
ной в центре кабины.
Все летчики самолета Х-15 надевают полностью гер-
метизированный костюм, который отрабатывался в тече-
ние 10 лет. Этот легкий, лишенный жестких сочленений
костюм обеспечивает летчику искусственную атмосферу
и полную свободу движений. В последнем варианте ко-
стюма громоздкие сочленения на руках и ногах заме-
нены сочленениями, выполненными из нейлоновой ткани.
Поверх герметизированного костюма надевается комби-
незон из алюминизированной ткани с вшитой в него
подвесной системой парашюта; он защищает герметизи-
рованный костюм при обычной работе летчика. Все
необходимые клапаны для регулирования давления в
костюме размещены в заплечном ранце.
351
Герметизированный костюм имеет 24 электрических
вывода от физиологических датчиков, которые можно
подключать к передатчикам телеметрической системы.
С помощью этих Датчиков производятся измерения дав-
ления в костюме и шлеме летчика, а также измерения
температуры его тела и температуры в кабине. Одновре-
менно снимаются и электрокардиографические данные.
Большие исследования были проведены при разра-
ботке системы аварийного спасения летчика. После де-
тального изучения таких устройств, как сбрасываемые
подвесные или катапультируемые кабины, было решено
сделать открытое сиденье, а летчика одеть в полностью
герметизированный костюм.
Условия применения самолета Х-15 потребовали, что-
бы система спасения летчика могла действовать как на
земле при скорости 144 км/час, так и на высоте 40 км
при скорости, соответствующей числу М = 4. Более того,
система спасения должна защищать летчика от аэроди-
намического нагрева, падения давления, порывов ветра
и чрезмерных перегрузок.
При аварии самолета сиденье летчика катапульти-
руется с помощью порохового заряда, когда летчик на-
жимает на рычаги, расположенные по обе стороны си-
денья. Вращением захватов на рычагах подрывается за-
ряд, который отделяет фонарь от кабины, что в свою
очередь приводит в действие заряд катапультного си-
денья.
Сиденье летчика выбрасывается вверх и назад и ста-
билизируется в полете при помощи двух складных ки-
лей и двух телескопических консолей.
Летчик свободно падает, оставаясь в сиденье, до вы-
соты 4 км. Если же катапультирование произошло на
высоте ниже 5 км, то летчик остается в сиденье лишь
3 сек после катапультирования. Выпуск парашюта диа-
метром 8 м происходит по команде от автоматического
временного устройства.
Разработка катапультного сиденья была завершена
испытаниями с использованием манекенов на высокоско-
ростных ракетных салазках на авиабазе Эдвардс ВВС
США; испытания продемонстрировали успешное ката-
пультирование летчика на земле и аэродинамическую
устойчивость сиденья на сверхзвуковых скоростях.
352
Для летных испытаний самолета Х-15 был выбран
воздушный коридор протяженностью 780 км и шириной
80 км. Он проходил над пустынной и гористой местно-
стью, лежащей между авиабазами Эдвардс (штат Ка-
лифорния) и Уэндовер, расположенной вблизи Бонне-
виль Солт Флэте (штат Юта).
Для фиксирования всех участков полета самолета
Х-15 в данном районе было установлено необходимое
радиолокационное и телеметрическое оборудование.
Когда самолет Х-15 покидает самолет-носитель В-52,
начинается автоматическая запись более 1000 показаний
приборов со скоростью от 1 до 10 показаний в секунду.
Из них 656 показаний относятся к температуре, 104 —
к напряжениям обшивки самолета и 140 — к распреде-
лению давления в различных частях самолета.
Хотя большая часть этой информации накапливается
в бортовой электронной аппаратуре, некоторые данные
(кардиограммы работы сердца летчика, температуры его
тела и некоторых физических условий в самолете) сра-
зу передаются по телеметрическим каналам на назем-
ные станции. Медицинские данные о состоянии организ-
ма летчика анализируются авиационным врачом; а три
инженера наблюдают за критическими давлениями и
температурами в корпусе и двигательной установке са-
молета Х-15. Информация о ходе каждого полета дает-
ся показаниями наземной аппаратуры и записывается
на магнитной ленте.
Для превращения реактивного бомбардировщика
В-52 в самолет-носитель в его конструкцию были внесе-
ны некоторые изменения, в том числе установлен пилон
под правым крылом для подвески самолета Х-15 и уда-
лена часть внутреннего закрылка этого крыла. 
Из фюзеляжа самолета В-52 в пилон подведено не-
сколько электрических кабелей и трубопроводов, кото-
рые служат для дозаправки самолета Х-15 жидким кис-
лородом, подачи азота в систему вентиляции костюма
летчика, кислорода для дыхания летчика и сжатого воз-
духа для аварийной пневматической системы освобож-
дения самолета Х-15 от самолета-носителя. -
До момента отделения от самолета В-52 самолет
Х-15 питается электроэнергией с борта самолета-носи-
теля. В бомбовом отсеке самолета В-52 находится-бак
емкостью 1500 л, который обеспечивает пополнение еа-
353
молета Х-15 нужным количеством жидкого кислорода
вплоть до момента отделения.
Член экипажа самолета В-52, отвечающий за старт
самолета Х-15, проверяет перед стартом работу всех си-
стем самолета Х-15 и заполнение его топливных баков.
Чтобы он мог обозревать носовую и хвостовую части
самолета Х-15, на борту бомбардировщика В-52 уста-
новлена специальная телевизионная система.
Все .испытательные полеты самолета Х-15 соверша-
лись с авиабазы Эдвардс, на которой в качестве взлет-
но-посадочной полосы используется дно высохшего озе-
ра. Первый испытательный полет, во время которого
самолет Х-15 не отделялся от самолета-носителя, был
осуществлен 10 марта 1959 г. Целью полета была про-
верка данных, полученных при исследовании модели
спаренных самолетов В-52 и Х-15 в аэродинамической
трубе, и опробование различных соединительных систем
в полете.
После четырех таких полетов 8 июня 1959 г. само-
лет Х-15 был отцеплен от самолета-носителя с целью
испытать его характеристики в свободном полете и. при
посадке. Затем последовала серия таких полетов само-
лета Х-15 — без включения двигателей. Наконец, 17 сен-
тября 1959 г. второй экземпляр самолета Х-15 совер-
шил полет с работающим двигателем. В ходе последую-
щих летных испытаний, которые проводились летчика-
ми-испытателями фирмы Норт Америкэн, самолет Х-15
поднимался на высоту 24 км для проверки его аэродина-
мических и прочностных характеристик. Когда фирма
закончила первые испытательные полеты, самолет Х-15
был передан NASA и ВВС США. Начался новый этап
испытаний самолета на максимальных скоростях и мак-
симальной высоте полета.
При испытаниях на максимальную скорость и вы-
соту самолет Х-15 запускался с борта самолета-носите-
ля примерно на полпути между авиабазой Уэндовер
(штат Юта) и радиолокационной станцией в Эли (штат
Невада). Запуск происходил на высоте примерно 12 км
и на скорости 800 км/час.
Траектория полета самолета Х-15 при этих условиях
показана на рис. 102. Ракетный двигатель XLJR-99 само-
лета Х-15 запускается сразу же после его отделения от
самолета-носителя. Двигатель работает примерно 88 сек
354
и за это время разгоняет самолет Х-15, пока он не при-
обретет скорость около 5760 км/час. Затем наступает
период невесомости, когда самолет по инерции движет-
ся к верхней точке траектории, достигая при этом вы-
соты более 75 км. После этого начинается период воз-
Рис. 102. Типовая схема траектории полета самолета Х-15:
/—разворот против ветра на высоте 5425 м; 2—«разворот по ветру на
высоте 1980 м; 3 — заход на посадку на высоте 1100 м\ 4 — выравни-
вание самолета на высоте 150 я
вращения в атмосферу, в течение которого летчик дол-
жен удерживать самолет строго по заданному курсу по-
лета. В условиях вакуума управление самолетом
осуществляется с помощью газореактивных сопел, рас-
положенных в носовой части фюзеляжа и на концах
крыла. Инерциальная система управления конструкции
фирмы Сперри представляет собой гиростабилизирован-
ную платформу, которая обеспечивает выдачу данных о
скорости, высоте и расстоянии; небольшая вычислитель-
ная машина обрабатывает эти данные и выдает инфор-
мацию с помощью индикаторов фирмы Лир, установ-
ленных на приборной доске в кабине летчика.
Максимальная перегрузка при завершении пикиро-
355
вання в плотных слоях атмосферы на высоте от 19,5 до
34,5 км составляет примерно 7,5 g. Продолжительность
полета самолета Х-15 — около 25 мин, а максимальная
дальность полета по горизонтали примерно 640 км.
Фирма Норт Америкэн была настолько уверена в до-
стоинствах конструкции самолета Х-15, что ею был раз-
работан и представлен правительству США более круп-
ный вариант, рассчитанный на орбитальные полеты.
В новом проекте конфигурация планера осталась неиз-
менной; он был только значительно усилен и намеча-
лось сделать обшивку из другого материала. Самолет
предполагалось снабдить сбрасываемыми топливными
баками, что позволило бы значительно повысить запасы
топлива без внесения изменений в существующую на
Х-15 систему баков. Одновременно намечалось исполь-
зовать более теплотворное топливо, способное к дли-
тельному хранению. Вместо самолета-носителя В-52
фирма предложила применить для запуска мощную ра-
кету-носитель, в носовой части которой должен разме-
щаться орбитальный вариант самолета Х-15.
Это предложение принято не было. В научно-иссле-
довательских лабораториях NASA быстро накапливался
опыт, необходимый для разработки по заданию ВВС
США совершенно нового вида космического корабля-
ракетоплана «Дайна Сор», который является промежу-
точным аппаратом между пилотируемым самолетом и
ИСЗ. Этот проект в настоящее время разрабатывается
NASA совместно с фирмой Боинг, которая является
основным подрядчиком по созданию ракетоплана
(табл. 9.5).
Таблица 9.5
Основные данные проекта орбитального ракетоплана
«Дайна Сор»
Руководство проектом...........ВВС	США и NASA
Главные подрядчики:
ракетоплан .............  Фирма	Боинг
ракета-носитель „Титан-Ш“
. (табл. 8.4).............Фирма	Мартин Мариэтта
Предварительные характеристики
ракетоплана:
длина .............	10,5 м
размах крыла .........	6,3 м
стартовый вес ........  .	4,5—5 т (плюс 2,25 т на ава-
рийно-спасательную сц-.
стему)
356
первый испытательный запуск
в атмосфере . . . ... . .. С модифицированного бомбар-
дировщика В -52в 1963—64 гг.
первый запуск на орбиту без.. ............ . . -Л-/. „	.
человека . . ..... . *. . Конец 1964 — начало 1965 г.
пункт возвращения на Землю Авиабаза Эдварде (штат Ка-
лифорния)
Наименование «Дайна Сор»
произошло за счет сокращения
двух слов: dynamic (динамиче-
ский) и soaring (планирующий);
пз этого следует, что при полете
вокруг Земли ракетоплан будет
использовать как центробежную
силу, так и аэродинамическую
подъемную силу. Для того чтобы
вывести ракетоплан на границу
атмосферы и придать ему необ-
ходимую скорость, его запуск бу-
дет осуществлен с помощью мощ-
ной ракеты-носителя «Титан-Ш»,
имеющей по бокам два РДТТ
длиной по 3 м (рис. 103). Испы-
тания ракеты-носителя плани-
руется начать на мысе Канаве-
рал в 1964 г. Для этой цели ны-
нешняя двухступенчатая ракета
«Титан-П», являющаяся основой
новой ракеты-носителя, будет
снабжена ^большими хвостовыми
стабилизаторами, которые обес-
печат ее устойчивость в началь-
ный период »р азгон а. Пересмот-
рена также конструкция системы
управления работой двигателей,
с тем чтобы позволить автопило-
ту, установленному в ракете-но-
сителе; ‘летчику ракетоплана и
наземным станциям сопровожде-
ния управлять работой двигате-
лей в течение всего периода горе-
ния топлива.
Внесены изменения и в мето-.
Рис. 103. Эскиз ракеты-
носителя «ТитанЛП» с
ракетопланом «Дайна
Сор» в цосевой части
357
дику отделения двух ступеней ракеты с ЖРД после того,
как первая ступень (два боковых РДТТ) отработает.
В стандартной ракете «Титан-П>> вторая ступень начи-
нает работать не сразу после отделения первой ступени.
Последняя же ступень ракеты-носителя «Титан-Ш» дол-
жна начать работу немедленно после отделения второй
ступени, ибо в противном случае она вместе с присоеди-
ненным к ней ракетопланом будет крайне неустойчива.
В то же время работающий двигатель, установленный
на карданном подвесе, в сочетании с четырьмя вспомо-
гательными газореактивными соплами системы управле-
ния позволит корректировать любые отклонения от тра-
ектории полета. В результате устойчивость всей системы
будет сохраняться вплоть до того, когда ракетоплан
«Дайна Сор» отделится от третьей ступени ракеты-носи-
теля на верхней границе атмосферы. Первые контракты
предусматривали постройку одиннадцати ракетопланов,
в том числе трех — для наземных испытаний, четырех —
для полетов без человека и еще четырех—для пилоти-
руемых полетов.
После того как ракетоплан завершит почти полный
облет Земли, он возвратится на авиабазу Эдвардс.
Проблема нагревания ракетоплана при возвращении
в плотные слои атмосферы является очень серьезной.
Как только ракетоплан войдет на гиперзвуковой скоро-
сти в атмосферу, часть воздуха станет накапливаться
перед его носовой частью и передней кромкой крыла.
В присутствии образовавшейся таким образом сверхго-
рячей плазмы выступающие части аппарата, например
крыло и кили, окажутся перед опасностью испариться,
если только они не будут выполнены соответствующим
образом и из соответствующего материала. В то же са-
мое время ракетоплан «Дайна Сор» должен иметь до-
статочные поверхности управления, чтобы возвратиться
в атмосферу, как обычный самолет, т. е. он должен со-
вершать крены и повороты, а также использовать подъ-
ёмную силу для набора высоты и спуска.
В связи с тем что на больших высотах воздух не-
достаточно плотен для осуществления аэродинамическо-
го управления, необходимо обеспечить ракетоплан си-
стемой управления, использующей газореактивные соп-
ла. Некоторые проблемы, связанные с автостабилиза-
цией и системой реактивного управления, были
358
решены на основании опыта, полученного в ходе иссле-
довательских работ с самолетом Х-15 и в -результате
испытаний моделей в специальна разработанных имита-
торах.
