Text
                    академия НАУК СССР
НАУЧНО-ПОПУЛЯРНАЯ СЕРИЯ
С. Г. АЛЕКСАНДРОВ, Р. Е. ФЕДОРОВ
Советские
спутники
И КОСМИЧЕСКИЕ
КОРАБЛИ
Второе издание,
дополненное и переработанное
ИЗДАТЕЛЬСТВО АКАДЕМИИ НАУК СССР
Москва 1961


Ответственные редакторы В. И. КРАВЦОВ и Т. К. МИХАЙЛОВ
ПРЕДИСЛОВИЕ Началось завоевание космоса — новая эра в исто¬ рии человечества. На протяжении тысячелетий лучшие умы человечества упорно стремились познать строение космоса и роль Земли в мироздании. Без телескопов, без какой-либо техники, на основе одних лишь визуальных наблюдений звезд и пла¬ нет пионеры науки закладывали основы материалистиче¬ ского миропонимания. Китайские и вавилонские астрономы еще в глубо¬ кой древности овладели методом предсказания затме¬ ний. Пифагорийцы две с половиной тысячи лет тому назад учили, что Земля — шар, вращающийся вокруг своей оси и обращающийся вокруг Солнца. Аристарх Самосский в начале 3 в. до н. э. измерил расстояние до Луны и Солн¬ ца и установил, что Луна вчетверо меньше, а Солнце зна¬ чительно больше Земли. До Галилея и Ньютона уделом науки о движе¬ нии небесных тел были лишь эмпирические поиски закономерностей, дающих возможность предвычислить положение светил в будущем. Астрономия была как бы кинематической — она описывала, но не объясняла дви¬ жение светил. Она не могла также решить вопрос: дви¬ жется Земля или неподвижно покоится в центре Вселен¬ ной. Эта астрономия достигла логического завершения в системе Птоломея, где разложение движения планеты от¬ носительно Земли на сумму круговых движений, сходное с разложением в тригонометрический ряд, может быть 3
сделано сколь угодно точным, если учтено достаточное чис¬ ло членов. Подлинное изучение космоса началось в эпоху Воз¬ рождения, когда гений Коперника и телескоп Галилея по¬ ставили Землю на ее настоящее место. Исследование пра¬ вильно теперь понятых движений планет привело снача¬ ла к открытию все еще описательных законов Кеплера, а затем к знаменитому закону тяготения Ньютона. Открытие этого закона положило начало развитию современного естествознания. В результате, менее чем за три столетия пар, электричество и атомная энергия смени¬ ли простейшие ветровые и водяные двигатели и работу мускулов человека и животных. Но никогда еще человеческий гений не достигал столь блистательных вершин в познании закономерностей при¬ роды, какими ознаменовались его триумфы в XX веке: революционные идеи Эйнштейна и Планка, классические опыты Резерфорда, овладение тайнами микромира и ис¬ пользование его энергии, создание электронных вычис¬ лительных машин и целой науки об управлении — кибер¬ нетики, развитие радиоастрономии, позволившей услы¬ шать «голоса» таинственного космического пространства. В трудах К. Э. Циолковского и других пионеров ракет¬ ной техники были заложены основные научно-технические идеи космических полетов. И разве не является знамена¬ тельным тот факт, что именно в СССР, стране, освобожден¬ ной от оков капитализма, были осуществлены самые дерзно¬ венные мысли Циолковского. 4 октября 1957 г. мир стал свидетелем выдающего¬ ся события: в Советском Союзе был осуществлен успеш¬ ный запуск первого в мире искусственного спутника Земли. Ровно через месяц, 3 ноября 1957 г., был запущен второй искусственный спутник Земли, оснащенный более совер¬ шенной аппаратурой для научных исследований и гер¬ метической кабиной, в которой находилось подопытное 4
животное — собака Лайка. 15 мая 19о8 г. был произве¬ ден запуск третьего советского искусственного спутника, являющегося в полном смысле автоматической науч¬ ной лабораторией в космосе. Первые советские спутники вошли в историю чело¬ вечества как веха в его развитии. На опыте их создания и запуска было подготовлено решение проблемы следую¬ щего этапа освоения космического пространства — по¬ летов космических ракет. 2 января 1959 г. в Советском Союзе был дан старт пер¬ вой в мире космической ракете, которая впервые в истории человечества достигла, а затем превысила вторую косми¬ ческую скорость и, пройдя вблизи Луны, стала новой ис¬ кусственной планетой солнечной системы. 12 сентября 1959 г. был произведен запуск второй космической ракеты, имевший целью исследовать косми¬ ческое пространство при полете к Луне. 14 сентября ра¬ кета достигла Луны, доставив на ее поверхность вымпел нашей Родины. 4 октября 1959 г. — новый триумф советской науки и техники — полет третьей космической ракеты вокруг Луны и фотографирование ее обратной стороны. В астро¬ номии началась новая эпоха: ученые получили возмож¬ ность приблизить свои приборы к поверхности других небесных тел. 12 февраля 1961 г. в нашей стране был осуществлен запуск автоматической межпланетной станции к планете Венера. Этим полетом проложена первая межпланетная трасса. Полеты советских космических ракет показали, какие безграничные возможности открылись перед наукой. Физики открывают в космосе все новые и новые ла¬ боратории природы, где можно наблюдать и исследовать процессы, еще не воспроизведенные на Земле. Из космоса на Землю приходят частицы с энергиями, в сотни миллио¬
нов раз превышающими те, которые способен сообщить самый мощный ускоритель. В недрах некоторых звезд вещество имеет плотность в миллион раз большую, чем самое плотное из встречающихся на Земле, а в межзвезд¬ ном пространстве плотность газа в миллиард раз меньше, чем в условиях самого лучшего лабораторного вакуума. Только в космосе можно наблюдать процесс суще¬ ствования световых квантов на протяжении миллионов и даже миллиардов лет. Многие процессы, осуществление которых в лабора¬ ториях является сейчас решающим для развития энерге¬ тики, протекают в космосе в грандиозных масштабах. Например, термоядерная реакция превращения водорода в гелий служит одним из основных источников свечения звезд, а магнитные «стены», в которые заключают газ при осуществлении этой реакции в лаборатории, можно наблю¬ дать как во внешних слоях Солнца, так и в непосред¬ ственной близости от Земли, за пределами ее атмо¬ сферы. Современная астрономия использует сложный арсе¬ нал разнообразных наблюдательных средств. В него вхо¬ дят и огромные телескопы с диаметрами объективов до пяти метров, специальные башенные солнечные телеско¬ пы, радиотелескопы с поперечниками зеркал до 75 м, радиоинтерферометры с приемными антеннами, разбро¬ санными на площади в несколько километров. Эта аппаратура настолько чувствительна, что стоваттная электрическая лампа может быть сфотографирована с расстояния ста тысяч километров, а стоваттный радио¬ передатчик услышан на расстоянии десятков миллионов километров. Большой помехой для астрономов служит атмосфера Земли. Она поглощает ультрафиолетовую радиацию, делая недоступными наиболее интересные и существен¬ ные части звездных спектров. Неспокойствие воздуха в б
атмосфере- мешает изучению мелких деталей поверхности Солнца и планет, а ионосферные процессы создают помехи для радиотелескопов. Если вынести телескопы за пре¬ делы земной атмосферы и разместить их на искусст¬ венных спутниках Земли, уже одно это создает совершен¬ но новые возможности для астрономии. Еще большие перспективы сулит возможность прибли¬ зиться к другим планетам, а затем и осуществить посадку на их поверхность. В настоящее время мельчайшие раз¬ личимые детали имеют поперечник на Луне около 100 м, а на Марсе — не менее нескольких километров. При такой разрешающей способности, конечно, удает¬ ся составить хорошие карты лунной поверхности и как предел возможностей — отметить горные районы на Марсе. Можно даже установить, что поверхность Луны сформи¬ рована длительными геологическими процессами, силь¬ но отличавшимися от земных. Можно строить гипотезы о характере этих процессов. Однако трудно обогатить науку тем колоссальным и очень нужным ей материалом, который станет в короткий срок доступным, когда человек, или хотя бы посланные им приборы-автоматы, достигнут поверхности Луны и планет. Еще труднее осуществить изучение, с Земли биологи¬ ческих процессов на других планетах, ибо ближайшими к нам обителями жизни могут быть только Марс и Венера, которые даже в моменты своего максимального прибли¬ жения находятся в 100 раз дальше от Земли, чем Луна. Данные, которыми располагает наука о Марсе, дают основание для гипотезы о наличии там жизни, и каковы бы ни были эти формы жизни, сопоставление их с земными можетоткрытьсовершенноновыеперспективы перед наукой. Подготовка полета человека в космическое простран¬ ство была начата советскими учеными и инженерами одновременно с запусками автоматических космических аппаратов. 7
15 мая 1960 г. был выведен на орбиту спутника Земли первый космический корабль весом более 4,5 т, а 19 ав¬ густа 1960 г. стартовал второй космический корабль, на борту которого находились собаки Белка и Стрелка и другие животные и растения. В конце 1960 г.—начале 1961г. были осуществлены запуски еще трех кораблей-спутников. 12 апреля 1961 г. впервые в истории был совершен полет человека в космическое пространство. В этот день советский космонавт Ю. А. Гагарин совершил на косми¬ ческом корабле «Восток» полет по орбите вокруг земного шара и благополучно приземлился в заранее намеченном районе нашей страны. Создание в Советском Союзе первых искусственных спутников Земли, космических ракет и космических кораб¬ лей, осуществление первого космического полета чело¬ века являются величайшими достижениями в истории чело¬ веческой культуры. Настоящая книга имеет своей целью ознакомить чи¬ тателя с этими достижениями советской науки и техники. В книге приведен обширный материал о советских спутниках, космических ракетах и кораблях. Излагают¬ ся общие сведения о космических аппаратах и пробле¬ мах, связанных с осуществлением космических полетов. Освещена методика научных исследований в верхних слоях атмосферы и в космическом пространстве. Приво¬ дятся результаты исследований. При написании книги были использованы материалы, опубликованные в периодической печати, редакционные материалы газеты «Правда», а также научная и техни¬ ческая литература по различным аспектам рассматри¬ ваемых проблем. Академик Л. И. Седов Профессор А. И. Лебединский