Система реактивного управления ракетоплана «Дай-
на Сор» разрабатывается фирмой Томпсон Рамо Вул-
дридж; фирма намерена создать систему, в которой го-
рячие газы будут истекать через сопла, расположенные
в наружной обшивке ракетоплана. Предусматривается
установка центрального газогенератора, который будет
использовать продукты горения жидкого водорода и
жидкого кислорода.
В результате установки в носовой части ракеты-но-
сителя аэродинамического тела — ракетоплана «Дайна
Сор»— перед конструкторами возникла серьезная про-
блема обеспечения устойчивости всей системы. Дело не
только в том, что такая компоновка незнакома конструк-
торам обычных самолетов. Сложность проблемы в том,
что в данном случае аэродинамическое тело выводится
за пределы атмосферы и облетает поверхность Земли в
таких условиях, которые не встречались в аэронавтике.
В этом случае лишь небольшая часть общей подъемной
силы возникает за счет аэродинамики; на высоких ско-
ростях наибольшая часть подъемной силы обязана цен-
тробежной силе, возникающей в результате движения
ракетоплана относительно центра Земли в поле ее при-
тяжения.
Однако то, что в нижних слоях атмосферы ракето-
план должен действовать как обычный самолет, выдви-
гает очень важный вопрос о аэродинамическом тормо-
жении. Чтобы обеспечить целость конструкции ракето-
плана при возвращении в плотные слои атмосферы в
условиях высоких температур и перегрузок, требуется
найти компромиссное решение при определении формы
ракетоплана, имеющего затупленные передние кромки.
Ракетоплан фактически использует атмосферу в ка-
честве тормоза; в результате возникает большое коли-
чество тепловой энергии, часть которой поглощается
конструкцией ракетоплана. Другими словами, энергия,
сообщаемая двигателями ракеты-носителя ракетоплану
при его выводе на орбиту, должна быть потеряна преж-
де, чем ракетоплан остановится на посадочной пло-
щадке,
359
Типичным примером может служить гиперзвуковой
ракетоплан, который снижается для посадки после
одного или нескольких витков вокруг Земли. В данном
случае ракетоплан пройдет большую часть своего пути
над Землей на границе атмосферы, и только последние
12 800 км пути он будет находиться в плотных слоях ат-
мосферы.
Вполне очевидно, что огромное значение имеет метод
входа ракетоплана в плотные слои атмосферы. Вход ра-
кетоплана с малым коэффициентом подъемной силы,
вызывающим минимальное торможение, приведет в ко-
нечном итоге к тому, что дальность его полета будет
сравнительно велика. Это означает, -что ракетоплан бу-
дет находиться длительное время в зоне максимального
нагревания.
Если же ракетоплан будет входить в плотные слои
атмосферы с большим углом атаки, это приведет к боль-
шему аэродинамическому торможению и более быстро-
му снижению.
• В каждом из этих случаев ракетоплан пройдет через
зону максимального нагревания, имея скорость полета
от 18 200 до 24 000 км!час, й именно этот критический
период его полета ставит перед конструктором ракето-
плана самые сложные проблемы.
Интересно сравнить снижение глобального ракето-
плана со снижением капсулы «Меркурий», которая по
форме лишь немногим отличается от головной части бал-
листической ракеты. Хотя на первом этапе скорость по-
лета капсулы «Меркурий» вполне сопоставима со ско-
ростью полета глобального ракетоплана, капсула сходит
с орбиты с помощью тормозных ракет, которые застав-
ляют' ее снижаться по криволиненой баллистической
траектории. В этих условиях капсула испытывает тор-
можение до 11 g. Но капсула, как и головная часть бал-
листических ракет, имеет защиту против теплaj возни-
кающего в результате трения о воздух, в виде экрана,
выпбл Венного из аблятйвного материала.
- Глобальный ракетоплан отличается от баллистиче-
ской капсулы не только' способом возвращения в плот-
ные слои атмосферы- он имеет й более сложную кон-
струкцию. Ракетоплан может входить в плотные слои
атмосферы разными способами. Если ракетоплан не ме-
няет своего положения и летчик не принимает никакого
360
участия в его управлении, то он будет «рикошетировать»
от атмосферы и снова возвращаться в нее, т. е. дви-
гаться по волнообразной .траектории. При каждом по-
гружении в атмосферу ракетоплан будет нагреваться, и,
если его температура повысится значительно, он может
эффективно охладиться при следующем вслед за этим
рикошетировании в более высокие слои атмосферы. .
Другое решение состоит в применении на ракетопла-
не рулей таким образом, чтобы использовать аэроди-
намическую подъемную силу для противодействия
центробежной силе; после этого ракетоплан перейдет на
пологое планирование без рикошетирования от атмос-
феры.
В первые несколько минут, в течение которых раке-
топлан входит в плотные слои атмосферы, тепловая энер-
гия, возникающая в результате трения ракетоплана о
воздух, составит около 35,3 млн. ккал. Если бы все это
тепло поглотил ракетоплан, то он бы сгорел и испа-
рился. К счастью, при прохождении плотных слоев ат-
мосферы ракетоплан не только нагревается сам, но и
нагревает окружающий его воздух, в результате чего в
ракетоплан проникает лишь небольшая часть образовав-
шейся тепловой энергии. Если для примера взять кап-
сулы «Меркурий», то около 99% возникающего тепла
остается в атмосфере и только 1% поглощается капсу-
лой. Практически это означает, что, если 10% веса кон-
струкции капсулы пожертвовать на создание теплового
экрана, она сможет выдержать, полет через плотные слои
атмосферы.
Что же происходит при возвращении ракетоплана в
плотные слои атмосферы? Воздух вместо плавного об-
текания ракетоплана начинает сжиматься перед его но-
сом и передними кромками крыла и килей. Правиль-
ный технический термин для этого явления — торможе-
ние воздуха — означает, что часть воздуха не может
уйти от ракетоплана и задерживается им. Воздух при
таком внезапном и резком подводе энергии нагревается
до температуры 11 090—13 870° С. Это, конечно, не зна-
чит, что какая-то часть ракетоплана нагревается до та-
кой температуры. Такова температура сверхгорячей
воздушной плазмы вокруг ракетоплана. Если сделать
передние части ракетоплана более тупыми и совершать
полет ракетоплана по пологой траектории, то в
361
атмосферу может быть отдано большее количество
тепла.
Крылатые летательные аппараты, конечно, имеют го-
раздо большую поверхность, обтекаемую воздухом, чем
тела, возвращающиеся в плотные слои атмосферы по
баллистической траектории, и они менее затуплены.
В этом случае тепловые нагрузки становятся более зна-
чительными; возникающее тепло не может поглощаться
конструкцией аппарата, в связи с чем возникает необ-
ходимость искать для таких аппаратов способ защиты
конструкции при возвращении в плотные слои атмос-
феры. Об одном способе мы уже говорили; это —обес-
печение крылатых аппаратов обшивкой, способной излу-
чать тепло в космическое пространство.
Для того чтобы обшивка могла выполнить такого
рода задачу, она должна выдерживать температуру по-
рядка 2000° С. В связи с этим перед конструкторами ра-
кетоплана возникают новые и очень сложные проблемы.
Максимальному нагреванию у ракетоплана, возвра-
щающегося в плотные слои атмосферы, будут подвер-
гаться его носовая часть, передние кромки крыла и ки-
лей. Использовать в этих местах жаростойкие стальные
сплавы нельзя, и поэтому возникает необходимость рас-
смотреть вопрос о применении аблятивных веществ или
неметаллических материалов, таких, как керамика или
графит (графит, в частности, был использован для га-
зовых рулей в немецкой ракете Фау-2).
Количество тепловой энергии и скорость ее нараста-
ния непосредственно зависят от формы аппарата, его
скорости и степени управляемости при совершении тор-
мозного маневра при входе в плотные слои атмосферы.
Чтобы оценить трудности в создании такого аппа-
рата, нужно вспомнить, что в то время человек имел
только опыт полета в атмосфере до высоты 32 км и до-
стиг скорости около 3200 км!час. Проблемы, встретив-
шиеся при конструировании летательных аппаратов
даже для такой скорости, оказались трудными. Создание
аппарата, способного в течение нескольких минут ле-
теть в условиях таких высоких температур, при которых
испарился бы даже метеор, потребовало кардинальных
технических решений.
За последние годы в лабораториях NASA исследова-
лись два основных метода тепловой защиты конструк-
362
ции ракетоплайа. Первый метод основан на опыте раз-
работки конструкции головных частей баллистических
ракет, т. е. защите ракетоплана прочными аблятивными
пластмассами, которые отводят тепло путем расплав-
ления и испарения материала. Этот метод был принят
при разработке капсул «Меркурий», но применить его
для планирующих аппаратов не так легко, как для тел
простой формы.
Рис. 104. Конструкция расширяющей обшивки, испытан-
ной Лэнглийским исследовательским центром NASA
для ракетоплана «Дайна Сор»
Второй метод — использование высокотемпературных
излучающих поверхностей — явился темой многочислен-
ных экспериментальных разработок, проводившихся как
NASA, так и фирмой Боинг, в ходе которых было уста-
новлено,-что существует возможность создать передние
кромки планера из керамических материалов или гра-
фита, которые практически могут раскаляться добела.
И действительно, носовая часть ракетоплана «Дайна
Сор» покрывается одним из сверхжаропрочных керами-
ческих материалов, разработанных фирмой Чанс Воут.
Части ракетоплана, нагревающиеся в сравнительно мень-
шей степени (только до красного каления), могут быть
сделаны из какого-либо жаропрочного сплава. Типич-
ным для конструкции такого рода (рис. 104) является
широкое использование гофрированного металла, что-
бы обеспечить максимальное расширение конструкции
при высоких температурах. Такими же делаются и сты-
ки панелей обшивки.
Стендовые испытания, в процессе которых мощные
тепловые излучатели нагревали детали конструкции до
температуры 1093° С, показали, что такая расширяю-
363
щаяся конструкция может обладать достаточной жест-
костью и прочностью, чтобы выдержать воздействие ус-
ловий входа в плотные слои атмосферы*
Большой проблемой было изыскание металлических
материалов нужного качества и в достаточном количе-
стве. Значительная часть первоначальных исследований
была, естественно, затрачена на испытания образцов
материалов при высоких температурах и изготовление из
них элементов конструкции.
Многие жаропрочные сплавы никогда не производи-
лись в больших количествах или в таком виде, как это
нужно для изготовления деталей конструкции. Кроме то-
го, возникли трудности в технологии сварки, обработки
резанием и ковки этих прочных и иногда весьма хруп-
ких сплавов. Способы соединений с помощью заклепок,
болтов и винтов также нужно было приспособить к но-
вым материалам.
Одним из наиболее перспективных сплавов был мо-
либденовый, хотя он имел большой недостаток: если по-
верхность этого сплава не была в достаточной степени
изолирована от соприкосновения с воздухом, то при вы-
соких температурах он очень быстро окислялся. Однако
если образец из этого сплава покрыть защитным матери-
алом> то после нагревания в пределах температур
1093—1649° С он сохранял свои качества в течение 10—
100 час, В данном случае испытывавшийся образец пред-
ставлял собой квадратную пластинку 6X6 см с внутрен-
ней гофрированной прослойкой. Впоследствии испытыва-
лись образцы готовых конструкций, которые не теряли
своих свойств в течение 2—3 час. Все же вскоре стало
очевидным главное отрицательное качество молибденово-
го сплава — его подверженность окислению.
На обшивке ракет, после того как она подвергалась
нагреву до высоких температур, небольшие участки по-
казывали признаки окисления, которые на первый взгляд
не представляли особой опасности. ? Однако когда был
снят защитный слой, оказалось, что молибденовая об-
шивка продырявлена во многих местах. Это явилось ре-
зультатом незначительных трещин в защитном материа-
ле, которые позволили молекулам кислорода проникнуть
к поверхности сплава. Такие явления могли бы приве-
сти к разрушению конструкции летательного аппарата.
Фирма Боинг продолжала исследования со сплавами
364
ниобия и молибдена в течение двух лет. При этом, на-
пример, было установлено, что на образце из сплава
ниобия, помещенном.в поток горячего воздуха, образо-
вались желто-белые ©кислы, которые плавились при тем-
пературе 1454° С, и при этом основной металл раскалял-
ся и быстро разрушался. При нагревании до такой же
температуры молибденового сплава он начинал выделять
белый дым и скорость разрушения металла была даже
выше, чем у сплава ниобия.
Чтобы предотвратить образование окислов и после-
дующее разрушение конструкции из-за потери металла,
фирма Боинг разработала новое защитное покрытие, на-
званное «Дизил», в котором применяется кремний и дру-
гие вещества.
Покрытие производится путем помещения металличе-
ской детали в реторту, содержащую входящие в состав
«Дизила» вещества в виде порошка. РетОрТа закрывает-
ся и нагревается в печи до температурь^ 927—1093° С.
После томления при таких температурах реторта выни-
мается из печи й охлаждается, после чего из нее вынима-
ют детали.
Испытания показали, что защитное покрытие «Ди-
зил», нанесенное на молибден, становится твердым, хоро-
шо сопротивляется эрозии, не имеет пор, отличается
устойчивостью к ударным нагрузкам при температуре
свыше 1371° С, не теряет своих свойств при температуре
более 1760° С и имеет вес всего лишь 0,05 кг/ти2. После
того как это покрытие в течение более 1 часа находилось
в потоке окисляющего газа при температуре 1649° С, ни-
каких повреждений в нем обнаружено не было.
Позднее предлагалось строить аппараты типа «Дайна
Сор» в виде ферменной конструкции с использованием
шпилек для соединения ее элементов, что обеспечит воз-
можность равномерного расширения фермы при нагре-
вании. Поскольку наибольшему нагреванию ; будет под-
вергаться передняя часть ракетоплана, предложено было
выполнить его носовую часть из циркониево-графитово-
го кермета, способного выдерживать температуру; до
1909° С. Подобные же /материалы и тугоплавкие метал-
лы молибден или ниобий/ предполагается : использовать
для передних кромок крыла-и килей (рис. 105).
В менее нагретых частях факетоплана можно приме-
нить листовой материал из никелевого сплава, который
365
использовался для наружной обшивки капсулы «Мер-
курий».
Чтобы лучше ознакомиться с условиями, с которыми
встретится ракетоплан на максимальных скоростях поле-
та, фирма Боинг провела исследования небольших моде-
лей ракетоплана, которые подвергались воздействию
высокотемпературных потоков газа в ударных трубах.
Эти исследования и исследования в аэродинамических
Рис. 105. Конструкция передней кромки крыла орбитального
ракетоплана (Лэнглийский исследовательский центр NASA):
слева — излучающая конструкция; справа — абсорбирующая
конструкция:
1 — крепление передней кромки; 2 — тугоплавкий материал; 3 — тепло-
изоляция; 4 — защитное покрытие; 5 — температурный шов; 6 — мате-
риал, работающий на унос массы
трубах на меньших скоростях подтвердили обоснован-
ность теоретически разработанной конструкции ракето-
плана и позволили внести наибольшие изменения, улуч-
шающие его характеристики.
Тем временем на заводе фирмы Боинг в Сиэттле шли
работы по созданию первого опытного экземпляра раке-
топлана. Предполагается, что в 1963—64 гг. с помощью
самолета-носителя В-52 начнутся его испытания на пла-
нирование. Испытания должны проводиться в районе
авиабазы Эдвардс.
Для обеспечения полетов ракетоплана «Дайна Сор»
с человеком на борту он должен быть оборудован систе-
мой кондиционирования воздуха, которая будет поддер-
живать в кабине оптимальную температуру, несмотря на
сильное нагревание конструкции. Кроме того, на раке-
366
топлане должна быть смонтирована вспомогательная
энергоустановка, которая обеспечит системы управления
и бортовое оборудование электрической и гидравличе-
ской энергией.
Система охлаждения ракетоплана «Дайна Сор» осно-
вана на использовании жидкого кислорода, подаваемого
из бака; испаряясь в теплообменнике, он поглощает теп-
ло, выделившееся в кабине экипажа и отсеках с борто-
вым оборудованием.
Энергия для бортового оборудования ракетоплана
обеспечивается газовой турбиной и генератором газа,
работающим на газообразном водороде и кислороде,
разработанным фирмой Сандстрэнд. Эта установка со-
стоит из камеры сгорания, газовой турбины, редуктора,
гидравлического насоса, клапанов отсечки подачи топли-
ва, клапанов дозировки топлива и системы управления.
Источник электроэнергии, разработанный фирмой
Вестингауз электрик, состоит из трехфазного безщеточ-
ного генератора, вырабатывающего ток частотой 400 гц,
стабилизатора напряжения, панели управления, разъеди-
нителей цепи и трансформатора тока.
Электронное оборудование для систем управления
полетом ракетоплана «Дайна Сор» разрабатывается фир-
мой Миннеаполис-Хониуэлл. При этом будет в значи-
тельной степени использована аппаратура, которая уже
испытана на других космических аппаратах. Например,
гидростабилизированная инерциальная платформа почти
не отличается от платформы, используемой в ракете
«Центавр»; гироскопы же, примененные для этой плат-
формы, выпускаются уже более трех лет.
К моменту первого запуска ракетоплана «Дайна Сор»
практически будет испытана большая часть оборудова-
ния, включая цифровой блок системы связи с источни-
ком питания, вычислительное устройство системы управ-
ления и автоматическую систему управления полетом.
Важной проблемой при реализации проекта ракето-
плана «Дайна Сор» является разработка системы управ-
ления, которая требовала бы небольшой затраты энер-
гии. Применяемая в настоящее время система в макси-
мальной степени использует метод аэродинамического
управления только в том случае, когда эффективность
аэродинамических рулевых поверхностей падает ниже
заранее установленного уровня.
367
Центром этой системы управления является автома-
тический прибор для смены системы управления в наи-
более выгодный момент, выходной сигнал которого -об-
ратно пропорционален эффективности аэродинамическо-
го управления. Когда уровень выходного сигнала дости-
гает определенной величины, прибор включает систему
реактивного управления и выключает ее, когда уровень
выходного сигнала достигает другой, заранее намечен-
ной величины.
- Рациональное расходование энергии является очень
важным фактором для пилотируемого гиперзвукового
ракетоплана, требующим от летчика быстрой и точной
оценки запаса кинетической энергии, которая должна
быть потеряна в процессе тормозного маневра при входе
в плотные слои атмосферы, и потенциальной энергии, ко-
торую необходимо сохранять для обеспечения управле-
ния ракетопланом. Эти два вида энергии должны все
время сопоставляться с тем, чтобы летчику была обеспе-
чена максимальная маневренность при снижении и при-
землении.
Навигационное оборудование для ракетоплана «Дай-
на Сор» разрабатывается фирмой Сентрал Пресижн.
Картина уровней обоих видов энергии демонстрируется
на специальных экранах, установленных на приборной
доске. На этих экранах проложен ряд маршрутов, один
из которых летчик может выбрать. Это устройство ис-
пользуется при разгоне ракетоплана, вхождении в плот-
ные слои атмосферы и приземлении.
К весне 1961 г. фирма Боинг заключила контракты с
рядом фирм на разработку специализированного обору-
дования. Фирме Тиокол было предложено разработать
небольшой РДТТ для дополнительного разгона ракето-,
плана после прекращения работы двигателя последней
ступени ракеты-носителя, а также для аварийного отде-
ления ракетоплана от ракеты-носителя в случае ее не-
удачного запуска. Этот двигатель, снабженный систе-
мой управления вектором тяги, должен обеспечить раке-
топлану «Дайна Сор» достаточную скорость для отрыва
от поврежденной ракеты-носителя, облета Земли и со-
вершения посадки обычным способом.
 Шасси ?ра;кетоплана «Дайна Сор» имеет крайне не-
обычную конструкцию. Главное шасси имеет форму уби-
рающихся лыж, снабженных проволочными щетками.
368
В носовом шасси отсутствует традиционное колесо, за-
мененное в данном случае убирающейся стойкой, в осно-
вании которой расположен перевернутый металлический
колпак. Ракетоплан совершает посадку на лыжи под
большим углом атаки. По мере потери скорости нос ра-
кетоплана опускается, и он останавливается, опираясь на
все три поверхности трения.
Хотя одно время в качестве шасси для ракетоплана
рассматривались колеса с покрышками из «проволочных
щеток», последующие исследования показали, что высо-
кие температуры, возникающие при вхождении ракето-
плана в плотные слои атмосферы, явятся настолько серь*
езным препятствием, что полностью исключат использо-
вание резиновых колес и подшипников. Лыжи и колпак
носового шасси делает фирма Гудийр.
Оборудование для связи разрабатывает фирма Радио
корпорейшн оф Америка. Перед ней стоит задача создать
такую радиоаппаратуру, которая бы эффективно работа-
ла в условиях, когда ракетоплан во время входа в плот-
ные слои атмосферы будет окружен ионизированной
плазмой.
Мы кратко рассмотрели некоторые технические про-
блемы, связанные с разработкой этого летательного ап-
парата. Теперь перед нами встает вопрос: какие практи-
ческие преимущества будет иметь такой аппарат после
его полной отработки?
Помимо того что ракетоплан «Дайна Сор» знамену-
ет рождение нового вида воздушного транспорта ВВС
США полагают, что он внесет в военные операции совер-
шенно новые принципы (некоторые из них были рассмот-
рены в главе пятой). Сочетая высокую скорость балли-
стической ракеты с управляемым и точным полетом пи-
лотируемого самолета, «ракетоплан обеспечит летчику
свободу действия наряду с почти беспредельным выбо-
ром маршрутов полета».
По заявлению фирмы Боинг, летчик ракетоплана
«Дайна Сор» будет иметь возможность удлинять или
укорачивать свой маршрут на тысячи километров и со-
вершать маневры, отклоняясь на тысячи километров в
стороны от маршрута полета для достижения пункта на-
значения. Используя высокую скорость и исключительно
большую высоту полета ракетоплана вместе с его воз-
можностями маневрирования, летчик сможет выбрать
369
для посадки любой аэродром от мыса Барроу (Аляска)
до г. Сан Диего (штат Калифорния).
ВВС США и NASA надеются, в результате испыта-
ния ракетоплана «Дайна Сор» получить большую прак-
тическую пользу. Помимо того что ракетоплан «Дайна
Сор» поможет ВВС определить возможность использо-
вания космического пространства в военных целях, он
также будет способствовать осуществлению программы
полетов человека в космическом пространстве. В допол-
нение к этому ракетоплан «Дайна Сор» предоставит воз-
можность проводить испытания различных военных кос-
мических систем в реальных условиях и выявит возмож-
ности человека в управлении этими системами Ч
1 По указанию министерства обороны США работы по ракето-
плану «Дайна Сор» прекращены в конце 1963 г.— Прим. ред.
370
ГЛАВА Д £ С Я Г А Й
ЧЕЛОВЕК Н А
ЛУНЕ
Каким способом человек высадится на Луну и кто
первый добьется успеха — СССР или США, станет, ве-
роятно, известно к концу этого десятилетия. Однако ни-
кто не может быть уверен, что методы доставки челове-
ка на Луну окажутся одинаковыми у обеих стран. Оче-
видно, в ближайшем будущем большое внимание будет
уделено оценке различных методов доставки человека на
Луну. Хотя обе (великие космические державы ведут ра-
боты по созданию гигантских ракет-носителей для запу-
ска КК непосредственно с Земли, они изучают также и
возможности использования менее крупных ракет, за-
правляемых топливом на орбите вокруг Земли.
Предлагается также строить космические ракеты, ко-
торые без сложной заправки топливом на орбите вокруг
Земли смогут обеспечить доставку на Луну исследова-
тельской партии. Эти ракеты не будут нести с собой топ-
ливо, необходимое для их возвращения с Луны на Зем-
лю: их заправка производилась бы на лунной поверхно-
сти из запасов топлива, доставленного туда заранее.
В этом случае потребовалось бы предварительно осуще-
ствить следующие мероприятия:
—	после того как разведывательный КК и мягкопри-
лунившиеся КА передадут информацию относительно
удобного места прилунения пилотируемого КК, в этот
район доставляется КА типа «Сервейор», который будет
служить радиомаяком;
—	используя сигналы радиомаяка, в этот район до-
ставляют транспортные ракеты с топливом, оборудова-
нием, продуктами питания и т. п.;
—	только после того как все предметы материально-
технического обеспечения будут благополучно доставле-
ны на Луну, осуществляют запуск пилотируемого КК.
371
После прилунения КК ракета, предназначенная для
доставки космонавтов с Луны на Землю (этой цели мо-
жет служить последняя, ступень пилотируемого КК), бы-
ла бы заправлена топливом и подготовлена к старту. Это
дало бы возможность доставить человека на Луну при
помощи ракет-носителей, имеющих меньший вес и мень-
шую тягу, чем ракеты-носители, рассчитанные на запуск
КК на Луну и его возвращение с Луны на Землю без
промежуточных дозаправок топливом.
Повышенное внимание, уделяемое советскими учены-
ми космическим станциям, может означать, что они на-
мерены осуществить полет на Луну с промежуточной за-
правкой ракет-носителей топливом на орбите. Если это
так, то эксперименты в этом направлении не заставят се-
бя долго ждать.
Для осуществления такого способа потребуется боль-
шая подготовка и в первую очередь необходимо разра-
ботать технику встречи ракет на орбите, их сближение и
соединение. ,
Следует помнить, что,, разрабатывая эту технику,.
СССР может решить не только одну эту основную зада-
чу. После выведения на низкую орбиту и на продолжи-
тельный срок КК «Восток» весом 4,75: т не составит боль-
шого труда запустить на орбиту пилотируемую космиче-
скую лабораторию минимальных размеров с экипажем
из одного или двух человек, в задачу которых войдет
наблюдение за исследовательской аппаратурой и борто-.
вым оборудованием. Этот эксперимент позволит Совет-
скому Союзу значительно расширить его нынешние про-
граммы исследования космического пространства, за-
трагивающие многие области науки и техники.
Проникновение исследовательской аппаратуры в кос-
мическое пространство обеспечит проведение многих уни-
кальных исследований. Глубокий вакуум за стенками
космической станции особенно удобен для изучения во-
просов электроники. В распоряжении исследователей
окажутся естественная лаборатория экстремальных тем-
ператур от абсолютного нуля до нескольких тысяч граду-
сов, химическая лаборатория для изучения обычных хи-
мических реакций в вакууме в условиях невесомости и
биологическая лаборатория для наблюдения роста и де-
ления клеток в условиях корпускулярной и электромаг-
нитной радиации и при отсутствии силы тяжести.
372
Для создания таких пйлотйруемЫх косМййескйк ла-
бораторий необходимо обеспечить не только запуск бо-
лее тяжелого полезного груза, но и сохранить лаборато-
рию на орбите в течение значительного периода времени.
Это потребует вывода лаборатории на орбиту, находя-
щуюся на большом удалении от Земли, но расположен-
ную ниже радиационных поясов. Несомненно, потребу-
ются некоторая защита от радиации, а также двойные
стенки для защиты от метеоров.
Было бы желательно запускать небольшие космиче-
ские станции со. сменными экипажами, обеспечивая воз-
вращение смен на Землю со станции при помощи ката-
пультируемых по баллистической траектории капсул; но
доставка на станцию сменяющего экипажа и предметов
снабжения ставит вопрос о встрече КК и ракет на орби-
те. Как только практически будет доказана возможность
уравнения скоростей и соединения на орбите двух ракет,
станет возможным разработать методы перехода людей
и передачи предметов материально-технического снабже-
ния из одной ракеты в другую и, следовательно, обеспе-
чить существование космической станции в течение дли-
тельного времени с постоянным или сменным экипажем.
Нет необходимости пояснять, что успешный запуск
подобных станций окажет огромное влияние на разви-
тие различных областей космонавтики: научной, коммерч
ческой и военной. Крупные и дорогостоящие связные
ИСЗ в случае выхода из строя небольших электронных
или электромеханических деталей можно было бы отре-
монтировать и обслужить на орбите. Может наступить
такое время, когда космические станции смогут выпол-
нять большое количество задач; поскольку работа этих
станций будет в основном автоматизирована, на них мо-
жно доставлять обслуживающие команды для периодиче-
ского осмотра и ремонта бортового оборудования. С этой
целью в станциях должны быть оборудованы небольшие
жилые кабины, обеспеченные системами снабжения воз-
духом. Эти системы могли бы включаться по прибытии
команды или присоединяться к баллонам с воздухом,
доставленным на станцию прибывшим кораблем.
Таким образом, многие из проектов непилотируемых
ИСЗ, описанные в общих чертах в предыдущих главах в
будущем, должны быть заменены хорошо оборудован-
ными космическими станциями, обладающими более ши-
373
рокими возможностями их использования и повышенной
надежностью.
В то же время исследования, связанные с использо-
ванием пилотируемых космических станций и совершен-
ствованием техники встречи на орбите, могут сыграть
значительную роль в посылке экспедиции на Луну. Со-
ветские ученые последнее время много говорят о воз-
можности использования космических станций в качест-
ве платформ для запуска лунных и межпланетных КК.