Глава I ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О КОСМИЧЕСКИХ АППАРАТАХ И РАКЕТАХ В настоящее время созданы первые космические аппараты. Запуск их осуществляется с помощью мно¬ гоступенчатых космических ракет, одним из видов ко¬ торых являются ракеты-носители искусственных спут¬ ников. В дальнейшем многообразие космических аппаратов будет непрерывно увеличиваться. Появятся космические аппараты, предназначенные для длительных полетов че¬ ловека, искусственные спутники Луны и планет, постоян¬ но существующие спутники-станции, космические корабли для полетов к другим планетам. Будут созданы новые тины космических ракет, в том числе ракеты с двигате¬ лями, работающими на ядерной энергии. Сегодня невозможно предвосхитить все особенности устройства и конструкции космических аппаратов буду¬ щего, хотя в современной технической литературе встре¬ чается немало их описаний и проектов. Однако существует ряд вопросов и проблем, являющихся общими для всех космических аппаратов. К ним относится проблема при¬ дания космическим аппаратам необходимой скорости и точного выведения их на заданные орбиты, проблемы поддержания необходимого теплового режима и обеспе¬ чения энергией бортовой аппаратуры, измерения орбиты и передачи информации на расстояния, исчисляемые десят¬ ками и сотнями миллионов километров, вопросы гер¬ метизации, метеорной опасности, влияния космиче¬ ских излучений и ряд других. В настоящей главе излагаются общие сведения о кос¬ мических аппаратах и ракетах, законах их движения 9
и особенностях устройства. Рассматриваются основные проблемы, связанные с длительным пребыванием косми¬ ческих аппаратов в межпланетном пространстве. Пояс¬ няется значение искусственных спутников для решения проблемы межпланетных полетов. Законы движения космических аппаратов Полет любого космического аппарата обычно разде¬ ляется на два основных этапа. На первом этапе космическая ракета, или ракета-носитель, сообщает ему необходимую скорость в заданном направлении. На втором этапе дви¬ жение космического аппарата по определенной орбите происходит по инерции, при действии на него сил тяготе¬ ния окружающих небесных тел. Соответственно траек¬ тория полета космического аппарата имеет два основ¬ ных участка — участок выведения и орбитальный участок. Для современных космических ракет, двигатели ко¬ торых работают на химическом топливе, протяженность участка выведения обычно незначительна по сравнению с протяженностью орбитального участка. Поэтому при рас¬ смотрении законов движения космических аппаратов мы будем интересоваться в основном вторым этапом полета— движением космических аппаратов после придания им необходимой скорости. Исключением являются космические аппараты, раз¬ гон которых происходит с весьма малыми ускорениями, и, в частности, аппараты с так называемыми электро- реактивными двигателями, проекты которых обсужда¬ ются в технической литературе. У аппаратов этого ти¬ па двигатели работают на большей части траектории полета. Прежде чем приступить к непосредственному рас¬ смотрению законов движения космических аппаратов, оста¬ новимся вкратце на основных характеристиках нашей солнечной системы. Солнечная система (рис. 1) состоит из центрального небесного тела — Солнца, вокруг кото¬ рого движутся по замкнутым орбитам девять больших планет и ряд малых небесных тел (малые планеты, асте¬ роиды, кометы, потоки метеорных тел). 10
Нептун Уран Основные данные о планетах солнечной системы при¬ ведены в табл. 1. В табл. 2 содержатся данные, относя¬ щиеся к Луне. Как видно из данных табл. 1, все планеты, кроме Плутона, имеют орбиты с небольшим эксцентриситетом — близкие к круговым, причем плоскости их орбит примерно совпадают. Движение планет происходит в одном на¬ правлении — против часовой стрелки, если наблюдать его со стороны Полярной звезды. У ряда планет имеются И
Основные данные о планетах солнечной системы «б tf и ч VO сб Н ^Я Я о я tr¬ 00 05 О со см о о «^н • S- io Si*' о St* оо о г- <-Г 05 СО о см St* тН о ю ■нгН ю о St* со а >> Рч Л а о о 05 st* см <-© со 00 см оо St* о со о о 00 • о - о О чн ю st* со С5 см со ю о о о Ю - ю СМ -гЧ t>- СО 00 О St* 00 St* тч СО СО St* СО О г- 00 ■чн СО ^■ч 05 "еН 00 СМ см нгН o' ■чН СО СО *=н '«Н "о СМ см 00 СО СО т-н 00 оо 05 о 05 О Ю тН СО О СМ нгН тН St* нН СО О о см сГ см СО О о о t-— ■нгН 00 о нН 05 o' см о т-ч см г- о со о <э оо о •»гН о о ю со о см ^—1 ю о 05 00 00 St* см о о" о Х>+ 00 о со ю г- о о <о см о ю о о о ф н к ф ч о ю о ф о W и о ч 9Н о s W * ф со к 5 * 3 tf и ч о о Сн >> Он W о о сб сг к ч о и ф (S3 и к о н о о сб Он и sc ф Он и « • н И • ф . 0- сб • Он YO * о . « . § W £2 с 3 н н VO Он о н ф н н о н Он н к ф tf к СП) о Он о к о ч а и о ч сб н о VO Он о « « и W ф Он о СО в со ф к н н и н ч к 3 н н VO Он о Сб и о 4 и сб и ч о о Он н ф 3 Сб н к 3 и о 4 сб и Он о н сб и и СП) н ч а ф со >> 3 ф VO о 2 н W ф 0 о W fcQ VO о н ч 3 ф СО У 1 н н И ч и Я 3 ф осс и _ SS §§ И н Н И н Оч О ф 2 п W о и и ф1 сб 8 w и в м S m о И ф и н й н Н ц о д и н ф ЕН >> Й ф и * 5 о Н Н Сб « о ч Ч sc о н * н а
Таблица 2 Основные данные, относящиеся к Луне Расстояние от Земли, км в перигее 356 400 в апогее 406 670 среднее 384 400 Период обращения вокруг Земли, 27,3 сутки Экцентриситет орбиты 0,055 Средняя орбитальная скорость, км/сек 1,02 Экваториальный диаметр, км . . 3473 Масса по отношению к массе Зем¬ ли 0,01228 Сила тяжести на поверхности по отношению к силе тяжести на поверхности Земли 0,166 естественные спутники. К таким планетам относится и Земля, естественным спутником которой является Луна. Расстояния планет от Солнца в тысячи и десятки тысяч раз превышают их диаметры. Минимальные расстояния от Земли до ближайших планет Венеры и Марса состав¬ ляют соответственно 39 и 56 млн. км. Масса Солнца значительно больше массы планет. Она в тысячу раз превышает массу Юпитера и в 332 тыс. раз массу Земли. На космический аппарат, как и на любое другое ма¬ териальное тело, находящееся в солнечной системе, дей¬ ствуют силы тяготения Солнца, планет и других небес¬ ных тел. Величина силы притяжения космического ап¬ парата к каждому из этих небесных тел зависит от рас¬ стояния до данного тела и его массы. Как правило, одна из всех действующих на космиче¬ ский аппарат гравитационных сил является доминирую¬ щей. Если космический аппарат находится вблизи от одной из планет, то основной гравитационной силой, дей¬ ствующей на него, является сила притяжения к этой плане¬ те. Если же космический аппарат находится в можпла- нетном пространстве на достаточном удалении от отдель¬ 13
ных планет, то основной действующей на него силой является сила притяжения к Солнцу. В небесной механике существует понятие «сфера дей¬ ствия» небесного тела, определяемое следующим образом. Представим себе, что мы имеем два небесных тела — цент¬ ральное тело большой массы М, например Солнце, и обращающееся вокруг него тело меньшей массы т, на¬ пример Землю. Предположим, что в поле тяготения этих тел находится третье тело, масса которого ц настолько мала, что практически не влияет на движение первых двух тел. Движение этого тела (например, космического ап¬ парата) может рассматриваться как в системе координат, связанной с Солнцем,— гелиоцентрической системе, так и в системе координат, связанной с Землей, но не участ¬ вующей вес суточном вращении,— геоцентрической си¬ стеме *. Сферой действия Земли по отношению к Солнцу на¬ зывается область вокруг Земли, в которой отношение силы, с которой Солнце возмущает геоцентрическое дви¬ жение тела ц, к силе притяжения этого тела Землей мень¬ ше, чем отношение силы, с которой Земля воэмущает гелиоцентрическое движение тела ц к силе притяжения его Солнцем. Т. е. в пределах сферы действия выпол¬ няется условие F F 1 возм© ^ г возм ® - Ч /Г » J <8> где FB03M© и Fо — соответственно возмущающая сила при¬ тяжения к Солнцу и сила притяжения к Земле при рассмотрении движения тела ц в геоцентрической системе; ^возм® и F@ — соответственно возмущающая сила притяжения к Земле и сила притяжения к Солнцу при рассмотрении движения тела \х в гелиоцентрической сис¬ теме. Аналогично может быть определена сфера действия любого небесного тела но отношению к соответствующе¬ му центральному телу, например, сфера действия Луны по 1 Обе эти системы совершают только поступательное движение и, следовательно, являются инерциальными. 14
отношению к Земле. Радиус сферы действия малого тела по отношению к большому телу определяется формулой: где М — масса большого тела; т — масса малого тела; L — расстояние между ними. Значения радиусов сфер действия планет солнечной системы приведены в табл. 3. Радиус сферы действия Луны по отношению к Земле составляет около 66 тыс. км. Таблица 3 Радиусы сфер действия планет Планета Радиус, млн. км Планета Радиус, млн. км Меркурий 0,11 Юпитер 48,5 Венера 0,62 Сатурн . . 54,5 Земля 0,93 Уран 52,0 Марс 0,58 Нептун 87,5 В пределах сферы действия планеты характер движе¬ ния космического аппарата определяется в основном полем ее тяготения. Поля тяготения других небесных тел, в том числе и Солнца, создают малые возмущения этого основного движения космического аппарата и в первом приближении могут не учитываться. Соответственно вне сфер действия планет характер движения космического аппарата определяется в основ¬ ном полем тяготения Солнца. Поля тяготения планет в этом случае создают малые возмущения гелиоцентрическо¬ го движения космического аппарата. Таким образом, при изучении законов движения космических аппаратов сле¬ дует в первую очередь рассмотреть задачу о движении их в поле тяготения одного небесного тела — в централь¬ ном поле тяготения. 15