Небольшие по масштабам эксперименты в запуске
непилотируемых КА со стабилизированных ракет, кото-
рые предварительно выводятся на стартовую орбиту
искусственного спутника Земли (орбиту ожидания), были
начаты в СССР и США в 1961 г. Советская ракета, на-
правленная в сторону Венеры, 12 февраля 1961 г. была
успешно выведена на расчетную траекторию с тяже-
лого спутника. Попытка американцев в августе 1961 г.
запустить экспериментальный КА «Рейнджер-I» с выве-
денной на орбиту ИСЗ ракеты-носителя «Атлас-Адже-
на В» окончилась неудачей; отделение КА от ракеты-но-
сителя произошло, но они остались на орбите спутника
Земли.
В настоящее время запуск КА с орбиты ИСЗ стал
для обеих стран обычным делом. В США первый успеш-
ный старт с орбиты ИСЗ 'был осуществлен 26 января
1962 г., когда на орбиту вокруг Солнца был выведен КА
«Рейнджер-III».
Осуществление запусков КА с орбит ИСЗ способст-
вовало накоплению ценного опыта в области управле-
ния и контроля за работой бортового оборудования
ИСЗ, находящегося на орбите, с наземных станций со-
провождения. Примером может служить успешная
ориентация в космическом пространстве ИСЗ «Дискаве-
рер», «Самос» и /«Мидас» по командам с наземных стан-
ций с целью катапультирования на Землю возв!ращае-
мых капсул и точного направления на заданные объекты
объективов фотокамер и другого оборудования. Следую-
щий шаг — встреча двух космических объектов на орби-
те может поэтому стать ключом к решению более слож-
ной задачи — запуску пилотируемых космических лабо-
раторий. Если же встреча будет сопровождаться
дозаправкой ракеты топливом, то отпадет необходимость
разработки гигантских ракет-носителей, которые потре-
374
бовались бы для доставки та Луну и возвращения об-
ратно .на Землю пилотируемого КК.
На XI конгрессе Международной астронавтической
федерации, состоявшемся в Стокгольме в 1960 г.,
д-р Браун заявил, что программа разработки ракеты-но-
сителя «Сатурн» 'Превращена в долгосрочный план опыт-
ных работ. Постоянное совершенствование верхних сту-
пеней этой ракеты обеспечит не только значительное
увеличение ее полезной нагрузки в первых вариантах, но
в конечном счете приведет к такой конструкции ракеты,
в которой будет максимально использована тяга двига-
телей первой ступени. Например, вариант ракеты-носи-
теля С-1 будет способен вывести полезный груз весом
9 г на близкую к земной поверхности орбиту ИСЗ, со-
общить полезному грузу весом 2,7 т вторую космиче-
скую скорость и обеспечить «мягкое» прилунение груза
весом 450—900 кг. Однако четырехступенчатый вариант
ракеты-носителя С-2 * смог бы вывести на близкую к
Земле орбиту ИСЗ полезный груз весом около 20 г и
обеспечить увеличение в два раза полезного груза при
запуске в межпланетное пространство.
Если бы была освоена техника заправки ракет топ-
ливом на орбите, возможности выполнения таких задач,
как мягкая посадка пилотируемых КК на Луну или пла-
неты солнечной системы, значительно увеличились.
В этом случае запущенная с Земли ракета-носитель
сперва вышла бы на низкую орбиту ИСЗ (орбиту ожи-
дания), с которой после заправки топливом перешла бы
на оптимальную траекторию полета к цели.
Быстрейший и наименее сложный прямой запуск КК
с экипажем из двух человек с Земли в межпланетное
пространство, заявил д-р Браун, требует стартовой тяги
ракеты-носителя около 5450 т. При тяге менее 900 т,
которую сможет развить разрабатываемый в настоящее
время основной вариант (С-1) ракеты-носителя «Са-
турн», прямой запуск КК с Земли невозможен. Для
* В дальнейшем от этого варианта ракеты-носителя «Сатурн»,
который потребовал бы включения дополнительной ракеты между
первой и второй ступенями ракеты-носителя (С-1) отказались, но он
сыграл важную роль в разработке методов встречи на орбите при
осуществлении программы запуска КК в сторону Луны. — Прим, ав-
тора.
375
этого должен быть создан более мощный, пятый вариант
(С-5) этого семейства ракет-носителей.
Таким образом, чтобы быстрее решить задачу до-
ставки человека на Луну, мы вынуждены использовать
метод заправки ракет топливом на орбите ИСЗ и разра-
ботать надежный способ встречи ракет на орбите. Пер-
вые шаги в этом направлении предпринимаются NASA
для соединения на орбите КК «Джеминай», рассчитан-
ного на экипаж из двух человек, с верхней ступенью ра-
кеты-носителя «Атлас-Аджена». Сначала ракета «Адже-
на» будет выведена на близкую к Земле орбиту ИСЗ.
Затем наземные станции сопровождения определят точ-
ные параметры орбиты ракеты, на основании которых
будут установлены оптимальная орбита и время запуска
КК «Джеминай» при помощи ракеты-носителя «Титан».
Если будет обеспечено хорошее совпадение орбит КК и
ракеты «Аджена», тогда при помощи имеющихся на них
двигательных установок можно осуществить встречу и
соединение.
При первых экспериментах по соединению КК с ра-
кетой-носителем на орбите придется рассчитывать на
радиолокационные и другие средства наведения. Несом-
ненно, что в дальнейшем эти операции будут выполнять-
ся экипажем КК «Джеминай», чтобы выяснить возмож-
ности соединения КК с ракетой-носителем с помощью
ручного управления. В 1962 г. отдел космонавтики фир-
мы Чанс Воут в числе других организаций изучал эту
проблему совместно с исследовательскими лаборатория-
ми NASA.
Тем не менее большая часть маневрирования при
встрече на орбите должна все еще выполняться с по-
мощью автоматических или полуавтоматических средств.'
Один из автоматизированных методов соединения двух
кораблей на орбите в общих чертах описал сотрудник
фирмы Дженерал Дайнэмикс/Астропотикс КаммЛ.Дж.,
дав ему название SATRAC *. Он основан на использова-
нии оптических средств наведения. Каждый из КК обо-
рудуется лампой и телескопом; сигнал лампы прини-
мается телескопом, установленным на другом КК. Лам-
1 Сокращение от Satellite Automatic Terminal Rendezvous and
Coupling.— Прим. ped.
376
пы излучают пульсирующие световые сигналы, позво-
ляющие отличить их от звезд.
Первый из выведенных на орбиту КК (цель) взаимо-
действует со вторым КК, являясь для него ориентиром,
и указывает свое местонахождение. Он подает сигналы
при помощи лампы и несет половину устройства, пред-
назначенного для сцепки обоих КК, но не имеет двига-
телей для изменения своей орбиты.
Рис. 106. Схема оборудования КК, обеспечивающего их соеди-
нение на орбите по проекту SATRAC:
1 — привод; 2 — ось вращения; 3 — соединительная серьга с крюком;
4 — трос; 5 — оптическое устройство наведения; 6 — крюк; 7 — лебедка;
8 — кольцевая петля; 9 — кольцевая петля в сложенном положении;
10 — система захвата крюка
Второй КК (преследователь) также имеет ориентир-
ную импульсную лампу и несет на себе вторую половину
сцепного устройства. На нем установлен ракетный дви-
гатель, с помощью которого можно сократить расстоя-
ния между обоими КК и снизить их относительную ско-
рость. Типовыми начальными условиями маневра КК на
конечном участке сближения и соединения являются:
расстояние между КК — 80 км, относительная ско-
рость —'610 м!сек.
Из рис. 106 видно, что каждый КК оборудован опти-
ческой системой наведения, прикрепленной к сцепному
377
устройству, выступающему сбоку корабля. Задача систе-
мы наведения заключается в том, чтобы обнаружить
световой сигнал другого КК и выдать команду на изме-
нение направления своего корабля. После установления
оптической связи между обоими КК преследователь мо-
Рис. 107. Последовательность операций сближения и соединения КК
по проекту SATRAC:
а — управляемое сближение; б — момент сцепления; в — начало вращения ап-
паратов; г — вращение аппаратов; д — соединенные и стабилизированные ап-
параты; 1 — оптическое устройство наведения; 2 — кольцевая петля; 3 — ось
вращения; 4 — оптическая ось (линия визирования); 5—крюк
жет увеличить скорость в направлении аппарата цели.
Таким образом, системы (наведения сближаются по ли-
нии визирования, в то время как сами КК смещены от
этой линии в стороны на расстояние, равное длине их
сцепного устройства (рис. 107).
Из рис. 107 видно, что на одном из КК установлена
кольцевая петля, а на другом — крюк. Допустим, что
ошибок в наведении нет и линии визирования систем
наведения обоих КК совпадают; тогда крюк корабля-
преследователя попадет в центр кольцевой петли кораб-
ля-цели.
По мере того как КК проходят мимо друг друга,
крюк корабля-преследователя замыкается на петле ко-
рабля-цели и оба соединенных КК начнут медленно вра-
щаться под действием центростремительной силы. Крюк
378
и петля сцепной системы, которые в практическом испол-
нении должны представлять собой гибкие тросы, за-
крепленные на консольных 'кронштейнах, втягиваются
с помощью лебедки в (корабль-преследователь; в резуль-
тате оба КК оказываются соединенными вместе. После
этого при помощи реактивных сопел системы стабили-
зации прекращается вращение соединенных КК.
Камм отметил, что, поскольку при такой системе
встречи корабли не направлены навстречу друг другу,
нет нужды сокращать одновременно расстояние между
ними и снижать их относительную скорость до нуля.
Фактически, когда КК находятся в непосредственной
близости друг от друга, расстояние между ними даже
не измеряется. Вместо этого скорость сближения КК на
некотором определенном расстоянии снижается до
0,3 м!сек\ при этой скорости и происходит их сцепка.
Длина сцепного устройства исключает опасность столк-
новения (КК.
Вполне '.понятно, что существует большое количество
возможных методов соединения КК на орбите, начиная
от описанных выше чисто автоматических систем с ра-
диолокационными или оптическими средствами наведе-
ния и кончая полуавтоматическими системами, частично
управляемыми космонавтом.
Д-р Браун предложил использовать ракету-носитель
«Сатурн» в качестве орбитальной ракеты-заправщика
при запуске на Луну КК ic людьми. При осуществлении
подобного проекта необходимо прежде всего вывести КК
на промежуточную орбиту вокруг Земли. После этого
на ту ж-е орбиту надо вывести одну за другой ракеты-
заправщики. Орбитальные рабочие команды соединят
ракеты-заправщики с КК и обеспечат перекачку топлива
в его баки. Ограниченное время, отводимое на эту опе-
рацию, потребует сооружения достаточного количества
стартовых установок для запуска с Земли ракет-носите-
лей «Сатурн». Серьезным препятствием для осуществле-
ния такого проекта может стать проблема хранения жид-
кого водорода на орбите в течение длительного периода.
Д-р Браун считает, что можно использовать горючее,
обладающее меньшей энергией, чем водород, но которое
можно хранить в течение более длительного времени;
в этом случае количество ракет-заправщиков увеличится
на 50%.
379
Система орбитальных станций обладает большой гиб-
костью и позволяет осуществлять сборку на орбите раз-
личных типов космических аппаратов, предназначенных
для 'выполнения самых разнообразных задач. Крупный
корабль можно собрать из большого числа небольших
аппаратов; и, даже если бы ракета-носитель требуемой
тяги для прямого запуска КК с Земли на Луну была
уже создана, небольшие, заправляемые на орбите раке-
ты продолжали бы оставаться более испытанным и по-
этому более надежным средством запуска КК. Более
того, космическая станция была бы идеальной базой
для пересадки людей и грузов, доставляемых с Земли
при помощи ракет-носителей большой тяги, в межпла-
нетные космические корабли с двигателями низкой тяги
(ионными или плазменными).
На основе этих рассуждений д-р Браун сделал сле-
дующие выводы, которые, по его мнению, будут спра-
ведливы в течение ближайших десяти лет.
1.	Орбитальная заправка топливом позволит скорее
осуществить полет человека на Луну и планеты.
2.	Прямой запуск КК может быть более дешевым, но
он наверняка будет осуществлен позже запуска КК С
заправкой на орбите.
3.	Полет с пересадкой на орбите более надежен, хотя
прямой полет с Земли является менее сложным.
Современное развитие орбитальной техники, заявил
Браун, является побочным результатом выполнения тех
программ, которые имеют целью запуск автоматических
ИСЗ и первых капсул с человеком на борту. Совершенно
очевидно, что запуск’пилотируемых' ИСЗ и космических
станций явится логическим продолжением этих про-
грамм.
Вполне реальным кажется промежуточный вариант
создания и поддержания в рабочем состоянии минималь-
ной по размерам пилотируемой космической станции,
основанный на использовании опыта по запуску капсул
«Меркурий», техники заправки ракет на орбите и раке-
ты-носителя «Сатурн».
Было намечено создать три варианта КК Для доставь
ки на орбиту вокруг Земли людей, топлива и предметов
материально-технического обеспечения при помощи ра-
кеты-носителя «Сатурн». Все три КК должны иметь
одинаковые размеры и внешнюю конфигурацию. Они
380
рассматривались как верхние ступени ракеты-носителя
«Сатурн» С-2 (рис. 108).
Вариант КК с экипажем после вывода на орбиту стал
бы пилотируемой космической станцией. Второй и тре-
тий варианты КК выводились бы на'орбиты без ©КИПа-
Рис. 108. Проекты КК, предложенные в 1960 г. Маршаллским цент-
ром космических полетов NASA, для выведения на орбиту ИСЗ при
помощи ракеты-носителя «Сатурн» С-2:
/-—ракета-носитель «Сатурн» С-2 с полезным грузом (КК — носовая часть);
2 — орбитальный грузовой КК; 3 — орбитальный КК-танкер; 4 — орбитальная
космическая станция; 5 — вариант космической станции, выводимой на орбиту
вокруг Луны
жей и использовались бы для снабжения космической
станции топливом и предметами материально-техниче-
ского обеспечения.
Как видно из рис. 108, космическая станция имеет
три изолированных помещения? капсулу экипажа с дви-
гательной установкой, средствами спасения й средствами
защиты при возвращении на Землю, приборный и рабо-
чий отсеки и отсек хранения предметов снабжения. Пос-
ле выхода станции на орбиту вокруг Земли члены эки-
381
пажа имели бы возможность перемещаться из одного
отсека в другой через трубу (жесткой или надувной кон-
струкции) , прикрепленную к корпусу станции с внешней
стороны.
Возвращаемая на Землю капсула должна иметь при-
боры для контроля атмосферы в ней, электроэнергети-
ческое оборудование, а также запасы кислорода, пищи,
воды и других предметов снабжения, рассчитанные на
полное время работы станции, с учетом резервов, необ-
ходимых для возвращения членов экипажа на Землю
или их спасения в (случае аварийной ситуации. Капсула
смонтирована в перевернутом положении; она имеет
днище из теплоизоляционных 'материалов, которое обе-
спечивает максимальную защиту экипажа во время стар-
та, включения и периодов активной работы двигателей
всех ступеней ракеты-носителя, а также во время входа
капсулы в атмосферу Земли.
Внутри капсулы помещаются также парашютные си-
стемы, предназначенные для возвращения ее на Землю
и возможного использования в случае неудачного за-
пуска КК и РДТТ для мягкого катапультирования кап-
сулы и ее торможения при входе в атмосферу, разме-
щенные в средней части. Если катапультирование кап-
сулы необходимо в момент запуска ракеты-носителя или
вскоре после этого, шесть РДТТ, обеспечивающих уско-
рение 12 g, подняли бы капсулу с экипажем на высоту
примерно 1,2 км. При входе капсулы в атмосферу эти
же РДТТ могли бы включаться последовательно попар-
но для обеспечения требуемого импульса при торможе-
нии и осуществления необходимого маневра капрулы.
В приборном отсеке должно быть размещено обору-
дование, необходимое для наблюдения космического
пространства и проведения в нем научных эксперимен-
тов; все остальное оборудование находится в отсеке хра-
нения предметов снабжения. Дополнительное оборудова-
ние может размещаться между переборками КК.
С помощью ракеты-носителя «Сатурн»'С-2 можно не
только вывести на орбиту ИСЗ небольшие пилотируе-
мые космические станции, грузовые КК и КК-заправщи-
ки, но доставить на круговую орбиту вокруг Луны ва-
риант космической станции малых размеров (рис. 109).
Эта пилотируемая станция имела бы такую же ката-
пультируемую капсулу, как и основной вариант косми-
382
ческой станции. По предварительным оценкам вес стан-
ции составит 6,8 т, включая вес капсулы с ее приборным
оборудованием и системами управления — 2,7 т. Капсу-
лу можно снабдить несущими поверхностями для
использования их во время маневра при входе .в атмо-
сферу до момента развертывания парашютной системы.
Тяга 5^36 т
Рис. 109. Сравнение двух методов доставки на Луну и возвращения
с Луны на Землю пилотируемого КК*. прямого запуска КК с Земли
и запуска с выводом на промежуточную орбиту. Для прямого за-
пуска КК на Луну потребовалась бы ракета-носитель, развивающая
тягу 5436 т; для запуска КК с заправкой топливом на близкой к
Земле орбите необходимы шесть ракет-носителей тягой 900 т каж-
дая. Две ракеты-носителя «Сатурн» С-5, имеющие тягу по 3400 т,
смогут доставить КК на Луну без заправки топливом на орбите
Кроме капсулы лунная космическая станция имела
бы также отсек для размещения научного оборудования,
предметов снабжения и т. п. весом 1,8 т и отсек весом
2,3 т, в котором должна 'быть установлена комбиниро-
ванная двигательная установка для катапультирования
капсулы и управления положением станции на среднем
участке полета (и, возможно, для торможения капсулы
при входе в атмосферу Земли). Если эта установка не
383
потребуется для катапультирования капсулы в чрезвы-
чайных условиях до того, как космическая станция бу-
дет выведена на траекторию в сторону Луны, двигатели
можно использовать для коррекции ©той траектории.
Эти идеи, изложенные в общих чертах д-ром Бра-
уном в его лекции в 1960 г., получили значительное раз-
витие в 1962 г., когда под его руководством Маршалл-
ский центр космических полетов NASA закончил серию
эскизных проектов ракет-носителей, обладающих более
высокими характеристиками. Эти исследования привели
к .решению отказаться от создания 'ракеты-носителя «Са-
турн» С-2 и приступить к разработке нового варианта
этой ракеты «Сатурн» С-5, (развивающей тягу 3400 т
(см. главу восьмую).
В отличие от варианта С-2, который обеспечивал вы-
вод на близкую орбиту вокруг Земли полезного груза
весом около 20 т, ракета-носитель «Сатурн» С-5 сможет
вывести на ту же орбиту полезный груз весом по край-
ней мере 90 т. Больший груз, который ракета-носитель
«Сатурн» С-5 будет выводить на орбиту, упростит про-
цедуру орбитальной встречи, поскольку для решения
одной и той же задачи потребовался бы запуск не шести,
а лишь двух ракет-носителей (рис. 109). Более того, в
этом случае отпала бы необходимость в заправке топ-
ливом на орбите ракеты для старта КК в сторону Луны
и самого КК поскольку их могли бы запускать с Земли
на орбиту с полностью заправленными топливными ба-
ками. Для достижения этого первая ракета-носитель
«Сатурн» С-5 использовалась бы для доставки на близ-
кую орбиту вокруг Земли ее третьей ступени, развиваю-
щей тягу 90 т. Затем примерно на ту же орбиту вторая
ракета-носитель вывела бы КК «Аполлон»-С, после чего
оба компонента были бы соединены друг с другом. Во-
прос о том, потребуется ли выход космонавтов из КК,
чтобы выполнить его соединение с ракетой на орбите,
остается открытым; однако в планируемых эксперимен-
тах по соединению двухместного КК «Джеминай» с не-
пилотируемой ракетой «Аджена», несомненно, будет
изучаться роль человека в выполнении данной задачи.
Как уже указывалось в главе восьмой, Соединенные
Штаты настойчиво стремятся к созданию ракеты-носи-
теля, способной обеспечить прямой запуск пилотируемо-
го КК с Земли на Луну и обратно; эта же ракета-носи-
384
ТеЛь может заменить ракету-носитель «Сатурн» С-5 при
осуществлении рассмотренных выше двух орбитальных
встреч.
Такой ракетой-носителем является «Нова», в проекте
которой учтен опыт, приобретенный при создании ракет-
носителей «Сатурн» С-1 и «Сатурн» С-5. Ракетные дви-
гатели, разрабатываемые для этих двух ракет-носителей,
будут в максимально возможной степени использованы
в ракете-носителе «Нова». По проектам 1960—1961 гг.
ракета «Нова» имела следующие двигатели.
Первая ступень . . . .Восемь ЖРДИ-1 фирмы Рокетдайн тягой
680 т каждый
Вторая ступень .... Восемь ЖРД 4-2 фирмы Рокетдайн тягой
90 т каждый
Третья ступень .... Два ЖРД J-2 фирмы Рокетдайн тягой
90 т каждый
Четвертая ступень. . . шесть ЖРД LR-115 фирмы Пратт энд Уитни
тягой 6,8 т каждый
Пятая ступень.......Два ЖРДЬК-115 фирмы Пратт энд Уитни
тягой 6,8 т каждый
Когда, наконец, в начале 1962 г. ракета-носитель «Но-
ва» была включена в число актуальных проектов NASA,
ее конфигурация была изменена (табл. 8.3) в связи с
решением установить на второй ступени вместо восьми
ЖРД J-2 четыре ЖРД М-1 фирмы Аэроджет Дженерал
тягой 545 т каждый. Претерпела изменение также третья
ступень: вместо двух ЖРД J-2 на ней устанавливается
лишь один такой ЖРД. Последующие ступени решено
применять лишь в зависимости от характера нагрузки
КК «Аполлон».
По одному из первых проектов ракета-носитель «Но-
ва» с ЖРД на каждой ступени имела бы стартовый вес
около 4500 71 и высоту примерно 120 м (рис. 92). По
мнению многих инженеров, этот проект является преде-
лом для ракет-носителей с двигателями на химическом
топливе с экономической точки зрения. Дальнейшее уве-
личение .грузоподъемности ракет-носителей должно идти
за счет разработки ядерных ракетных (ЯРД) и электро-
ракетных • (ЭРД) двигателей.
Конечно, ЯРД можно использовать в верхних ступе-
нях мощных ракет-носителей, а обладающие небольшой
тягой ЭРД окажутся полезными при транспортировке
тяжелых грузов с Земли на Луну (рис. 110). Однако по-
385
скольку ракеты с ЭРД должны стартовать с орбиты ожи-
дания вокруг Земли, то для их вывода на эту орбиту
необходимо будет использовать ракеты-носители с дви-
гателями на химическом топливе; их полет займет зна-
чительно больше времени, чем полет ракет других типов,
что делает их неподходящими для транспортировки лю-
дей. Одно из препятствий состоит в том, что в этом
Рис. 110. Возможная траектория полета КК с Зем-
ли на Луну при использовании ЭРД, развивающе-
го тягу 0,9 кг на каждые 4,5 т массы КК
случае КК проведет значительное время в радиационных
поясах земли. Тем не менее ракеты с ЭРД значительно
облегчили бы доставку на Луну предметов снабжения и
материалов, необходимых для строительства постоянной
базы.
Таким образом, большие ракеты-носители с двигате-
лями на химическом топливе, подобные ракетам-носите-
лям «Сатурн» и «Нова», обладают большими возможно-
стями, позволяющими применять их в течение следующе-
го десятилетия при различных комбинациях ступеней
для запуска полезных грузов различного веса.
Вопрос о том, будут ли строиться для освоения Лу-
ны ракеты-носители с ЖРД более мощные, чем ракета-
носитель «Нова», остается открытым; однако сторонники
создания мощных ракет с двигателями на твердом топ-
ливе имеют проекты таких ракет.
Например, фирма Тиокол Кемикл разработала схему
трехступенчатой полностью оснащенной РДТТ ракеты-
носителя класса «Нова». Ракета имела бы высоту около
386
113 м На первой ступени используется связка из восьми
двигателей диаметром 4 м и тягой 1134 т каждый. На
следующей ступени установлена связка из четырех дви-
гателей диаметром 8 м и тягой 2268 т каждый. Послед-
няя ступень снабжена одним двигателем диаметром
8,5 ж, развивающим тягу 6096 т. Фирма утверждает, что
все эти двигатели она могла бы поставить на испытания
в течение 14—24 месяцев.
Следующая проблема заключалась в выборе места
для запуска этих больших ракет-носителей. После тща-
тельных поисков возможных районов размещения ракет-
ного полигона на континентальной части США и на
островах Тихого океана было, наконец, решено построить
полигон на мысё Канаверал (штат Флорида). К северу
и западу от существующего ракетного испытательного
центра ВВС США были закуплены участки земли общей
площадью около 32,4 тыс. га. К тому времени, когда
было принято это решение, правительственные объекты
на мысе Канаверал, включая авиабазу Патрик, зани-
мали площадь около 6,9 тыс. га. Причины, повлиявшие
на выбор этого района под ракетный полигон, обсуж-
дались в главе восьмой.
Вскоре после объявления NASA о решении построить
этот ракетный полигон были проведены два других ме-
роприятия, характеризующие дальнейшие планы полетов
человека в космическом пространстве. Первое состояло
в решении построить новый завод по производству ра-
кет-носителей в Новом Орлеане, второе — в решении
создать в Хьюстоне (штат Техас) лабораторию по изу-
чению проблем полетов пилотируемых космических ко-
раблей. Новая лаборатория станет командным центром
NASA при осуществлении программ доставки пилоти-
руемых КК на Луну и последующих полетов пилотируе-
мых КК в космическом пространстве. В этом центре бу-
дут осуществляться проектирование, разработка и испы-
тание КК «Аполлон» и -всех его систем, а также
тренировка членов его экипажа.
Территория нового центра, включающая Клир-Лейк и
Хьюстонский морской канал, имеет площадь около
405 га, предоставленную в распоряжение правительства
США Райсским университетом.
Эти три центра NASA, расположенные на мысе Ка-
наверал, в Новом Орлеане и Хьюстоне и связанные глу-
387
боководными путями, должны способствовать созданию
единой системы, способной обеспечить обслуживание
крупных космических кораблей и ракет-носителей, раз-
рабатываемых по проекту посадки на Луну пилотируе-
мого КК «Аполлон». Имеются возможности дальнейше-
го расширения этих центров, если потребуются еще бо-
лее мощные ракеты-носители для запуска КК за пре-
делы Луны.
С появлением ракет-носителей, развивающих тягу
больше 450 т, запуск крупных пилотируемых космиче-
ских станций становится более реальным. Для того что-
бы оценить эти возможности, ВВС США в 1960 г. за-
ключили контракты с фирмами Конвэр, Дуглас, Джене-
рал Электрик, Локхид, Мартин и Норэр на проведение
исследований по программе, получившей название
SLOMAR 4. В этой программе основное внимание уделе-
но разработке космических систем для выполнения трех
видов специальных операций: доставки людей и пред-
метов -снабжения с Земли на космическую станцию и
обратно; выполнения работ по сборке космической тех-
ники на орбите; спасения экипажей вышедших из строя
КК. Вторая часть исследований касалась возможности
использовать системы, «разрабатываемые по программе
SLOMAR, для доставки научных и военных групп с
орбиты вокруг Земли на Луну и обратно.
По программе SLOMAR исследовались вопросы: орби-
тальной (Механики, обеспечения жизнедеятельности кос-
монавтов, навигационных и радиолокационных систем,
сближения и соединения ракет и КК на орбите, перехода
людей и перевалки грузов между ракетами и КК, тех-
нического обслуживания и ремонта различных систем
ракет и КК, использования солнечной радиации и созда-
ния двигательных систем для стабилизации и управле-
ния ракетами и КК- Рассматривались также методы
спасения членов экипажа в аварийных условиях при
запуске КК на орбиту и при его входе в атмосферу Зем-
ли. Исследования в области топлив касались возмож-
ности использования ракет с ядерными двигателями в
качестве верхних ступеней ракет-носителей. Общая же
1 Сокращение от Space Logistics, Maintenance and Rescue,
в переводе означающее: снабжение, техническое обслуживание и
спасение в космосе. — Прим. ред.
388
цель этой программы — создание ракетных систем, обла-
дающих максимальной надежностью и безопасностью в
эксплуатации и в то же время наиболее простых в про-
изводстве, что должно обусловить наиболее быстрое их
изготовление.
На рис. 111 представлен разработанный фирмой Мар-
тин ‘эскизный проект пятиместного транспортного КК,
способного сблизиться с космической станцией и обе-
спечить доставку на нее людей и предметов снабжения.