Движение в центральном поле тяготения В первом приближении можно считать, что Земля, как и другие небесные тела —Солнце и плане¬ ты, имеет форму шара и сферически симметричное распределение плот¬ ности. Поле тяготения при таком условии называется центральным, поскольку оно эквивалентно полю тяготения материальной точки, имеющей массу, равную массе дан¬ ного небесного тела, и располо¬ женной в его центре. Представим себе, что в цен¬ тральном поле тяготения нахо¬ дится космический аппарат, имею¬ щий в начальный момент времени скорость VQ (рис. 2). Дальнейшее движение космического аппарата по инерции будет происходить в плоскости, проходящей через начальное его положение С, центр тяготения О и вектор ско¬ рости F0. Удобно изучать это движение в полярной системе ко¬ ординат, имеющей центр в точке О. Положение космиче¬ ского аппарата в этой координатной системе характери¬ зуется величиной радиуса г и углом ф — по отношению к некоторому неизменному направлению, принятому за начало угловых координат 00'. Единственной силой, действующей на космический аппарат, является сила притяжения его к центральному телу <9, равная: /Mjn Г2 — 7*2 , Ряс. 2. Космический ап¬ парат в центральном поле тяготения Vo—начальная скорость кос¬ мического аппарата; F — сила притяжения его к цен¬ тральному телу (1.3) где / — гравитационная постоянная; М—масса центрального тела; ц — масса космического аппарата; К = fM — постоянная поля тяготения. 16
Для Земли К® = 3,986 -10® км3/сек2, для Луны Къ = = 4830 км?/секг, для Солнца К@ = 132,34-109 км?/сек2. Определим потенциальную энергию космического аппарата, находящегося на расстоянии г от центра тя¬ готения, предположив, что поверхность нулевого потен¬ циала расположена в бесконечности. Изменение потенциальной энергии при увеличении расстояния г на dr составляет: dEn = — Fdr = ^ dr. Интегрируя в пределах от оо до г, получим Еп= ^ = -3*. (1.4) ОО Кинетическая энергия космического аппарата, дви¬ жущегося со скоростью F, равна: £k=4-hF* и, следовательно, его полная энергия составляет: Е = Еп + Ек = \^-^~. (1.5) В соответствии с законом сохранения энергии вели¬ чина полной энергии в процессе движения остается по¬ стоянной. Тогда, если в некоторый момент времени t = tQl ра¬ диус и скорость имели начальные значения г = г0 и V = v0, то 4rv*-^=4-y2°-i’ d-6) откуда, выразив величину скорости через производные полярных координат по времени V = У г2 + г2ф2, полу¬ чим: (р + ry} _ А = V\— ~ . (1.7) Второе уравнение движения может быть получено из условия, что момент количества движения космического 2 С. Г. Александров, Р. Е. Федоров ^
аппарата относительно центрального тела в процессе движения остается величиной постоянной: -J+r2q>)=0. (1.8) Здесь (1г2ф = рг • (гф) — момент количества движения. Интегрирование этого уравнения непосредственно приводит ко второму закону Кеплера: г*ф = С = 2^-, (1.9) где С — так называемая постоянная закона площадей; dS г dw -jj- = г -7>- секториальная скорость — площадь, описываемая радиусом-вектором г в плоскости орбиты в единицу времени. Принимая во внимание начальные условия: г = r0y V = V0, & = &0 при t = t0, можем пред¬ ставить это уравнение в виде: г2ф = r0F0cos^0, (1.10) где & — угол наклона вектора скорости к плоскости, перпендикулярной радиусу-вектору г (т. е. к горизонту). Уравнения (1.7) и (1.10) являются уравнениями дви¬ жения космического аппарата как материальной точки в центральном поле тяготения. Решая их совместно и исключив время t, получим уравнение орбиты космиче¬ ского аппарата (см. прилож. 1): 1+6 COS (ф — Фо) 7 где F2r2 cos2 Sn тг Р= °V~U (1-12) / 2F2r cos2 S Vf. г2 cos2 S e=V 1 —+ к* (1ЛЗ> Фо — некоторое значение угла ф, включающее в себя постоянную интегрирования. Из формулы (1.13) следует, что орбита космического аппарата, движущегося в центральном поле тяготения, . в полярной системе координат представляет кривую второго порядка, один из фокусов которой расположен в начале координат. 18
Рис. 3. Типы орбит а — эллиптическая орбита; б — параболическая орбита; в — гиперболическая орбита Коэффициент р — параметр, а е — эксцентриситет кривой. При е 1 радиус-вектор г остается конечным для всех значений ф, и орбита является замкнутой кривой: — эллип¬ сом (рис. 3,а). В частном случае, при е = 0, этот эллипс превращается в окружность. При е = 1 радиус-вектор г становится бесконечным при ф — ф0 = я. Орбита в этом случае является незамкнутой кривой—параболой (рис. 3,6). Наконец, при е^>1 радиус-вектор г становится беско¬ нечным при ф—фо = +агссоэ^ *у) . В этом случае орбита является гиперболой (рис. 3, б). Характер орбиты, как это видно из формулы (1.13), зависит от соотношения начальной скорости Г0 и вели¬ чины . Эта величина носит название параболиче¬ ской пли второй космической скорости: ТЛар-(1-14) Если начальная скорость космического аппарата ^о<Епар,то движение его происходит по эллиптической орбите, если F0 = Епар— по параболической, а если ^ о 3> 1 riap — по гиперболической орбите. Значение пара¬ болической скорости зависит исключительно от массы
центрального тела М (так как К = /М) и от расстояния до цент¬ ра тяготения г0. Для Земли на уровне ее по¬ верхности параболическая ско¬ рость равна Fnap = 11,19 км/сек. С увеличением высоты значение параболической скорости умень¬ шается (табл. 4). Значения пара¬ болической скорости для других планет солнечной системы приве¬ дены в табл. 5. При скорости, равной пара¬ болической, космический аппарат приобретает кинетическую энер¬ гию, достаточную для удаления его в бесконечность, по отноше¬ нию к центральному телу. Рассмотрим теперь, при каких условиях возможно движение космического аппарата по круговой орбите. При е = 0 уравнение (1.11) примет вид: г — р = const. Одновременно из формулы (1.13) получим: 7о = ^(1±1^1_да-0) - (1Л5> откуда следует, что скорость V0 при е = 0 может иметь вещественное значение только при = 0. Это означает, что движение космического аппарата по круговой орбите Таблица 5 Значение параболической скорости на поверхности планет и Луны Планета Параболиче¬ ская ско¬ рость, км/сек Планета Параболиче¬ ская ско¬ рость, км/сек Меркурий . . . 4,15 Юпитер .... 60,2 Венера .... 10,25 Сатурн .... 36,2 Земля .... 11,19 Уран 21,4 Луна 2,36 Нептун .... 23,4 Марс ..... 5,09 Таблица 4 Значение параболической скорости в зависимости от высоты над поверхно¬ стью Земли I Параболиче¬ ская скорость, км/сек 0 11,19 500 10,77 1 000 10,40 2.000 9,76 5 000 8,37 10 000 6,98 20
возможно лишь при условии, что направление вектора на¬ чальной скорости перпендику¬ лярно радиусу-вектору г, т. е. горизонтально. Скорость движения косми¬ ческого аппарата в этом случае: <ыв) носит название круговой или первой космической скорости. Значения параболической и круговой скоростей связаны между собой однозначно: Vmp = V2VKp. (1.17) Скорость космического ап¬ парата в любой точке его орби¬ ты можно определить, исходя из условий сохранения его пол¬ ной энергии (1.6): у= ]Ао+^г(Го-г), (1.18) где г — радиус-вектор, соответствующий данной точке. Рассмотрим более подробно эллиптические орбиты. Схема орбиты такого типа дана на рис. 4. Для орбиты космического аппарата, движущегося вокруг Земли, точка П, соответствующая минимальному значению г, носит название перигея, а точка А, соответ¬ ствующая максимальному значению г, — апогея. Для орбиты космического аппарата, или какого-либо небес¬ ного тела (планеты), движущегося вокруг Солнца, соот¬ ветствующие точки носят название перигелия и афелия. Как видно из формулы (1.11), минимальное и макси¬ мальное значения г составляют: Рис. 4. Эллиптическая орбита О — центр тяготения; г и ср— ко¬ ординаты космического аппара¬ та в полярной системе; П — точка перигея; А — точка апо¬ гея; гд — перигейное расстоя- ние; г а— апогейное расстояние! а — большая полуось орбиты Г П = га = 1 +е Р 1 — е (1.19) 21
При этом точки П и А диаметрально противоположны, поскольку значения угла ср для этих точек различаются между собой на я. Линия АП, называемая линией апсид, является большой осью эллипса. Сумма гц и га равна большой оси эллипса. Следо¬ вательно, величина большой полуоси эллиптической орбиты а = -П-~^А . (1.20) Учитывая выражения (1.19), получим а = Г=Ж’ (!-21) или р = а( 1—е2). Откуда, принимая во внимание выражения (1.19), следует: / п = а (1 — е) rA = а( 1 + в). (1.22) Исключая из формулы (1.22) а, можно получить также зависимость е от гп и гА: г д — г л А п (1.23) 'А+'П ' Выразим теперь основные параметры эллиптической орбиты в зависимости от скорости в перигее Уц и пери- гейного расстояния гп. Из выражений (1.12) и (1.13) при V0 = 0 имеем: V2 V2 Р = Т (1-24) 1 / . 2vhrn vnrn e=V 1 Зр + -тег-- (!-25) Тогда большая полуось эллиптической орбиты будет рав¬
и апогейное расстояние гА = 2а — гп = ги I——— 1 ^ . (1.27) I _ упги 2 К Как видно из формулы (1.27), большая полуось орбиты определяется величиной и радиуса-вектора Tq в конце участка выведения и не зависит от направления скорости VQ (т. е. от угла &о)- Из формулы (1.27) можно получить выражение для скорости в перигее: уп — 1 / 2lL± (1.28) V гп (гп + га) Скорость в апогее связана со скоростью в перигее соот¬ ношением, непосредственно вытекающим из второго за¬ кона Кеплера: VX = VU^- (1-29) А Следовательно, скорость в апогее 2Кг^г WPTT . • (1-30> Период обращения по эллиптической орбите выражается формулой (см. прилож. 1): ■ (1,31) Из формулы следует, что период обращения зависит толь¬ ко от величины большой полуоси орбиты и массы централь¬ ного тела. Движение космического аппарата, как и любого дру¬ гого материального тела в центральном поле тяготения, называется кеплеровым движением. Приведенные выше зависимости позволяют определить основные характери¬ стики такого движения.
Особенности движения спутников При движении спутника по^ эллиптической орбите (рис. 5) высота его над поверхностью Земли hизменяется. В частном случае, когда высоты апогея и перигея одинако¬ вы, орбита является круговой, и высота спутника над по¬ верхностью Земли все время остается постоянной (рис. 6). Степень вытянутости орбиты может быть охарактеризо¬ вана ее эксцентриситетом Эксцентриситет, большая по¬ луось орбиты, перигейное и апогейное расстояния свя¬ заны между собой соотношениями (1.20) и (1.23). Из этих соотношений следует, что большая полуось рав¬ на среднему расстоянию спутника от центра Земли: a=R + -, (1.32) а эксцентриситет орбиты зависит от разности высот апо¬ гея и перигея: е= hA ~hu 2 а (1.33) Поскольку большая полуось эллиптической орбиты рав¬ на среднему расстоянию спутника от центра Земли, период обращения спутника вокруг Земли зависит, в соответствии с формулой (1.31), от средней высоты его полета (табл. 6). Из данных табл. 6 видно, что при средней высоте поле¬ та в несколько сот километров период обращения спут¬ ника составляет примерно 1,5 часа, при высоте полета 1690 км он равен 2 часам, а при высоте полета 35 800 км период обращения равен звездным суткам (периоду обра¬ щения Земли вокруг своей оси). Спутник, запущенный в восточном направлении и вы¬ веденный на круговую орбиту, лежащую в плоскости экватора на высоте 35 800 км, находился бы все время над одной и той же точкой земной поверхности. При движении спутника по круговой орбите скорость его постоянна и равна первой космической скорости на высоте полета спутника. Значения круговой скорости для различных высот даны в табл. 7. ы: Круговая скорость у поверхности Земли составляет около 7900 м/сек. С увеличением высоты круговая скорость 24
Рис. 5. Орбита спутника Рис. 6. Эллиптическая и круговая R — радиус Земли; h — высота спутника орбиты спутника над поверхностью Земли; Я — точка перигея; А — точка апогея; О — центр Земли
Таблица 6 Период обращения спутника Средняя высота полета, км Период обра¬ щения, часы Средняя высота полета, км Период обра¬ щения, часы 0 1,41 1690 2,00 250 1,49 2000 2,12 500 1,58 5000 3,35 750 1,66 10 000 5,78 1000 1,75 35 800 23,935 1500 1,93 уменьшается. Для высоты 35 800 км (орбита с периодом со 24 часа) она составляет примерно 3070 м/сек. При движении спутника по эллиптической орбите скорость его периодически изменяется, достигая макси¬ мального значения в перигее и минимального—в апогее Таблица 7 Значения круговой скорости спутника Высота, кль Круговая ско¬ рость, м/сек Высота, км Круговая ско¬ рость, м/сек 0 7909 1690 7032 250 7759 2000 6901 500 7617 5000 5921 750 7482 10 000 4935 1000 7354 35 800 3072 1500 7116 орбиты. Скорость спутника в перигее превышает круго¬ вую скорость на высоте перигея, а скорость в апогее меньше, чем круговая скорость на высоте апогея. В табл. 8 приведены значения скорости движения спут¬ ника в перигее и апогее для орбит с различными высота¬ ми перигея и апогея 26
Т а б л и ц а 8 Значения скорости спутника в перигее и апогее орбиты Высота перигия, км 250 500 1000 Высота апогея, кл1 500 1000 2500 1000 2000 5000 2000 4000 10 000 Скорость в перигее, м/сек ...... 7831 7964 8304 7749 7982 8504 7584 7951 8636 Скорость в апогее, м/сек 7546 7154 6198 7224 6552 5139 6678 5651 3888 Ориентация орбиты в пространстве и ее положение по отношению к земной системе координат обычно определя¬ ются величиной наклонения орбиты и величиной прямо¬ го восхождения ее восходящего узла. Наклонение орби¬ ты i — это угол между плоскостью орбиты и плоскостью земного экватора. Восходящим узлом орбиты называется точка орбиты, в которой спутник пересекает плоскость земного экватора, переходя, из южного полушария в се¬ верное. Соответственно, противоположная точка на орби¬ те называется нисходящим узлом, а линия, соединяю¬ щая эти точки, — линией узлов. Прямым восхождением восходящего узла Q называется угол между линией уз¬ лов и направлением на точку весеннего равноденствия. Наряду с указанием ориентации плоскости орбиты в пространстве, необходимо указать ориентацию самой ор¬ биты в этой плоскости и положение спутника на орбите в данный момент времени. Для этой цели обычно используют¬ ся угловое расстояние перигея от восходящего узла о> (угол между линией узлов и линией апсид) и время прохождения спутника через восходящий узел орбиты to. Таким образом, движение спутника по орбите может быть охарактеризовано шестью следующими ее элемен¬ тами: наклонением орбиты г, прямым восхождением вос¬ ходящего узла ££, большой полуосью орбиты а, ее эксцент¬ риситетом е, угловым расстоянием перигея со и временем прохождения спутника через восходящий узел to (рис. 7). При движении спутника в центральном поле тяготе¬ ния и отсутствии сопротивления атмосферы первые пять 27
Полкзс мира Рис. 7. Элементы орбиты спутника { — наклонение орбиты; Q — прямое восхождение восходящего узла; со — угловое расстояние перигея от восходящего узла; Я — перигей орбиты; Я' — проекция перигея на поверхность Земли; А — апогей орбиты; А' — проекция апогея на поверх¬ ность Земли; В — восходящий узел орбиты; В' — проекция восходящего узла на поверхность Земли; Я— нисходящий узел орбиты; я' — проекция нисходящего узла на поверхность Зем¬ ли; ВР — положение точки весеннего равноденствия на экваторе элементов орбиты остаются постоянными, а периодическое движение спутника по орбите может продолжаться не¬ определенно большой промежуток времени. Однако в действительности на движение спутника Земли оказывает влияние ряд дополнительных факторов. К ним относятся: сопротивление атмосферы, отличие поля тяготения Земли от центрального, ноля тяготения Солнца и Луны. Влияние этих факторов за ограниченные промежутки времени сравнительно невелико и в связи с этим может рассматриваться как возмущения основного, кеплерового, движения спутника, описанного выше. Истинное движение спутника может быть представлено как движение его по кеплеровой орбите, основные эле- 28
д Рис. 8. Изменение формы орбиты спутыика'со временем вледствие сопротивления атмосферы Я — начальное положение перигея орбиты; А — начальное положение апогея орбиты менты которой непрерывно изменяются, являясь функ¬ циями времени. Текущие значения элементов орбиты в этом случае называются оскулирующими элементами. Для спутников, движущихся в, пределах верхних слоев атмосферы, сопротивление ее постепенно изменяет скорость движения спутника и вызывает непрерывные (вековые) изменения формы его орбиты. Наиболее сущест¬ венно спутник тормозится в периоды прохождения области перигея. В результате торможения спутника уменьшается его кинетическая энергия и сокращается апогейное и перигейное расстояния. При этом уменьшение апогейного расстояния и высоты апогея происходит значительно быстрее, чем уменьшение перигейного расстояния и вы¬ соты перигея. Эксцентриситет орбиты непрерывно умень¬ шается и сама орбита стремится к круговой (рис. 8). Торможение спутника по мере сокращения его орбиты про¬ грессивно возрастает. В конечном счете спутник, постепен¬ но снижаясь, входит в плотные слои атмосферы, где раз- 29
рушается и сгорает вследствие сильного нагревания. После снижения высоты орбиты до 150 км спутник совершает всего лишь 1—2 оборота. Продолжительность движения спутника от момента выведения его на орбиту до полного торможения в плотных слоях атмосферы называется вре¬ менем его существования. Степень торможения спутника при прочих равных ус¬ ловиях зависит от его аэродинамических характеристик — коэффициента сопротивления и отношения веса к пло¬ щади миделя (поперечного сечения), так называемой по¬ перечной нагрузки. Оказывается возможным установить универсальное соотношение между скоростью изменения высоты апогея и перигея орбиты. Это соотношение определяется только параметрами орбиты и распределением плотности атмо¬ сферы по высоте и не зависит от весовых и аэродинамиче¬ ских характеристик спутника. Указанный результат по¬ зволяет составить простые таблицы для определения времени существования спутника на орбите. Время существования для спутника весом 100 кг и диаметром 1 м в зависимости от начальных значений вы¬ соты перигея и апогея эллиптической орбиты дано в табл. 9. В табл. 10 приведены данные о времени существова¬ ния подобного спутника при круговых орбитах. Данные этих таблиц основаны на результатах теоре¬ тического исследования1. Таблица 9 Время существования спутника (в сутках) на эллиптических орбитах Высота пери¬ гея, км Высота апогея, км 500 1 700 | 1000 1300 1600 200 9 18 37 58 82 230 25 52 102 165 237 260 53 116 238 370 535 300 114 260 545 890 1280 400 410 1120 2630 4450 6600 1 См. Успехи физических наук, 1957, т. LXIII, вып. 1а, стр. 33. 30
Из данных таблиц видно, что для рассматриваемого спутника время существования при начальной вы¬ соте перигея 230 км и высоте апогея орбиты 700 км составляет около 50 суток. Увеличение высоты апо¬ гея па 300 км (до 1000 км) при¬ водит к возрастанию времени су¬ ществования в два раза. Примерно такое же возрастание времени су¬ ществования получается при уве¬ личении высоты перигея всего на 25 км (до 225 км). Для круговых ор¬ бит увеличение высоты с 300 до 400 км увеличивает время сущест¬ вования примерно в восемь раз, а до 500 км —еще в шесть раз. Для спутников, обладающих различными значения¬ ми коэффициентов сопротивления и нагрузки на ми¬ дель, время существования, при прочих равных усло¬ виях, прямо пропорционально значению поперечной на¬ грузки и обратно пропорционально коэффициенту со¬ противления. Так, для спутника, имеющего диаметр 2 м при весе 1000 кг, время существования увеличится в 2,5 раза по сравнению с данными, приведенными в табл. 9 и 10. Из сказанного становится очевидным, что зависимость времени существования спутника от ,высоты орбиты — очень сильная. При высоте полета спутника порядка нескольких тысяч километров движение его происходит за пределами верхних слоев атмосферы. Такой спутник практически может считаться постоянным спутником Земли. Сжатие Земли у полюсов и связанное с ним отклоне¬ ние поля тяготения от центрального также вызывают воз¬ мущения орбиты, которые можно разделить на периоди¬ ческие и вековые. Периодические возмущения орбиты за счет нецентральное™ поля сравнительно невелики и сводятся к отклонениям действительных координат спут¬ ника от координат, соответствующих движению по эл¬ липсу — около десятка километров. Вековые возмуще- Ния, действуя все время в одну и ту же сторону, приводят Т а б л и ц а 10 Время существования спутника на круговых орбитах Высота круго- Время суще- вой орбиты, ствования, км сутки 200 0,4 250 4 300 20 350 65 400 160 500 1010 31