После отделения от космической станции уменьшение
скорости КК производится при помощи тормозных дви-
гателей, и он произведет посадку на Землю как гипер-
звуковой планер, подобно ракетоплану «Дайна Сор».
Эскизный проект КК фирмы Мартин, -с помощью ко-
торого можно осуществить сборку космической техники
на орбите, представлен на рис. 112. Согласно проекту
корабль должен весить не более 3,6 т. Думается, что
такой корабль более эффективен при выполнении сбо-
рочных работ в космическом пространстве, чем человек
в скафандре, позволяющем работать вне космического
корабля. КК должен быть соответствующим образом
стабилизирован, и у него могли бы иметься выдвижные
манипуляторы, необходимые для выполнения различных
работ. Проект фирмы Мартин предусматривает уста-
новку на корабле счетно-решающего устройства, автопи-
лота для стабилизации КК и наличие средств поддер-
жания деятельности оператора в течение 48 час.
Разработку проекта подобного рода можно вести па-
раллельно с выполнением, программы исследования
Луны.
Идея создания КК для полета на Луну возникла при
разработке проекта «Аполлон», который начал изу-
чаться NASA в 1960 г. как продолжение работ по про-
грамме «Меркурий». В разработке проекта «Аполлон»
впоследствии участвовали филиал Конвэр Астроноутикс
фирмы Дженерал Дайнэмикс, отдел управляемых сна-
рядов и космических кораблей фирмы Дженерал Элек-
трик и фирма Мартин.
Первоначальные цели проекта «Аполлон» предусмат-
ривают создание космической станции на орбите вокруг
Земли с экипажем из трех человек и доставку трех че-
ловек на орбиту вокруг Луны с последующим возвраще-
нием их на Землю (рис. 113). Такое мероприятие являет-
389
Рис. 111. Эскизный проект пятиместного транспортного КК, предназначенного для встречи с орбитальной кос-
мической станцией. После смены экипажа и перевалки грузов скорбеть КК должна быть снижена при помощи
тормозных двигателей для планирующего входа и полета КК в пределах атмосферы (разработка фирмы
Мартин для ВВС США в соответствии с программой SLOMAR) ?
Рис. 112. Эскизный проект одноместного КК, предназначенного для производства ремонтных и сборочных ра-
бот на орбите
ся, конечно, необходимым нроМеЖу 1 очным этапом перед
попыткой высадить человека на Луну.. Оба КК. создан-
ных по проекту «Аполлон», позволят накопить опыт
обеспечения жизнедеятельности человека в космическом
пространстве в течение продолжительного времени и
использовать его для тренировки космонавтов, потреб-
ность в которых будет постоянно увеличиваться.
Рис. 113. Три варианта КК «Аполлон»:
1 — «Аполлон»-А — для вывода на орбиту вокруг Земли; 2 — «Аполлон»-В —
для прилунения; 3 — «Аполлон»-С — для облета Луны
При реализации проекта «Аполлон» вначале преду-
сматривалось создание КК весом 7—9 т, состоящего из
трех отсеков: командного, двигательного и отсека с аппа-
ратурой, необходимой для выполнения поставленной за-
дачи.
Все три космонавта размещаются в среднем, команд-
ном, отсеке ,во время запуска КК, и по крайней мере
один из них должен оставаться в этом'отсеке в течение
всего полета для контроля за .работой бортового обору-
дования и систем. Только этот отсек используется для
входа в атмосферу Земли, и все члены экипажа должны
возвратиться в него из других отсеков перед окончанием
полета.
Предполагается, что конструкция командного отсека
будет одинаковой для вывода на орбиту как вокруг
Земли, так и вокруг Луны с некоторой лишь разницей в
оборудовании герметической кабины.
Возвращаемая на Землю капсула, в основу которой
положена конструкция КК «Меркурий», должна иметь
292
аблятивное теплозащитное покрытие из фенольной смо-
лы, усиленной стекловолокном.
Во втором отсеке предполагается разместить двига-
тельные установки. Кроме двигателей, предназначенных
для отделения командного отсека от ракеты-носителя в
случае неудачного запуска КК, в нем предусматривается
установить также двигатели для коррекции траектории
полета КК в космическом пространстве. В случае
использования КК йа орбите вокруг Земли в качестве
лаборатории эти двигатели могут применяться для ма-
невра на орбите и осуществления встречи с другими
ИСЗ. При запуске КК на орбиту вокруг Луны двигатели
обеспечили бы коррекцию траектории на среднем и ко-
нечном участках полета, а также снижение скорости КК
до величины, необходимой для выхода на орбиту вокруг
Луны. Подобным образом,они могли бы использоваться
для вывода КК на переходную орбиту, по которой он
возвратился бы на Землю.
Двигательный отсек корабля, предназначенного для
разведки Луны, имел бы, очевидно, большие размеры,
чем подобный же отсек корабля, выводимого на орбиту
вокруг Земли; отсеки с аппаратурой этих двух типов
КК также отличались бы друг от друга.
Следующий тип КК «Аполлон», как видно из рис. 113,
должен иметь значительно больший вес, чем два первых,
поскольку он, кроме такого же оборудования, должен
иметь двигательную установку, способную обеспечить
его мягкое прилунение и последующий старт с Луны
в сторону Земли. Он должен также иметь посадочные
приспособления, дополнительное оборудование и спе-
циальную научную аппаратуру для научных исследова-
ний на Луне. По предварительным оценкам, такой КК
может весить от 70 до 90 т,
КК «Аполлон» для прилунения состоит из трех отсе-
ков. Командный отсек рассчитан на экипаж из трех че-
ловек. Отсек двигательных установок, необходимых для
старта КК с Луны, содержит ракетные двигатели, топ-
ливные баки, источники электропитания и т. п. За проек-
тирование и разработку этих двух отсеков несет ответст-
венность фирма Норт Американ Авиэйшн, имеющая
большое число субподрядчиков. В разработке системы
наведения и управления КК «Аполлон» принимает уча-
стие лаборатория приборов Массачусетского технологи-
393
ческого института. Третий отсек КК — отсек прилуне-
ния — является самым большим; в нем помещаются
тормозные двигатели для мягкой посадки КК на лунную
поверхность. Этот отсек будет служить стартовым сто-
лом при запуске верхних отсеков КК в направлении Зем-
ли и останется на Луне.
В поддержку этой долгосрочной программы и с
целью ускорения работ по изучению и исследованию
космического пространства вблизи Земли и Луны и
между ними в 1961 г. правительство США выделило
66 млн. дол. Дополнительные средства были предостав-
лены для изучения проблем возвращения КК в атмосфе-
ру Земли на параболической скорости после его полета
к Луне 4.
Для освоения человеком космического пространства
большое значение имеют исследования проблем, связан-
ных с космическими лучами, «радиационными поясами
Земли и излучениями, .возникающими в результате воз-
мущений Солнца, которые могут оказаться наиболее
опасными для человека, совершающего полет в космиче-
ском пространстве. В эти исследования намечалось
включить анализ солнечной активности ib течение послед-
них 50 лет для определения закономерности возникнове-
ния «солнечных бурь» с тем, чтобы при планировании по-
летов космических кораблей избегать их старта в перио-
ды чрезвычайной радиационной активности. Особое
внимание уделяется также защите жилых отсеков КК
от наиболее опасных видов радиации.
Большие работы в этой области провела фирма Мар-
тин. Имея в виду радиационные пояса, окружающие
Землю, и особенно спорадические солнечные вспышки,
она вначале предлагала создать в пилотируемом КК
«убежище от радиации», в котором должны были укры-
ваться члены экипажа при возникновении критического
уровня космического излучения.
Однако дальнейшие исследования фирмы Мартин по-
казали, что обшивка КК и его бортовое оборудование
могут быть выполнены из материалов, которые обеспе-
чат соответствующую радиационную защиту. В подтвер-
ждение своих выводов фирма проанализировала всю
поверхность предложенного ею КК, разделив ее пример-
1 Около 40 000 км/час.— Прим. ред.
394
но на 500 отдельных участков. Была’ точно определена
способность материалов каждого участка обеспечить
радиационную защиту, и в заключение при помощи счет-
но-решающего устройства была сделана оценка радиа-
ционной стойкости всего К К.
На базе полученных данных были проведены экспе-
рименты с моделью КК «Аполлон» в натуральную ве-
личину и усилена 'радиационная защита за счет переком-
поновки некоторого оборудования внутри корабля. Ре-
зультаты оказались самыми поразительными. Хотя и
было необходимо усилить защиту в некоторых местах,
но вес ее составит всего несколько килограммов вместо
нескольких тонн.
Фирма Мартин исследовала также возможности поле-
та корабля вне областей наиболее интенсивной радиа-
ции. С этой целью фирма изучила огромное количество
возможных траекторий с помощью моделирующего
устройства космических полетов, которое выдает данные
о траектории ракеты при старте и во время управляе-
мого полета, а также данные для осуществления кораб-
лем маневра встречи на орбите и входа в атмосферу
Земли.
В результате этих исследований было установлено,
что разработанный фирмой Мартин вариант КК «Апол-
лон» мог бы избежать попадания в большую часть ра-
диационных поясов Земли (особенно во внутренний
пояс) при условии .расположения места старта в свобод-
ных от космической радиации полярных районах
(рис. 114).
Проводя эти исследования, фирма Мартин исходила
из требований NASA осуществить полет КК на Луну и
его возвращение на Землю в течение 5,5 суток при ус-
ловии, что корабль оставался бы на поверхности Луны
только несколько часов. Полету должно предшествовать
детальное изучение уровня космической радиации с по-
мощью ИСЗ, оборудованных необходимой научной
аппаратурой.t Как показывают данные, полученные при
запуске в верхние слои атмосферы аэростатов с науч-
ной аппаратурой, во время солнечных вспышек выбра-
сываются высокоэнергетичные протоны, поток которых
может составлять 5.106 П|ротон/сек. см2. Конечно не все
солнечные вспышки характеризуются такой интенсивно-
стью потока выброшенных частиц. Энергия таких частиц
395
лежит в диапазоне 4—700 Мэв. Таким образом, с увели-
чением времени полета КК проблема биологической за-
щиты экипажа от проникающей радиации становится
все более трудной, и предстоит еще многое сделать для
того, чтобы установить безопасные уровни радиации для
человека, находящегося в космическом пространстве.
Направление
Рис. 114. Схема запуска КК в сторону Луны из поляр-
ного района, которая позволяет избежать воздействия на
членов экипажа радиационных поясов Земли
Эту проблему исследует также фирма Боинг; а ее
отделение — фирма Аэроспейс изучает возможность
создания службы предсказания солнечных вспышек.
Д-р Е. Л. Чап, возглавляющий работы фирмы в этом
направлении, заявляет, что вероятность получения кос-
монавтом смертельной дозы от протонной радиации при
солнечной вспышке в течение семи суток полета в кос-
мическом пространстве составляет около 7120- Этот
вывод был получен после всестороннего изучения сол-
нечной активности в течение 4,5 года с 23 февраля
1956 г. по 3 сентября 1960 г.
Методика предсказания солнечных вспышек, предло-
женная д-ром К. А. Андерсоном из Калифорнийского
университета, основана на изучении размеров и актив-
396
НОсти наблюдаемых солнечных пятен. Однако такие про-
гнозы в настоящее время могут быть использованы толь-
ко для полетов в космическом пространстве максималь-
ной продолжительностью в одну педелю* 
Как уже отмечалось в главе третьей, каждые 11,1 го-
да завершается смена состояний Солнца: от гигантских
вспышек и большой активности солнечных пятен оно
переходит к спокойному состоянию. В период изучения
Солнца фирмой Боинг за 4,5 года было зафиксировано
88 крупных (класса 3 и 3+) солнечных вспышек. Только
при наиболее сильных солнечных вспышках могут обра-
зовываться протоны высоких энергий; за эти 4,5 года
произошло 43 вспышки, во время которых космонавт,
находящийся вблизи Земли, подвергся бы протонной
радиации в опасных и смертельных дозах.
Было установлено, что вероятность в V120 получения
космонавтом смертельной дозы протонной радиации в
течение семидневного космического полета может быть
снижена до 7юоо при соответствующей защите космо-
навта. Сравнительно легкая защита из алюминия или
полиэтилена плотностью 5 г/см2 увеличивает фактор
безопасности в 3,5 раза. Дополнительная защита может
быть достигнута за счет размещения баков с топливом
и бортового оборудования в конструкции КК таким
образом, чтобы они служили экраном против радиации; •
это подтвердили также исследования фирмы Мартин.
Было подсчитано, что в самом худшем случае (при
запуске КК во время максимальной активности солнеч-
ных пятен) солнечное протонное излучение (необяза-
тельно смертельное) наблюдается лишь один раз из ше-
сти случаев.
Во время максимальной солнечной активности труд-
но заранее предсказать, что космическое пространство
будет свободно от частиц, выброшенных в результате
солнечных вспышек. Установлено, что в течение почти
пяти лет из 11-летнего цикла солнечной активности безо-
пасные периоды недельной продолжительности в косми-
ческом пространстве составят не больше 46% от всего
времени. Если же недельный полет КК будет происхо-
дить в период относительно спокойного Солнца, то ве-
роятность появления опасной радиации в полете умень-
шится до Vie. Исходя из возможности предсказания
солнечных вспышек и наличия защиты КК плотностью
397
до 10 г/см2, фирма Боинг пришла к выводу, что экипаж
КК «Аполлон» в таком случае был бы на 97% гаранти-
рован от смертельного облучения протонной радиацией.
При проектировании КК «Аполлон» для мягкого при-
лунения сотрудники NASA большое внимание уделили
оценке различных способов посадки КК на лунную по-
Рис. 115. Схема КК «Аполлон» для вертикальной мягкой
посадки на Луну
верхность. Наряду с имеющим большие преимущества
способом прилунения на хвостовую часть, оборудован-
ную специальными опорами, с помощью тормозных дви-
гателей (рис. 115) была также исследована возмож-
ность почти горизонтального прилунения КК. В послед-
нем случае используется вспомогательная двигательная
установка с вертикальной тягой (как у самолетов вер-
тикального взлета) в сочетании с основными тормозными
двигателями, обеспечивающими снижение скорости при-
лунения КК (рис. 116). Такой КК имеет трехточечное
398
a
б
Рис. 116. Методы горизонтальной посадки и взлета КК
«Аполлон» с поверхности Луны:
а — горизонтальное прилунение КК, оборудованного лыжами и
хвостовым костылем с помощью тормозящей и поддерживающей
реактивной струи; 6 — взлет КК с лунной поверхности; отсек,
обеспечивающий прилунение КК, служит в качестве стартовой
установки для его возвращения на Землю
399
шасси, состоящее из двух лыж в передней и костыля в
хвостовой части.. В связи с небольшой силой притяже-
ния Луны двигательные установки, необходимые для
снижения и удержания данного полезного груза на
определенной высоте над лунной поверхностью, должны
обладать сравнительно небольшой тягой.
Взлет КК с Луны в этом случае должен производить-
ся за -счет использования главного отсека, служившего
для прилунения, в качестве стартового устройства. Это
позволит возвращаемой на Землю части КК с экипажем
стартовать с лишенной атмосферы Луны под небольшим
углом наклона к ее поверхности, в результате чего затра-
ты энергии на преодоление силы тяжести Луны будут
минимальными.
При разработке этих проектов инженеры NASA со-
знавали, что для старта КК с Луны потребуется более
совершенная техника, чем та, которая применяется для
ракет в настоящее время, поскольку все работы по под-
готовке и испытанию стартового устройства на Луне
должны будут проводиться всего тремя членами эки-
пажа КК-
Ясно, что двигательные установки для взлета КК с
Луны должны быть наиболее надежными из всех систем
КК «Аполлон»; трудности возвращения членов экипажа
КК с Луны на Землю в случае выхода двигательных ус-
тановок из строя, вполне очевидны. Необходимо также
с большой точностью рассчитать время старта КК с лун-
ной поверхности .и располагать системой управления, ко-
торая .обеспечила бы выход КК на правильную траек-
торию" возвращения на Землю.
Наряду с очевидной необходимостью разработки си-
стем КК, обладающих высокой надежностью в действии,
и упрощения операций предполетной проверки и старта
КК с Луны Желательно, конечно, послать на Луну уп-
равляемый с Земли КА, прежде чем сделать попытку
прилунения КК с экипажем. Это, по крайней мере, га-
рантировало бы от возможных несчастных случаев, свя-
занных с неудачным прилунением пилотируемого ККили
с выходом из строя любой из его жизненно важных бор-
товых систем.
В любом случае желательно заранее тщательно изу-
чить район предполагаемого прилунения при помощи не-
400
пилотируемых и пилотируемых КК, выведенных на ор-
биту вокруг Луны, а также с помощью телевизионного
оборудования обследовать районы посадки во время
мягкого прилунения КА типа «Сервейор» или «Про-
спектор».
Желательно также доставить в выбранный район по-
садки радиомаяк, вблизи которого могли бы прилуняться
прилетающие космические корабли.
Рис. 117. Полноразмерный макет возвращаемой на Землю трехмест-
ной кабины экипажа КК «Аполлон», разработанный фирмой Норт
Америкэн Авиэйшн
Наряду с большим вниманием, которое в настоящее
время уделяют проблемам, связанным с полетом на
Луну, требуется специально исследовать проблему воз-
вращения КК на Землю. Кабина экипажа (командный
отсек), которая все еще рассматривается как увеличен-
ная в размерах капсула КК «Меркурий» (рис. 117), бу-
дет, вероятно, проектироваться с расчетом возвращения
на Землю с параболической скоростью без торможения
ракетными двигателями. Это, конечно, создаст более тя-
желые условия для теплозащиты КК при его входе в ат-
401
мосферу Земли, чем при входе в нее с орбиты вокруг
Земли.
В настоящее время возвращаемый на Землю отсек
КК «Аполлон» проектируется как бескрылый аппарат,
который тем не менее будет обладать некоторой аэро-
Рис. 118. Способ входа кабины КК «Аполлон» в атмосферу
Земли на параболической скорости и ее приземление. Вместо
парашютов могут быть использованы парашютно-планирующие
устройства:
1 —< вход в атмосферу со скоростью 40 000 км!час\ 2 — маневр в атмос-
фере; 3 — приземление в заранее намеченном районе
динамической подъемной силой. Согласно данным NASA
соответствующее управление этой подъемной силой по-
зволит обеспечить маневр КК в пределах заданного ко-
ридора входа (рис. 118) и его вывод в заранее выбран-
ный район для посадки при помощи парашютных или
планирующих систем.
Г Л А В А ОДИННАДЦА ТА Я
ЧЕРЕЗ ДЕСЯТКИ ЛЕТ
Настоящая книга посвящена в основном развитию
космонавтики, в текущем десятилетии, заканчивающемся
в 1970 г. Но существует множество проблем, которые
будут занимать умы еще длительное время. Например,
большой проблемой является создание на Луне первого
опорного пункта человека, для чего требуется организа-
ция плановой транспортировки людей и грузов на Луну
и обратно на Землю, а также создание лунной базы, в
которой люди смогут жить и работать без защитных
костюмов.
Чтобы создать на Луне научную базу, потребуется не
только доставить туда огромное количество предметов
снабжения и оборудования, необходимых для работы ис-
следовательских партий, но и разработать новые техни-
ческие средства, которые позволили бы людям жить в
течение недель и месяцев в условиях необычной среды
(табл. 11.1).
Таблица 11.1
Основные сведения о Луне
Диаметр .... 3976 км (диаметр Земли по экватору состав-
ляет 12 760 км)
Период вращения
вокруг своей
оси.............27 суток 7 ^ас 43 мин (в среднем)
Масса ..... 0,012 массы Земли
Сила тяжести на
поверхности . . 0,16 силы тяжести на поверхности Земли
Ускорение силы
тяжести на по-
верхности . . . .1,58 м/сек% (9,8 м/сек% на Земле)
Скорость преодо-
ления силы при-
тяжения (вторая
космическая) 2,4 км/сек (11,2 км/сек в условиях Земли)
403
Расстояние. от
Земли .... Минимальное 356415 км, максимальное
406 700 км
Скорость враще-
ния вокруг
Земли........... 3680 км/час (средняя)
Видимая с Земли
поверхность . . Луна всегда обращена к Земле одной и той же
стороной, но либрация (небольшие колебания)
позволяет видеть 59<>/о ее поверхности. Об
остальной части поверхности Луны не имели
никакого представления, пока советский КА
„Лунник-Ш“ не передал на Землю телевизи-
онное изображение обратной стороны Луны
в октябре 1959 г.
Атмосфера . . . Практически отсутствует. Однако возможно на-
личие тонкого поверхностного газового слоя,
плотность которого составляет 10~"5 —10“6
плотности атмосферы у поверхности Земли
Характер поверх-
ности ..........Бесплодная, сухая и безводная, сплошь покры-
тая кратерами диаметром от 230 км (кратер
Клавий) до нескольких сот метров и менее;
имеются горы, некоторые высотой до 6 км.
Поверхность, по-видимому, покрыта неболь-
шим слоем пыли вулканического и метеорит-
ного происхождения. Подвержена бомбарди-
ровке метеоритами, а также воздействию кос-
мических лучей и солнечной радиации во всем
диапазоне частот
Температура по-
верхности . . . Десятая часть получаемой теплоты отражается;
остальная часть абсорбируется поверхност-
ными породами и излучается во время лунной
ночи. Максимальная температура при нахож-
дении Солнца в зените +83°С, минимальная
в ночное время —160°С (лунный день и лун-
ная ночь продолжаются примерно 14 земных
суток). Наступление ночи на Луне при отсут-
ствии атмосферы почти немедленно приводит
к понижению температуры на сотни градусов
Система Земля —
Луна..........Строго говоря, Земля и Луна образуют сдвоен-
ную планетарную систему, вращающуюся во-
круг общего центра масс, расположенного
примерно на расстоянии 3650 км от центра
Земли
Как только на Луну будут доставлены первые пило-
тируемые КК, в которых должны жить и работатьпер-
вые исследовательские партии, встанет вопрос о созда-
нии на лунной поверхности капитальных сооружений
404
для Поселения небольшой группы исследователей, кото-
рая в максимально возможной степени должна суще-
ствовать за счет местных ресурсов. В конечном итоге
база должна обеспечить исследователей не только энер-
гией и воздухом, получаемыми из материалов, имеющих-
ся в недрах Луны, но и продуктами питания.
Эта проблема уже изучается международным коми-
тетом, созданным академией астронавтики 4. Задача со-
стоит в разработке проекта лунной лаборатории^ кото-
рую в свое время можно создать в интересах всех стран,
участвующих в исследовании космического пространства.
Решению этой проблемы уделил внимание в своей ра-
боте и видный американский физик д-р Фриц Звицки.
В начале своей статьи он отмечает, что температура
лунной поверхности на Солнце повышается до темпера-
туры кипения воды, в то время как во время лунной но-
чи она падает до —160° С. Таким -образом, первое тре-
бование будет состоять в создании убежищ, способных
обеспечить защиту членов экспедиции от экстремальных
температур, а также от воздействия микрометеоритов и
опасной радиации элементарных частиц, спорадически
выбрасываемых из недр Солнца. Когда эти первые убе-
жища будут герметизированы, члены экспедиции могут
большее время проводить вне кабины КК.
На самой ранней стадии освоения Луны первые экс-
перименты должны начаться со строительных , работ.
Особое внимание д-р Звицки уделяет созданию техни-
ческих средств для производства на Лупе трех важней-
ших веществ, необходимых для существования человека:
воды, кислорода и азота.
С этой целью он предлагает построить на Луне боль-
шое число установок сборной конструкции (рис. 119),
снабдив каждую солнечным коллектором, состоящим из
'плоского и вогнутого зеркал. Зеркала автоматически
следили бы за движением Солнца и постоянно фокуси-
ровали солнечные лучи на определенную точку лунной
поверхности, прикрытую сверху «куполом» из пластика.
Сначала была бы получена вода. Поскольку скаль-
ные породы вулканического происхождения в земной
коре содержат от 1 до 10% кристаллизационной воды,
1 Академия учреждена Международной астронавтической феде-
рацией в 1960 г.— Прим, автора.
405
д-р Звицки полагает, что подобное же количество воды
содержится и в лунных породах, залегающих вблизи по-
верхности. Он считает, что вода будет выпариваться из
породы во время ее интенсивного нагревания в солнеч-
ном коллекторе при температуре около 3000° С. Полу-
ченный таким образом водяной пар можно использовать
Рис. 119. Экспериментальная установка для производства на Луне
воды, кислорода, азота и продуктов питания, предложенная д-ром
Звицки
для привода турбины с целью выработки электроэнер-
гии, прежде чем он сконденсируется и превратится в
питьевую воду. Водяной пар можно также сконденсиро-
вать непосредственно или использовать для выращива-
ния растений в герметизированных теплицах.
Следующим по схеме д-ра Звицки должен освобож-
даться углекислый газ. Карбонат кальция будет разла-
гаться на окись кальция и углекислоту, при этом
углекислый газ может затем пропускаться через теплицу
для усвоения его водорослями хлорелла и другими ра-
стениями подобных видов. Во втором, более эффектив-
ном солнечном коллекторе карбонат кальция можно
разложить на кислород, углерод и окись углерода; од-
нако в таком коллекторе должна создаваться темпера-
тура порядка 3870—4430° С.
Для продолжительного пребывания людей на Луне
д-р Звицки рекомендует использовать растения. Он ос-
новывается на том, что крупные гидропонные оранже-
реи, покрытые прозрачным материалом, могут эффектив-
но использовать солнечные лучи, не прибегая к боль-
406
шому числу солнечных коллекторов. Водоросли хлорелла,
помимо выделения кислорода, под воздействием Солнца
быстро превращаются в продукт питания, поскольку о'ни
могут синтезировать крахмал и белки из углекислоты,
воды, серы, азота и фосфора, которыми можно обеспе-
чить лунные оранжереи.
Д-р Звицки подсчитал, что на Луне солнечный кол-
лектор площадью 0,84 м2 будет концентрировать энер-
гию, достаточную для получения (при нормальном ат-
мосферном давлении) 265 л кислорода в час из углекис-
лоты, воды или окиси любого металла. Такое количе-
ство кислорода достаточно для обеспечения 15 человек
при расходе на каждого из них около 15 л в час.
В то же время для получения воды на Луне тре-
буется большой солнечный коллектор. До тех пор пока
исследователи Луны не найдут там пород, которые бу-
дут содержать легко освобождаемую кристаллизацион-
ную воду, они должны будут использовать солнечные
коллекторы; один такой коллектор диаметром около 5 м
будет производить 22,7 л воды в сутки. Если же экспе-
диции будет достаточно для суточного потребления 5,7 л
воды, тогда может быть использовано зеркало диамет-
ром 1,5 м.
Д-р Звицки пишет: «Исследователь Луны может ис-
пользовать два метода производства энергии. Во-пер-
вых, он имеет возможность получить горячий пар, яв-
ляющийся простейшим рабочим телом для двигателей;
за ним -последуют водород и кислород, которые можно
добыть в результате термического разложения воды.
Во-вторых, он может получить металлы, углерод и крем-
ний из их окислов; вещества могут вступать в химиче-
ские реакции с кислородом или водородом в камерах
сгорания газовых турбин или, если потребуется, реак-
тивных или ракетных двигателей.
Космонавт с помощью очень мощных солнечных кол-
лекторов может получить достаточно высокую темпера-
туру, обеспечивающую не только разложение лунных
пород на составные химические элементы, но и иониза-
цию большинства этих элементов. В соответствующем
образом спроектированной камере, выполненной, напри-
мер, из карбида с очень высокой точкой плавления, мо-
гут быть получены потоки электрически заряженных
положительных и отрицательных ионов, направляемых
407
в пространство между полюсами магнита. С электродов,
помещенных по бокам потока, параллельно ему и маг-
нитному полю, может быть получен электроток, выраба-
тываемый этим струйно-индукционным генератором.
Кислород, вода, продукты питания, топливо и запа-
сы электроэнергии в аккумуляторных батареях, должны
производиться во время лунного дня в количествах, обес-
печивающих потребности в них в течение лунной ночи
(день и ночь на Луне продолжаются примерно по две
недели). В ночное время необходимо обеспечить защиту
убежищ и теплиц от чрезмерно низких температур».
Известно, что советские ученые особенно интересуют-
ся биологическими методами генерации воздуха при по-
мощи водорослей хлорелла при длительных космических
полетах и на будущих лунных базах. Часть исследова-
ний, которые проводились на кораблях-спутниках «Во-
сток», была, очевидно, посвящена изучению воздействия
на водоросли космической радиации. Прежде чем можно
будет применить этот метод во время полета КК или
же на лунной базе, необходимо решить, каким образом
можно защитить водоросли от возможного вредного воз-
действия высокоэнергетичных частиц, выбрасываемых
во время солнечных вспышек, и в то же время обеспе-
чить доступ к ним солнечного ультрафиолетового излу-
чения.