Маг/раОжние Рис. 9. Прецессия орбиты в пространстве с течением времени к существенным изменениям элемен¬ тов орбиты. Основным вековым возмущением орбиты спутника за счет нецентральное™ поля земного тяготения является прецессия орбиты — равномерное вращение ее плоскости в абсолютном пространстве относительно земной оси. При этом наклонение орбиты остается примерно неизменным. Скорость прецессии (величина ее за один оборот спут¬ ника по орбите) определяется формулой: do Ял/?2» / №R~ \ S=-—^—(a-~2ir) C0Si' <4*34) гдеДэ—экваториальный радиус Земли, а — сжатие Земли; Q — угловая скорость суточного вращения Земли, go — ускорение силы земного тяготения на экваторе; р — параметр эллиптической орбиты; i — наклонение орбиты; N—порядковый номер оборота спутника вокруг Земли. 32
Как следует из формулы, скорость прецессии сущест¬ венно зависит от наклонения орбиты. При наклонении, равном 65°, и высотах, соответ¬ ствующих высотам орбиты первого советского спутника, прецессия орбиты составляет примерно 1/.±° за один обо¬ рот спутника (рис. 9). При наклонении орбиты, рав¬ ном 90° (полярная орбита), скорость прецессии равна нулю. Другим вековым возмущением за счет нецентрально- сти поля тяготения является поворот большой оси эллипса в плоскости орбиты — изменение углового рас¬ стояния перигея от восходящего узла со. При этом проис¬ ходит смещение области перигея (и соответственно апогея) от одних географических широт к другим. Скорость поворота большой оси эллиптической орби¬ ты характеризуется изменением углового расстояния перигея от восходящего узла за один оборот спутника по орбите: Как видно из формул, при г = 63,5° 0. В соответствии с формулами (1.34) и (1.35) скорость прецессии орбиты и скорость ухода перигея обратно про¬ порциональны квадрату параметра орбиты р. Следова¬ тельно, для спутников, движущихся на значительных рас¬ стояниях от Земли (порядка нескольких десятков тысяч километров), прецессия орбиты и уход перигея за счет нецентральности поля тяготения Земли будут незначи¬ тельными . Таким образом, сжатие Земли не вызывает вековых изменений формы орбиты. Вековые возмущения орбиты за счет сжатия Земли проявляются в изменении ориента¬ ции ее в абсолютном пространстве. Сопротивление атмо- сферы, наоборот, практически не влияет на ориентацию °рбиты, но вызывает значительные вековые изменения ее формы. Влияние полей тяготения Солнца и Луны на движение °лизкого к Земле спутника весьма мало. Однако с уве¬ личением высоты орбиты оно существенно возрастает. С. Г. Александров, Р. Е. Федоров оо day 4N (1.35)
Земля "5-й оборот *^1-й оборот Для орбиты с высотой апогея порядка многих десятков или нескольких сотен тысяч кило¬ метров возмущающие влияния Солнца и Луны могут вызвать заметные изменения параметров и прежде всего — высоты пери¬ гея. В зависимости от располо¬ жения орбиты по отношению к Солнцу высота перигея может либо уменьшаться, либо уве¬ личиваться. Уменьшение вы¬ соты перигея приведет в конеч¬ ном счете к тому, что спутник войдет в плотные слои атмо¬ сферы, где и разрушится. В ре¬ зультате этого время существо¬ вания искусственного спутни¬ ка Земли, движущегося по ор¬ бите с высоким апогеем, может оказаться весьма ограниченным. Так, советская автоматичес¬ кая межпланетная станция пос¬ ле сближения с Луной двигалась по орбите с высотой апогея примерно 480 тыс. км при вы¬ соте перигея около 40 тыс. км. На таких высотах сопротивле¬ ние атмосферы отсутствует. Тем не менее возмущающее влия¬ ние притяжения Солнца вызвало столь быстрое сокра¬ щение перигейного расстояния, что продолжительность движения межпланетной станции по орбите, до вхождения ее в плотные слои атмосферы, составила около полугода. В качестве другого примера приведем результаты рас¬ чета движения спутника Земли по орбите с высотой апо¬ гея около 260 тыс. км (рис. 10). Уже на первых пяти оборотах спутника по орбите заметно ее изменение под действием возмущения полем притяжения Луны. Движение спутника по отношению к Земле является результатом сложения его движения по орбите, суточного вращения Земли и прецессии плоскости орбиты. -300 550 Орбита ООО mb/с. Нм Лу Рис. 10. Изменение орбиты спутника под действием поля тяготения Луны 34
Рассмотрим движение спутника, начиная с некоторой точки орбиты. За время одного оборота спутника по ор¬ бите, т. е. к моменту прихода его на исходную геогра¬ фическую широту, Земля повернется на некоторый угол, зависящий от периода обращения спутника. Одновре¬ менно на небольшой угол повернется и сама плоскость орбиты вследствие ее прецессии. В результате, в начале следующего витка спутник окажется над точкой зем¬ ной поверхности, находящейся к западу от исходной точки. Проекция движения спутника на земную поверхность называется трассой. Легко показать, что трасса спутника на земной поверхности проходит в пределах двух парал¬ лелей, симметричных относительно экватора. Эти парал¬ лели соответствуют значениям северной и южной широт, по величине равным наклонению орбиты. Коснувшись одной из этих параллелей, трасса уходит к экватору, пере¬ секает его, затем подходит к другой параллели, касается ее, снова пересекает экватор и опять подходит к первой параллели. Далее ход трассы периодически повторяется, причем каждый из ее участков, соответствующих очередному обо¬ роту спутника по орбите, смещается по отношению к предыдущему по долготе. Угол пересечения трассы с экватором несколько отличается от угла наклонения плос¬ кости орбиты, что объясняется вращением Земли. Трасса спутника за сутки, при периоде его обраще¬ ния по орбите, равном примерно 1,6 часа, показана на рис. И. Область географических широт, в пределах которых проходит трасса спутника, как указывалось выше, зави¬ сит от наклонения орбиты. Предельными случаями по величине наклонения плоскости орбиты являются: поляр¬ ная орбита, проходящая через Северный и Южный полюсы, и экваториальная орбита, лежащая в плоскости экватора (рис. 12). Наряду с искусственными спутниками Земли, могут быть созданы искусственные спутники Луны и других планет. Характеристики движения таких спутников на круговых орбитах — период обращения и круговая ско¬ рость — в зависимости от высоты орбиты над поверхностью планеты приведены в табл. 11.
Рис. И. Трасса спутника за сутки
Полярная ЗНдагпариилЬния орбита орбита Рис. 12. Полярная и экваториальная орбиты При малых высотах орбит период обращения искус¬ ственных спутников других планет и Луны больше, чем период обращения искусственных спутников Земли. Объясняется это тем, что плотности других планет мень¬ ше плотности Земли. Период же обращения спутника, движущегося у поверхности небесного тела, зависит Таблица И Характеристики движения искусственных спутников планет и Луны Планета Период обращения, часы Круговая скорость, км/сек Высота орбиты, км о 1 1000 | 5000 1 о 1 1000 | 5000 Меркурий 1,48 2,46 7,70 2, 94 2,48 1,70 Веыера 1,49 1,88 3,63 7,24 6,70 5,38 Земля 1,41 1,75 3,35 7,91 7,35 5,92 Луна 1,82 3,60 13,90 1,68 1,34 0,85 Марс 1,61 2,38 6,38 3,60 3,15 2,27 Юпитер .... 2,86 2,92 3,18 42,60 42,30 41,10 Сатурн 3,92 4,01 4,43 25,65 25,45 24,60 Уран 2,95 3,13 3,85 15,10 14,80 13,80 Нептун 2,63 2,80 3,46 16,55 16,20 15,10 37
исключительно от средней плотности этого тела—он об¬ ратно пропорционален корню квадратному из плотности. Знание законов движения искусственных спутников позволяет решить задачу об изучении плотности верхних слоев атмосферы, а также гравитационного поля Земли — на основе наблюдений за изменением орбит спутников. Поскольку между изменением орбиты спутника и плот¬ ностью атмосферы существует прямая связь, анализ движения искусственных спутников может дать чрезвы¬ чайно ценные сведения о действительных значениях плот¬ ности атмосферы на больших высотах. По имеющимся в настоящее время данным, распределение плотности ат¬ мосферы на больших высотах сильно зависит от географи¬ ческой широты, времени суток и времени года. Поэтому для изучения распределения плотности атмосферы чрез¬ вычайно важным является совместная обработка резуль¬ татов наблюдений за спутниками, запускаемыми в раз¬ личные времена года и имеющими различные наклонения плоскости орбиты и высоты перигея. Кроме данных по плотности атмосферы, из анализа движения искусственных спутников можно получить уточ¬ ненные значения напряженности поля земного тяготения, а также степень сжатия Земли и величину ее большой полуоси. При достаточно высокой точности измерения координат спутника и определенном размещении изме¬ рительных пунктов можно получить также более деталь¬ ные сведения о поле земного тяготения и, в частности, определить интенсивности аномалий силы тяготения в различных точках земной поверхности. Помимо изучения движения центра тяжести искус¬ ственного спутника, большой интерес представляет изу¬ чение его движения относительно центра тяжести. Неориентированный спутник, обладающий продоль¬ ной осью симметрии, под действием возмущений, имею¬ щих место при его отделении от ракеты-носителя, начи¬ нает совершать прецессионное движение, вращаясь от¬ носительно своей продольной оси, которая в свою очередь вращается вокруг оси прецессии, составляя с ней некото¬ рый угол. При отсутствии воздействия атмосферы и других воз¬ мущающих факторов на орбите положение оси прецессии в пространстве относительно звезд остается неизменным. 38
Однако для искусственных спутников Земли положе¬ ние оси прецессии в пространстве в большинстве случаев медленно изменяется под влиянием аэродинамических сил и гравитационного поля Земли. Кроме того, под воз¬ действием электромагнитных сил постепенно уменьшается скорость вращения спутника. Проводя измерение положе¬ ния спутника в отдельные моменты времени и обрабаты¬ вая результаты этих измерений с учетом уравнений дви¬ жения спутника, можно получить полную картину его движения относительно центра тяжести. В заключение следует отметить, что знание текущей ориентации спутника чрезвычайно важно с точки зрения постановки многих научных экспериментов. При анализе движения спутника по орбите знание его ориентации в ряде случаев также необходимо, поскольку при удлинен¬ ной форме спутника коэффициент аэродинамического со¬ противления существенно зависит от его ориентации по отношению к вектору скорости. Особенности движения космические аппаратов в солнечной системе. Полеты к Луне, Марсу и Венере. Искусственные планеты Как указано выше, при анализе движения космичес¬ кого аппарата оказывается возможным, в первом при¬ ближении, учитывать поле тяготения лишь того небес¬ ного тела, в сфере действия которого космический аппарат находится. При этом условии движение космичес¬ кого аппарата в пределах сферы действия каждого из небесных тел (рассматриваемое в системе координат, связанной с этим телом) происходит по одному из конических сечений— эллипсу, параболе или гиперболе и является кеплеровым движением. При достижении космическим аппаратом границы сфе¬ ры действия параметры его движения должны быть пере¬ считаны в новую систему координат, связанную с тем не¬ бесным телом, в сфере действия которого будет происходить дальнейшее движение космического аппарата. Указанная приближенная методика изучения движе¬ ния космических аппаратов по отдельным характерным участкам, несмотря на ее простоту, позволяет тем не 39
менее во многих случаях достаточно точно установить важ¬ нейшие закономерности полета космических аппаратов и определить основные характеристики их траекторий. К таким случаям относятся, в частности, полеты к Луне и другим планетам с помощью ракет на химических топливах. Исходя из указанных предпосылок, рассмотрим задачу о полете к Луне. Луна, являющаяся естественным спутником Земли, движется вокруг нее по орбите, близкой к круговой. Продолжительность одного оборота Луны вокруг Земли составляет примерно 27,3 суток. Расстояние ее от Земли составляет в среднем 384 400 км. Скорость движения Луны по орбите составляет примерно 1 км/сек. Дви¬ гаясь с такой скоростью, Луна описывает по небесной сфере в течение суток дугу около 13°. Плоскость орбиты Луны в настоящее время наклонена к плоскости земного экватора под углом примерно 18°. Можно представить себе три основных вида полета космических аппаратов к Луне: а) полет с попаданием космического аппарата в Луну; б) облет Луны с возвращением к Земле; в) пролет вблизи Луны с последующим выходом кос¬ мического аппарата за пределы сферы действия Земли и превращением его в спутник Солнца — искусственную планету. Каждый из указанных видов полета представляет самостоятельный интерес, позволяя решать определенный круг научных задач. Исследование вопроса о минимальной скорости, не¬ обходимой для достижения Луны, показывает, что для сближения космического аппарата с Луной на первом обороте орбиты ему должна быть придана скорость, равная или большая некоторой величины V0min, зависящей от вы¬ соты в конце участка выведения. При высоте около 200 км V^V^-Ысек (здесь—Fnap—параболическая скорость на данной высоте). Орбита космического аппарата при V0 = V0min представляет эллипс с апогеем, равным расстоя¬ нию от Земли до орбиты Луны. Полет к Луне таким образом может быть осуществлен при различных значениях начальной скорости как мень¬ ших, так и больших параболической скорости. Соответ- 40
ствепно п траектория полета космического аппарата до вхождения его в сферу действия Луны может, быть эл¬ липтической, параболической или гиперболической. После того как космический аппарат достигнет грани¬ цы сферы действия Луны, параметры его движения долж¬ ны быть, в соответствии с приближенной методикой, пере¬ считаны в систему координат, связанную с центром Луны — в так называемую селеноцентрическую систему коорди¬ нат. Для этого вектор скорости космического аппарата ]/* нужно сложить с вектором, обратным вектору скорости центра Луны в геоцентрической системе координат Ул (рис. 13). Начало движения космического аппарата в селеноцентрической системе соответствует точке входа в сферу действия Луны В. Можно показать, что траектория космического аппара¬ та внутри сферы действия Луны в селеноцентрической системе координат всегда является гиперболической. Это объясняется тем, что при любом характере траектории полета от Земли до границы сферы действия Луны селено¬ центрическая скорость космического аппарата на грани¬ це сферы действия по крайней мере вдвое превышает параболическую скорость относительно Луны, равную 0,383 км/сек. Вследствие этого любая траектория сближе¬ ния, проходящая мимо Луны, должна выйти за пределы ее сферы действия1. Из этого обстоятельства вытекает положение о невоз¬ можности захвата космического аппарата полем тяготе¬ ния Луны. Для превращения космического аппарата в искусственный спутник Луны ему должна быть сообщена некоторая дополнительная скорость таким образом, что¬ бы скорость его движения в селеноцентрической системе стала меньшей, чем параболическая. Для этого косми¬ ческий аппарат должен быть снабжен ракетным двига¬ телем, включаемым в период нахождения его в сфере дей¬ ствия Луны. Наиболее благоприятно осуществление полета к Луне в случае, когда плоскость траектории космического 1 При использовании приближенной методики параметры дви¬ жения космического аппарата в точке выхода из сферы действия Луны должны быть пересчитаны вновь в геоцентрическую систему координат. 41
Рис. 13. Схема траектории полета к Луне, лежащей в плоскости лунной орбиты Jh — положение Луны в момент старта космического аппара¬ та; JI2 — положение Луны в момент достижения космическим аппаратом границы сферы действия Луны; В — точка входа траектории в сферу действия Луны; Ул — скорость движения Луны по орбите; V* — скорость космического аппарата в точке В в [геоцентрической системе координат; V* — скорость косми¬ ческого аппарата в точке В в’селеноцентрической системе коор¬ динат; Ла — положение Луны в момент сближения с ней космическогсГаппарата аппарата совпадает с плоскостью лунной орбиты. Такой случай может быть реализован при осуществлении старта ракеты из экваториальных районов. В других случаях, когда старт ракеты производится со средних или поляр¬ ных широт, и, в частности, в случае запуска с территории СССР, плоскость ее траектории не может совпасть с плос¬ костью орбиты Луны. Осуществление полетов к Луне в таких условиях является более трудной задачей и влечет за собой более высокие требования к энергетическим ха¬ рактеристикам и точности системы управления косми¬ ческой ракеты. Остановимся на этом вопросе подробнее. Представим себе, что старт ракеты производится из северного полуша¬ рия Земли и точка А, соответствующая концу участка выведения, расположена на широте -фр, а Луна в момент попадания находится в точке Л (рис. 14). Орбита космического аппарата, проходящая через точки А ж Л, лежит в плоскости АОЛ, где О—центр 42
Рис. 14. Схема траектории полета к Луне при старте ракеты из северного полушария Земли А — точка старта; V„ — скорость в конце участка выве¬ дения; Л — положение Луны в момент попадания; Ф — угловая дальность Рис. 15. Траектория полета к Луне а — при минимальном значении склонения Луны в момент встречи; б — при максимальном значении склонения Луны в момент встречи (плоскость орбиты космического аппарата совпадает с осью Земли)
Земли. Угол между направлениями О А и ОЛ носит на¬ звание угловой дальности Ф. Величина его зависит от по¬ ложения точки А, движущейся по параллели при вращении Земли, а также от положения Луны на ее орбите в момент попадания. Наибольшее значение угла Ф имеет место, когда в момент встречи склонение Луны близко к —18° (Луна ниже плоскости экватора), а пуск ракеты осуществляется в момент нахождения Луны вблизи точки нижней куль¬ минации (по отношению к точке старта). Соответственно наименьшее значение Ф имеет место, когда склоне¬ ние Луны близко к +18°- Наиболее наглядно это можно проиллюстрировать для случая, когда плоскость орбиты космического аппарата совпадает с осью Земли, т. е. когда наклонение орбиты равно 90°. Максимальное зна¬ чение Ф в этом случае составляет Ф = 180°+ 18°—фг (рис. 15, а), а минимальное — Ф = 180° —18° — фг (рис. 15, б). Рассмотрим теперь, как влияет величина угла Ф на условия полета к Луне. Из приведенных выше формул движения космического аппарата в центральном поле тяготения следует, что параметры его движения в конце участка выведения и в точке встречи однозначно связаны функциональной зависимостью: т- ’ =°- (L36) V пар л / где V0 и Friap— соответственно скорость космического аппарата и параболическая скорость в конце участка выведения; г0 и гл — расстояния от центра Земли до конца участка выведения и до орбиты Луны: &0— угол наклона вектора скорости к горизонту в конце участка выведения. Поскольку отношение — мало и практически по- гл Ро а стоянно, то при каждом данном значении — угол пар зависит только от Ф. На рис. 16 представлена зависи¬ мость &0 = / (Ф) ПРИ различных значениях V0 и /г0 = 200 км. Как видно из графика, для всех значений скорости V0 величина &0 существенно уменьшается с увеличением Ф. 44
&0, г род Ф, град Ряс. 16.;Зависимость угла ^наклона вектора скорости Оо от угловой дальности Ф 1 — при У0 = Упар — 50 м/сек; 2 — при У„ = УПар1 3 —при У0= Vnap -f- 100 м/сек; 4 — при У0 = Упар -р 200 м/сек. Уменьшение же т. с. переход к более пологим траекториям выведения, влечет за собой снижение по- t терь на преодоление сил тяжести Ц g sin dt и позволяет о увеличить вес полезного груза ракеты. < Из сказанного следует, что при старте космической ра¬ кеты со средних широт северного полушария энергети¬ чески наиболее выгодно осуществлять пуск ракеты в пе¬ риод, когда Луна находится вблизи точки своей орбиты с минимальным склонением. В этом случае обеспечивает¬ ся возможность выведения на орбиту максимального по¬ лезного груза. При осуществлении пуска в более ранние или более поздние сроки возможный вес полезного груза уменьшается. Однако при отклонении даты пуска от опти¬ мальной даты на несколько дней уменьшение веса полез¬ ного груза сравнительно невелико. Практически в тече¬ ние каждого лунного месяца можно указать интервал времени, продолжительностью около недели, в пределах 45
которого условия поле¬ та к Луне являются благоприятными. При больших отклонениях даты пуска от опти¬ мальной имеет место значительное уменьше¬ ние возможного веса полезного груза ракеты. Продолжительность полета космического ап¬ парата до сближения с Луной определяется ве¬ личиной его скорости по отношению к пара¬ болической скорости (рис. 17). При минимальном значении начальной скоро¬ сти (V0 = V0min) продолжительность полета составляет немного более четырех суток, при скорости равной па¬ раболической (F0=Fnap),— около двух суток, а при скоро¬ сти, превышающей параболическую на 500 м/сек, — при¬ мерно одни сутки. При осуществлении полетов к Луне в большинстве случаев необходимо вести наблюдения за космическим аппаратом и прием телеметрической информации в период сближения аппарата с Луной и в момент их встречи. Для этого нужно, чтобы Луна в этот период времени находи¬ лась по отношению к наблюдательным пунктам вблизи точки верхней кульминации. В то же время, как показа¬ но выше, энергетически выгодно осуществлять пуск ра¬ кеты в то время, когда Луна находится вблизи точки ниж¬ ней кульминации по отношению к точке старта. Очевидно, что оба эти условия могут быть выполнены только в том случае, если продолжительность полета кратна полусут- кам, т. е. равна полусуткам, полутора суткам, двум с по¬ ловиной суткам и т. д. Наиболее благоприятным является вариант полета продолжительностью около полутора суток, для осуществления которого скорость космического ап¬ парата в конце участка выведения должна несколько превышать параболическую скорость (приблизительно на 150 м/сек). Вариант полета продолжительностью около полусуток требует значительного превышения скорости < сути и & 1/о= Рис. 17. Продолжительность полета космического аппарата до встречи с Луной (ho = 200 км) 46