Эти несколько примеров могут указать пути, следуя
которым, можно создать на Луне условия, необходимые
для существования человека. Луна, находящаяся всего
•в нескольких днях полета от Земли, обеспечит идеаль-
ные условия для дальнейших исследований космиче-
ского пространства и подготовки космонавтов.
Ни один из описанных в книге проектов космиче-
ских полетов не выходит за пределы имеющихся в дан-
ное время научных и технических знаний. Больших до-
стижений можно ожидать от использования ядерной
энергии. Действительно, когда будет накоплен доста-
точный опыт в использовании ядерной энергии, тогда,
возможно, человечество задумается над проблемой из-
менения состава и плотности атмосфер планет солнеч-
ной системы, с тем чтобы сделать их доступными для
существования людей.
Однако подобные мечты, вероятно, лучше оставить
для наших потомков. В наше время достаточно решить
408
Проблему* освоения Луны. В связи с тем Что НоЛет до
ближайших планет займет гораздо больше времени, чем
полет до Луны, и потребуется значительное время, преж-
де чем экспедиция сможет стартовать с .планеты для
возвращения на Землю (табл. 11.2), очевидно, необ-
Таблица 11.2
Расчет полета КК на Марс с последующим возвращением
на Землю при движении по высоко скоростной
гиперболической траектории 1
Скорость отрыва от Земли.......................55 000 км/час
Время полета до Марса..........................90 суток
Скорость подхода к Марсу....................... 37 160 км/час
Скорость входа в атмосферу Марса после сраба-
тывания тормозных двигателей................... 20 033 км/час
Время пребывания на Марсе......................30 суток
Скорость отрыва от Марса ...................... 27 423 км/час
Время полета до Земли.......................... 220 суток
Скорость подхода к Земле....................... 60 206 км/час
Скорость входа в атмосферу Земли после сраба-
тывания тормозных двигателей . .............. 27 423 км/час
Суммарное время выполнения задачи.............. 340 суток
Характеристическая скорость полета КК (включая
потери скорости на преодоление сопротивления
атмосфер и сил притяжения планет)	137060 км/час
1 Полет КК на Марс с последующим возвращением на Землю
при использовании переходной орбиты Хомана занял бы 973 суток,
включая 455 суток ожидания на Марсе момента, чтобы выйти на
переходную орбиту для полета на Землю. Представленные в таб-
лице расчеты фирмы Дуглас Эркрафт определяют общее время по-
лета на Марс и обратно (340 суток) с учетом использования в верх-
них ступенях ракеты-носителя ЯРД.
ходимо продолжить посылку, к этим планетам автома-
тических космических станций до отправки туда пилоти-
руемых КК. Этому способствовал бы опыт, полученный
при эксплуатации небольшой лунной базы.
Тем не менее к началу следующего десятилетия дол-
жна быть создана ракета-носитель достаточной мощно-
сти, которая может обеспечить исследование ближай-
ших планет человеком. В такой ракете-носителе могут
быть использованы химические, ядерные, ионные и плаз-
менные двигатели. На рис. 120 показана траектория по-
лета к Марсу с использованием в ракете-носителе дви-
гателей, работающих на химическом топливе, и ионных
ЭРД.
409
После того как первые люди совершат посадку на
Марсе и Венере (надо подчеркнуть, что для синоптиче-
ского изучения этих планет ученым потребуются столе-
тия), встанет вопрос о дальнейшем проникновении че-
ловека в глубины солнечной системы.
Орбита ИСЗ
Эллиптическая
траектория
(ионный дби-
^готель)
Марс
—г^Выбод на орбиту
(двигатель на хи ми-
ческом топливе) л
Рис. 120. Возможная траектория для по-
лета корабля с Земли на Марс с исполь-
зованием химических и ионных ракетных
двигателей
Солнце
Орбита ИСЗ
Используя переходные орбиты, требующие мини-
мальной затраты энергии, потребовалось бы почти
23/4 года, чтобы достигнуть Юпитера, и более 45 лет для
полета на Плутон (табл. 11.3). Эти обескураживающие
сроки могут быть сокращены за счет придания кораблю
более высокой начальной скорости или обеспечения его
двигателями непрерывной тяги, что позволит КК дви-
гаться по гиперболической или высоко эксцентрической
траектории; однако в этом случае возникает вопрос о ме-
тодах возвращения КК на Землю. Что касается боль-
ших планет солнечной системы, движущихся по внешним
орбитам, вопрос о возможности посадки на них КК в
любом случае исключается по причинам, объяснение ко-
торых дано в главе седьмой, хотя, конечно, не исклю-
чена возможность совершения посадки на их естествен-
410
Таблица 11.3
Примерная продолжительность полета КК с Земли
на планеты солнечной системы с использованием
переходной орбиты Хомана
Планета
Продолжительность полета *
Меркурий .....................
Венера .......................
Марс..........................
Юпитер........................
Сатурн.................. . . .
Уран..........................
Нептун.................".....
Плутон .......................
Звезда а Центавра ............
105 суток
146 суток
259 суток
2,7 года
6,05 года
16,1 года
30,8 года
45,6 года
100 000 лет **
* Расчеты сделаны в предположении, что орбиты планет явля-
ются круговыми и лежат в одной плоскости.
** Время полета до этой ближайшей звезды рассчитано исходя
из предположения, что минимальная скорость КК при запуске соста-
вит около 43,2 км/сек.
них спутниках. Без сомнения, создание двигателей низ-
кой тяги, работающих в непрерывном режиме, значи-
тельно сократит в будущем сроки полета, приведенные
в табл. 11.3. Но до тех пор, пока не будут разработаны
более радикальные двигательные установки, полет к
пределам солнечной системы пилотируемых кораблей
кажется неосуществимым даже при создании замкнутых
экологических систем и наличии людей, готовых к само-
пожертвованию. Для выполнения таких задач лучше
всего использовать автоматические космические аппа-
раты, выводимые на высокоскоростные гиперболические
траектории.
Если исследование космического пространства в пре-
делах нашей солнечной системы представляет огромную
проблему, то насколько труднее будет людям долететь
до самых близких к Земле звезд в поисках других сол-
нечных систем! Ближайшая звезда а Центавра находит-
ся на удалении около 40 щнь км, так что, если даже JupUHet,
лететь со скоростью света, путешествие продлилось бы
более четырех лет. При минимальной начальной скоро-
411
сти ракеты для межзвездного полета (около 43,2 км/сек)
полет продолжался бы примерно 100 000 лет.
Единственно реальная надежда на осуществление по-
летов между звездами состоит в достижении скоростей,
приближающихся к скорости света. В этом случае, со-
гласно теории относительности значительную роль начи-
нает играть -благоприятно действующий эффект замед-
ления времени для космонавтов. Так, полет к звезде
Процион в созвездии Малого Пса, находящейся на уда-
лении 10,4 световых лет, при условии, что скорость со-
ставляла бы 99% скорости света, мог бы быть совершен
за три года по времени, измеряемому на борту космиче-
ского корабля, хотя на Земле прошло бы более 20 лет.
Хотя полеты с почти световыми скоростями в наше
время кажутся фантастическими, они, возможно, не по-
кажутся столь неосуществимыми для наших потомков.
Простой расчет показывает, что скорость, приближаю-
щуюся к скорости света, мог бы развить КК, двигатели
которого обеспечили бы ему ускорение порядка 1 g
в течение почти целого года. Однако это только часть
проблемы, поскольку увеличение массы КК потребует
дополнительного расхода энергии на поддержание этого
ускорения.
Имеется возможность создать двигательную систему,
которая могла бы обеспечить достижение, необходимых
высоких скоростей, это— так называемый фотонный дви-
гатель. Его тяга зависит от реактивного эффекта интен-
сивных пучков направленного света и теоретически он
обладал бы неимоверно высоким удельным импульсом;
однако каким образом эти интенсивные световые пучки
можно создавать и как ими управлять, пока что неизве-
стно. Критерием трудности создания гипотетической фо-
тонной ракеты является тот факт, что она потребовала
бы источников энергии, способных развивать удельную
мощность 3 млн. кет на каждую тонну ее массы, чтобы
получить ускорение 1 g. Это требование наряду с необ-
ходимостью обеспечить работу двигателя при темпера-
туре порядка 100 000° С и решить проблемы отражения
пучков света и управления ими отодвигает разработку
подобной системы далеко за пределы существующих
технических возможностей.
Более того, пучки столь высокой интенсивности, если
они могут быть созданы, оказались бы чрезвычайно
412
Опасными для населения в случае старта ракет с та-
кими двигателями с Земли; пришлось бы производить
сборку таких КК в космическом пространстве и осуще-
ствлять их запуск так, чтобы реактивная струя света не
коснулась Земли.
Хотя в настоящее время фотонный двигатель яв-
ляется своего рода забавой для физиков-теоретиков,
нельзя сомневаться в том, что человек, несмотря на все
трудности, которые он может встретить на своем пути,
будет пытаться решить проблемы межзвездных полетов
точно так же, как сейчас он пытается преодолеть труд-
ности посылки первых исследователей на Луну и близ-
лежащие к Земле планеты.
Очевидно, нельзя предвидеть, какую форму будет
иметь КК для межзвездных полетов, но одно является
несомненным: если человек не может быть послан в та-
кой полет, то для этой цели могут быть использованы
космические аппараты-роботы, которые сыграют роль
разведчиков далеких миров. Посылка таких аппаратов
позволит нашим потомкам изучить межзвездное про-
странство и провести непосредственное исследование
других планетных систем *.
Наряду с такими методами' прямого зондирования
глубокого космического пространства, безусловно, будут
вестись поиски признаков существования других форм
жизни во вселенной путем сравнительного анализа энер-
гии излучений, поступающих из различных областей кос-
мического пространства.
Допуская^ что будут созданы необходимые двига-
тели, можно представить себе программы исследований,
которые могли бы проводиться при помощи космических
1 В 1942 г. Страуд К. А. — сотрудник Суо^тморского колледжа
(штат Пенсильвания, США) —обнаружил аномалии в орбите двой-
ной звезды 61 Лебедя, которые указывали на присутствие в этой си-
стеме третьего тела слишком малых размеров, не позволяющих на-
блюдать его с помощью телескопов. Интригующей особенностью
этого тела является то, что его масса в 15 раз больше массы Юпи-
тера— крупнейшей планеты нашей системы. Таким же методом не-
давно было обнаружено подобное тело в системе двойной звезды
70 Змееносца. Эти открытия, возможно, являются подтверждением
того, что в этих и других звездных системах имеются планеты, близ-
кие по своему характеру к планетам нашей солнечной системы, но
которые невозможно обнаружить при помощи прямых методов на-
блюдения.— Прим, автора.
413
аппаратов-роботов, обладающих почти человеческими
способностями. Возможности обнаружения разумных су-
ществ в нашей части галактики малы, но даже их
нельзя игнорировать.
Снабженные очень надежной и исключительно тон-
кой — «молекулярной» вычислительной техникой, спо-
собной реагировать на огромное разнообразие явлений,
роботы — эмиссары Земли будут анализировать любой
тип сигналов, с которыми они 'могут столкнуться, в по-
исках -сигналов разумных существ. Можно предвидеть,
что настанет время, когда такая машина сможет осу-
ществлять «разговор» с мыслящими существами на язы-
ке математики.
Принимаемые такими роботами сигналы передава-
лись бы на гигантские приемные устройства на Земле,
неся информацию, полученную с помощью множества
чувствительных приборов. Таким образом, в каком-то
отдаленном будущем можно было бы получить первые
данные о наличии разумной жизни на планетных систе-
мах в окрестностях соседней с нами звезды а Центавра
или других близких к нам звезд. Пройдут, конечно, годы,
прежде чем телеметрические сигналы с этих роботов,
движущиеся со скоростью света, достигнут Земли.
Хотя подобные сигналы имеют некоторое сходство
с сигналами потерпевшего бедствия корабля, команда
которого посылает просьбу о помощи в запечатанной
бутылке, брошенной в море на волю волн, ракета с фо-
тонным двигателем, летящая в космическом океане,
будет выполнять далеко не пассивные функции.
Она «будет непрерывно сообщать о -своем существо-
вании, передавая сигналы при помощи обычной радио-
аппаратуры или лазера \ анализировать принимаемые
сигналы и в любое время давать ответы в закодиро-
ванном виде.
1 Laser — сокращенное наименование от Light Amplification
by Symulated Emission of Radiation, в переводе означающее: усили-
тель света при помощи стимулированного излучения. Его применение
сходно с применением радио- и радиолокационной техники. В прин-
ципе схема лазера состоит из рубинового кристалла диаметром
9,5 мм и длиной 38,1 мм, смонтированного в импульсной лампе. Пос-
ле разряда через отверстие в посеребренной поверхности на одном
конце кристалла излучается высококоллимированный монохромати-
ческий пучок света. Длина волны излучаемого света составляет
6943 А° (0,00006943 см).—Прим. ред.
414
Здравый смысл подсказывает, что, возможно, уже в
настоящее время где-то в глубинах космоса летят кораб-
ли других миров в поисках признаков жизни и разума
среди миллионов Солнц нашей галактики. Предположе-
ние, что только житель Земли стремится к познанию
бесконечности вселенной и что только он изучает искус-
ство полетов в космическом пространстве, было бы ни-
чем не оправдано.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
Глава первая. Ракетные двигатели.................... 11
Глава вторая. Спутники для научных исследований . .	48
Глава третья. Спутники за работой.................. 75-
Глава четвертая. Исследование космического простран-
ства в Европе....................................127
Глава пятая. Использование космического пространства
в военных целях................................. 189
Глава шестая. Автоматические системы для исследова-
ния космического пространства....................222
Глава седьмая. Межпланетные	космические аппараты 255
Глава восьмая. Ракеты-носители большой мощности . . 282
Глава девятая. Первые люди в	космосе........314
Глава* десятая. Человек на Луне.....................371
Глава одиннадцатая. Через десятки лет...............403
К. Гэтленд
КОСМОНАВТИКА БЛИЖАЙШИХ ЛЕТ
Перевод с английского
М., Воениздат, 1964, 416 с.
Редактор А. И. Мараказов
Переплет художника Самсонова Ю. В.
Технический редактор Т. И. Захребеткова
Корректор Г. А. Ступникова
Сдано в набор 24.4.64 г.	Подписано к печати 14.7.64 г.
Формат бумаги 84X108732— 13 печ. л. = 21,32 ус л. печ. л. 22,206 уч.-изд. л.
Тираж 3500 экз. ТП 64 г.
Изд. № 10/5581.	Цена I р. 21 к.	Зак. 226.
1-я типография
Военного издательства Министерства обороны СССР
Москва К-6, проезд Скворцова-Степанова, дом 3