в конце участка выведения над параболической скоростью, а варианты полета продолжительностью двое с половиной и более суток связаны с необходимостью более точного выведения космического аппарата на орбиту для попада¬ ния в Луну. Для осуществления облета Луны с возвращением к Земле скорость космического аппарата в конце участка выведения должна быть меньше параболической. В зави¬ симости от степени сближения с Луной можно различать два основных вида такого полета — далекий и близкий облет Луны. При далеком облете, когда минимальное расстояние космического аппарата от Луны составляет 40 тыс. км и более, влияние поля тяготения Луны на движение косми¬ ческого аппарата невелико, и его орбита в геоцентрической системе близка к эллипсу. Если старт ракеты осуществ¬ ляется со средних широт, то угол наклона вектора скорости в конце участка выведения существенно отличен от нуля и, следовательно, эллиптическая орбита пересекается с поверхностью Земли. В результате космический аппарат в конце первого оборота по орбите должен войти в плот¬ ные слои атмосферы и разрушиться. Особый интерес представляет случай так называемого близкого облета, когда минимальное расстояние косми¬ ческого аппарата от Луны составляет около 5—10 тыс. км. В этом случае оказывается возможным, используя воздействие силы притяжения Луны, изменить характер орбиты космического аппарата в период первого его сбли¬ жения с Луной таким образом, чтобы получить новую орбиту, отвечающую заданным требованиям. В част¬ ности, можно обеспечить такое изменение орбиты, чтобы космический аппарат превратился в искусственный спут¬ ник Земли, движущийся по орбите с перигеем, равным нескольким десяткам тысяч километров, и апогеем, дости¬ гающим полумиллиона километров. Примером такого ва¬ рианта полета к Луне является полет третьей советской космической ракеты с автоматической межпланетной стан¬ цией. Перейдем к рассмотрению случаев, когда траектория космического аппарата выходит за пределы сферы действия Земли. В этих случаях скорость в конце участка выведе¬ ния превышает параболическую или равна ей, а траекто¬ 47
рия в пределах сферы действия Земли являет¬ ся гиперболической или параболической. Скорость космичес¬ кого аппарата на гра¬ нице сферы действия Земли F*, как видно из формулы (1.18), од¬ нозначно определяется скоростью F0 и высотой h0 в конце участка вы¬ ведения. Зависимость F* от F0 при h0= 200 км приведена на рис. 18. При скорости в конце участка выведения, рав¬ ной параболической (Го = Гпар), скорость на границе сферы дейст¬ вия F*~0,9 км/сек. Увеличение Vo на 0,5 км/сек по отношению к Fnap приводит к возрастанию F* до 3,3 км/сек, а на 1 км/сек — до 4,9 км/сек. При скоростях, близких к параболической, увеличение F0 на 1 м/сек приводит к возрастанию F* на 5—8 м/сек. Движение космического аппарата после выхода за пределы сферы действия Земли можно рассчитать, исходя из параметров его движения в точке выхода. Скорость космического аппарата в гелиоцентрической системе может быть получена суммированием вектора скорости F и вектора скорости центра Земли в соот¬ ветствующий момент времени F3. Полученный вектор скорости F0() и определит характер движения космиче¬ ского аппарата в гелиоцентрической системе. Если F0c меньше параболической скорости относи¬ тельно Солнца FnaPc, то движение космического аппа¬ рата в солнечной системе будет происходить по эллип¬ тической орбите, и он превратится в спутник Солнца — У0. км/сек Рис. 18. Зависимость скорости кос¬ мического аппарата на границе сфе¬ ры действия Земли от его скорости в конце участка выведения (ho = 200 км) 48
искусственную планету. Если же F()c равно параболиче¬ ской скорости Vпарс или превышает ее, то движение космического аппарата будет происходить по параболи¬ ческой или гиперболической траектории. В этих слу¬ чаях он навсегда покинет пределы солнечной системы. Определим, какая минимальная скорость для этого дол¬ жна быть сообщена космическому аппарату при отлете с Земли. Средняя скорость движения Земли по своей орбите составляет F3 = 29,75 км/сек и, следовательно, парабо¬ лическая скорость относительно Солнца, вычисленная с учетом среднего радиуса земной орбиты, равна FnaPc= = /2 V3 = 42. км/сек. Представим себе, что вектор скорости космического аппарата на границе сферы действия параллелен вектору скорости движения Земли по орбите, что может быть обеспечено соответствующим выбором направления пуска космического аппарата. При этом условии космический аппарат будет двигаться в гелиоцентрической системе с параболической скоростью, если его скорость в геоцен¬ трической системе составит V*= FnaPc— V3= 12,25 км/сек, для чего скорость его в конце участка выведения, как это видно из графика рис. 18, должна быть равной при¬ мерно 16,5 км/сек. Скорость, обеспечивающая вылет космического ап¬ парата за пределы поля тяготения Солнца, носит название третьей космической скорости. Значение третьей косми- чекой скорости при высоте ho = 0, т. е. у поверхности Земли, составляет около 16,7 км/сек. Рассмотрим более подробно движение космических аппаратов в солнечной системе по эллиптическим орбитам и, в частности, полеты к другим планетам. При этом в качестве первого приближения будем считать, что движе¬ ние Земли и других планет происходит по круговым ор¬ битам, радиусы которых соответствуют средним радиусам их действительных орбит. Будем считать также, что ор¬ биты всех планет и траектории космических аппаратов лежат в одной плоскости. Представим себе, что траектория полета космического аппарата в сфере действия Земли выбрана таким образом, что вектор скорости на границе сферы действия F* парал¬ лелен вектору скорости Земли по орбите F3. При этом, 4 С. Г. Александров. Р. Е. Федоров /о
если направления их со¬ впадают, то скорость космического аппарата в гелиоцентрической си¬ стеме равна их арифме¬ тической сумме и будет максимальной для дан¬ ного значения скорости F*o. Орбита космическо¬ го аппарата в гелиоцен¬ трической системе в этом случае будет охватывать орбиту Земли, касаясь ее в перигелии, удаленном от Солнца на расстоя¬ ние радиуса земной ор¬ биты гп = г3. Расстоя¬ ние от Солнца до афе¬ лия орбиты га будет зависеть от скорости космического аппарата. Значения га в зависимости от скорости в конце участка выведе¬ ния Vo при ho = 200 км приведены в табл. 12. Из данных таблицы видно, что при скорости космическо¬ го аппарата превышающей параболическую на 0,5 км/сек, афелий его гелиоцентрической орбиты будет расположен за орбитой Марса, при скорости, превышающей параболи¬ ческую на 3 км/сек, он будет находиться вблизи орби¬ ты Юпитера, а при скорости, превышающей параболичес¬ кую на 4 км/сек, — достигнет орбиты Сатурна. Если направление вектора скорости космического ап¬ парата на границе сферы действия противоположно век¬ тору скорости Земли, то скорость его в гелиоцентрической системе равна их разности и будет минимальной для дан¬ ного значения F0*. В этом случае орбита космического ап¬ парата будет расположена внутри орбиты Земли, касаясь ее в афелии (га = г3). Расстояния от Солнца до перигелия орбиты такого типа в зависимости от скорости космического аппарата в конце участка выведения Vo при h0= 200 км даны в табл. 13. Как видно из таблицы, при скорости космического ап¬ парата Fo, превышающей параболическую на 2 км/сек. Таблица 12 Расстояния от Солнца до афелия орбиты при различных скоростях в конце участка выведения Скорость в конце участка выведения, км/сек Превышение скорости над параболичес¬ кой, км/сек Расстояние от Солнца до афелия орби¬ ты, млн. км 11,015 0 168,9 11,515 0,5 247,7 12,015 1,0 314,1 13,015 2,0 480,1 14,015 3,0 760,3 15,015 4,0 1400,0 16,015 5,0 4618,0 50
Т и С л 1 II 13 Расстояния от Солнца до перигелия орбиты при различных скоростях в конце участка выведения перигелий его орбиты будет расположен вбли¬ зи орбиты Меркурия. Для приближения орби¬ ты космического аппа¬ рата к Солнцу на близ¬ кие расстояния необхо¬ димо придать ему в конце участка выведения весь¬ ма большую скорость. Так, для приближения к Солнцу на расстоя¬ ние, равное 30 млн. км, космическому аппарату необходимо сообщить скорость 16,7 км/сек, превышающую третью космическую скорость. Таким образом, приближение к Солнцу на близкие рас¬ стояния энергетически является более сложной задачей, чем вылет за пределы поля тяготения Солнца. Рассматриваемые орбиты космических аппаратов мо¬ гут быть использованы для полетов к другим планетам солнечной системы. Минимально необходимая для полета к данной планете ско- Таблица 14 Спорость в конце участка выведения, км/сек Превышение скорости над параболичес¬ кой, км/сек Расстояние от Солнца до пе¬ ригелия орби¬ ты, млн. км 11,015 0 132,8 11,515 0,5 95,6 12,015 1,0 80,3 13,015 2,0 61,8 14,015 3,0 49,8 15,015 4,0 40,9 К),015 5,0 33,9 рость космического ап¬ парата будет соответст¬ вовать полуэллиптичес- кой орбите, которая в своем афелии и пери¬ гелии касается орбит Земли и планеты назна¬ чения. Угловая даль¬ ность орбитального участка полета косми¬ ческого аппарата в ге¬ лиоцентрической систе¬ ме при этом будет со¬ ставлять Фх=- 180° (рис. 19 и 20). Значения необходи¬ мых скоростей для по- Значсния минимально необходимых скоростей для полета к планетам (Ло=200 км) Планета Скорость в конце участка вы¬ ведения, км/сек Продолжи¬ тельность по¬ лета до встре¬ чи с плане¬ той, год Меркурий . 13,31 0,29 Венера . . 11,25 0,40 Марс . . . 11,35 0,71 Юпитер . . 14,05 2,72 Сатурн , . 15,03 6,04 Уран . . . 15,73 16,0 Нептун . . 16,00 30,6 4* 51
Рис. 19. Траектории полета к Марсу О — Солнце; г3 — средний радиус орбиты Земли; гм— средний радиус орбиты Марса; У0 —скорость косми¬ ческого аппарата в конце участка выведения; У3 — скорость движения Земли по орбите; У* — скорость космического аппарата на границе сферы действия Земли в геоцентрической системе; У0 —скорость с аппарата на границе сферы действия Земли в гелио¬ центрической системе (начальная скорость для ге¬ лиоцентрической орбиты); п — перигелий гелиоцент¬ рической орбиты; а — афелий гелиоцентрической орбиты; Ф1? Ф2 — угловая дальность для гелиоцентрических орбит 52
Рис. 20. Траектории полета к Венере О —Солнце; г3 — средний радиус орбиты Земли; гв — средний радиус орбиты Венеры; V0 —скорость космического аппарата в конце участка выведения;' Уз — скорость движения Земли по орбите; V* — ско¬ рость космического аппарата на границе сферы дей¬ ствия Земли в геоцентрической системе.* ^°с— скорость аппарата на границе сферы действия Земли в гелиоцентрической системе (начальная скорость для гелиоцентрической орбиты); л— перигелий гелио¬ центрической орбиты; а —афелий гелиоцентрической орбиты; <X>i — угловая дальность
Таблица Орбиты полета к Марсу Начальная скорость, для гелио¬ центрической орбиты, км/сек Угловая дальность, град Продолжи¬ тельность полета, мес. 15 летов к другим планетам по полуэллиптическим орбитам и продолжи¬ тельность таких поле¬ тов, вычисленные для средних радиусов орбит планет, в предположе- нии, что все орбиты ле¬ жат в одной плоскости, 32.71 180 8,63 приведены в табл. 14. 33.71 124 5,25 При увеличении ско- 34.71 108 4,32 рости Vo по сравнению 35.71 97 3,77 с минимально необхо- 36.71 90 3,40 димой пересечение орби- 37.71 85 3,10 ты космического аппа¬ рата с орбитой планеты происходит при мень¬ шем значении угловой дальности Ф2 <С Фь Одновременно уменьшается продолжительность полета. Основные дан¬ ные таких орбит для случаев полета к Марсу и Венере приведены в табл. 15 и 16. Для обеспечения встречи космического аппарата с планетой момент его пуска должен быть выбран таким образом, чтобы взаимное расположение Земли в момент старта и планеты в момент встречи с ней космического аппарата было бы впол- Таблица 16 Орбиты полета к Венере Начальная скорость для гелио¬ центрической орбиты, км/сек Угловая дальность, град Продолжи¬ тельность полета, мес. 27,28 180 4,87 26,28 110 3,33 25,28 89 2,83 24,28 76 2,52 23,28 66 2,33 22,28 59 2,16 не определенным. Благоприятные для полетов взаимные рас¬ положения планет пе¬ риодически повторяют¬ ся. Для полетов к Мар¬ су период их повторения составляет 2,14 года, а для полетов к Венере — 1,57 года. Следует отметить, что приведенные данные о необходимой скорости для полетов к плане¬ там, вследствие сделан¬ ных при расчетах допу- 54
Рис. 21. Траектории перехода космического аппарата на круговые орбиты вокруг Солнца О — Солнце; ynCj , Voc — скорость космического аппарата на грани¬ це сферы действия Земли в гелиоцентрической системе; Уа^., — скорость космического аппарата в точке перехода на круговую орби¬ ту вокруг Солнца; AVj . AVji — дополнительная скорость, которую нужно сообщить космическому аппарату для перехода на круговую орбиту; VKpj, Укрд — круговая скорость; г^, —радиус круговой орбиты; г — средний радиус орбиты Земли. Индекс I относится к слу¬ чаю перехода космического аппарата на орбиту большого радиуса, чем радиус орбиты Земли, индекс II — к случаю перехода на орбиту меньшего радиуса, чем радиус орбиты Земли щений, являются ориентировочными и характеризуют нижний предел потребных скоростей. Они справедливы для случаев, когда встреча космического аппарата с пла¬ нетой происходит вблизи узла ее орбиты, т. е. когда движение космического аппарата происходит в плоско¬ сти эклиптики. В других случаях, соответствующих встрече косми¬ ческого аппарата с планетой в периоды, когда она не на¬ ходится в плоскости эклиптики (в связи с тем, что плос¬ кость ее орбиты составляет некоторый угол с плоскостью 55
Таблица 17 Значения суммарной скорости, необходимой для выведения космического аппарата на круговую орбиту вокруг Солнца Радиус круговой орбиты, млн. км Суммарная скорость, км/сек Радиус круговой орбиты, млн. км Суммарная скорость, км/сек 58 (орбита Мерку¬ рия) 23,0 1426 (орбита Сатурна) 20,5 108 (орбита Веыеры) 14,0 2869 (орбита Урана) 20,4 228 (орбита Марса) 14,0 4495 (орбита Нептуна) 20,1 778 (орбита Юпитера) 19,7 эклиптики), скорость, необходимая для полета к планете, может оказаться значительно большей. В заключение рассмотрим вопрос о создании искус¬ ственных спутников Солнца (искусственных планет), движущихся по круговым орбитам. Для этого космичес¬ кий аппарат должен быть сначала выведен на полуэл- липтическую переходную орбиту, касающуюся в афелии или перигелии заданной круговой орбиты. При дости¬ жении космическим аппаратом афелия (или перигелия) переходной орбиты ему должна быть сообщена дополни¬ тельная скорость AF, обеспечивающая его переход на круговую орбиту (рис. 21). Примерные значения суммарной скорости Vo + AF, которую нужно сообщить космическому аппарату для превращения его в искусственную планету, движущуюся по круговой орбите, приведены в табл. 17. Требования и точности параметров движения в конце участка выведения Для осуществления полета космического аппарата по заданной орбите ему должны быть приданы вполне опре¬ деленные параметры движения. Даже незначительные погрешности в величине и направлении скорости^ в 56
конце участка выведения могут привести к заметным от¬ клонениям орбиты космического аппарата от расчетной. Покажем, насколько существенно влияют эти погреш¬ ности на характеристики орбит и время существования искусственных спутников Земли. Для иллюстрации сказанного в табл. 18 приведены дан¬ ные, характеризующие изменение основных параметров орбиты искусственного спутника — высоты перигея и апогея — при наличии погрешностей по скорости и углу наклона касательной к траектории в конце участка выведения (рассмотрен случай выведения спутника в перигей орбиты). Из таблицы видно, что погрешность по скорости вы¬ зывает соответствующее изменение высоты апогея и пе¬ риода обращения спутника, не сказываясь на высоте перигея. При этом для низких орбит величина изменения высоты апогея весьма слабо зависит от исходных значений параметров орбиты. Однако при увеличении высоты ор¬ биты влияние погрешностей по скорости на высоту апогея и период обращения спутника заметно возрастает. Т аб лица 18 Влияние погрешностей выведения на высоту перигея и апогея орбиты Исходные параметры орбиты: высота перигея, км.... высота апогея, км.... 250 800 250 1500 250 5000 250 15000 250 30000 Изменение параметров орбиты при погрешности по скорости выведения ± 10 м/сек: изменение высоты перигея, км 0 0 0 0 0 изменение высоты апогея, км ±39 ±40 ±73 ±190 ±472 Изменение параметров орбиты при погрешности по углу вы¬ ведения ± 1°: изменение высоты перигея, км —25 —13 —4,8 —2,8 —2,5 изменение высоты апогея, км +25 +13 +4,8 +2,8 +2,5 57
Погрешность по углу выведения всегда приводит к уменьшению высоты перигея и к такому же увеличению вы¬ соты апогея. Поскольку торможение спутника происходит в основном в области перигея, это приводит к сокращению времени существования спутника. Для орбиты с высотой апогея 800 км при высоте пери¬ гея 250 км погрешность по углу в конце участка выведе¬ ния, равная 1°, приводит к понижению перигея на 25 км, что вызывает сокращение времени существования спут¬ ника в 2 раза. Влияние погрешностей по углу выведения на высоту перигея уменьшается с увеличением эксцентриситета орбиты, т. е. с возрастанием высоты апогея при неизмен¬ ной высоте перигея. Так, для орбиты с указанной выше вы¬ сотой перигея (250 км) и высотой апогея 1500 км пониже¬ ние перигея за счет той же ошибки по углу выведения со¬ ставляет 13 км. Время существования спутника в этом случае сокращается за счет погрешности по углу выведе¬ ния, равной 1°, только в 1,5 раза. Следовательно, для бо¬ лее вытянутых орбит уменьшение времени существова¬ ния спутника за счет погрешностей выведения будет меньше, чем для орбит, близких к круговым. На период обращения погрешности по углу не влияют, поскольку величина большой оси эллиптической орбиты при этом не меняется. Покажем теперь, какое влияние оказывают погреш¬ ности в конце участка выведения на орбиты космических аппаратов, предназначенных для полета к Луне. Остано¬ вимся сначала на наиболее благоприятном случае, когда орбита космического аппарата лежит в плоскости лунной орбиты. Такой случай, как указано выше, может быть реа¬ лизован при запуске ракеты из экваториальных районов. Предположим, что расчетная орбита проходит через центр Луны. На рис. 22 приведены значения предельных погрешностей по скорости 6Fo и по углу бйо (соответствую¬ щих отклонению орбиты от центра до края Луны1). Из графиков следует, что значения предельных погрешностей 6F0 и бй'о существенно изменяются в зависимости от из- 1 См. Успехи физических наук, 1957, т. LXIII, вып. 1а стр. 101. 58
Рис. 22. Значения предельных погрешностей по скорости 6V0 и по углу 6Ф0 при попадании в Луну (Случай, когда орбита космического аппарата лежит в плоскости лунной орбиты) бытка скорости в конце участка выведения по отношению к местной параболической скорости ДРо = Vo —РПар- При скоростях, меньших чем параболические на 50—60 ль!сек, т. е. при эллиптических орбитах, предельные ошиб¬ ки составляют: б Fo^lO м!сек и бФо = 0,4°. При скоростях больших, чем параболические, — при гиперболических ор¬ битах — предельная погрешность по скорости возрастает до 20—40 м/сек, а предельная погрешность по углу умень¬ шается до 0,3°. Учитывая, однако, что отклонения орбиты определяются совместным влиянием погрешностей по скорости и углу, а также принимая во внимание наличие других погрешностей, приводящих к отклонениям орби¬ ты, можно считать, что в случае гиперболических орбит, лежащих в плоскости лунной орбиты, погрешности в кон¬ це участка выведения не должны превышать: по скорости 10—20 м/сек, по углу 0,15—0,20°. При осуществлении пуска ракеты к Луне со средних широт, например, с территории СССР, требования к точ¬ ности параметров движения, необходимой для попадания в Луну, значительно возрастают. Так, для гиперболической орбиты, по которой проис¬ ходило движение второй советской космической ракеты, погрешность в скорости, равная 1 м/сек, приводит к от¬ клонению точки встречи с Луной на 250 км. Отклонение вектора скорости от его расчетного направления на одну угловую минуту вызывает смещение точки встречи на 200 км.
На отклонение точки встречи оказывают также сущест¬ венное влияние погрешности координат конца участка выведения и неточность времени старта ракеты. При от¬ личии момента старта от расчетного на 10 сек имеет место отклонение точки встречи на поверхности Луны порядка 200 км. Исходя из приведенных цифр, можно считать, что при пуске ракеты с территории СССР для попадания в Луну погрешность скорости в конце участка выведения не долж¬ на превышать нескольких метров в секунду, а отклонения вектора скорости от его расчетного направления не долж¬ ны быть более 0,1°. Еще большее влияние оказывают погрешности выве¬ дения на орбиты космических аппаратов при осуществлении полетов к другим планетам. Так, при полете к Марсу по эллиптической орбите, обеспечивающей сближение с Марсом в афелии, погрешность по скорости в конце участ¬ ка выведения, равная 1 м/сек, вызывает отклонение ор¬ биты космического аппарата вблизи Марса порядка 30 тыс. км. В связи с этим при таких полетах движение космического аппарата должно корректироваться в про¬ цессе самого полета. Космические ракеты и ракеты-носители искусственных спутников. Выведение на орбиту Как уже отмечалось, основной проблемой, связан¬ ной с запуском космического аппарата, является выве¬ дение на орбиту — придание ему на соответствующей высоте скорости, равной или превышающей первую кос¬ мическую скорость. Основным средством для решения этой задачи в настоя¬ щее время являются многоступенчатые ракеты с жидкост¬ ными реактивными двигателями, работающими на хими¬ ческом топливе г. В более или менее близком будущем мож¬ но ожидать появления космических ракет с реактивными двигателями, использующими ядерную энергию. 1 В некоторых случаях космическая ракета может иметь от¬ дельные ступени с двигателями, работающими па твердом топливе (порохе). 60
Многоступенчатая (или состав¬ ная) ракета, идея создания которой впервые была выдвинута К. Э. Циол¬ ковским, состоит из ряда последо¬ вательно соединенных ракет. Рас¬ смотрим ее схему на примере трех¬ ступенчатой ракеты, изображенной на рис. 23. Каждая из трех ракет имеет свой двигатель и топливные баки для горючего и окислителя. Первая ступень включает в себя все три ракеты, причем вторая и третья ракеты являются своего рода полезным грузом первой ракеты. По окончании работы двигателя первой ракеты она отделяется и дальней¬ ший полет продолжает вторая сту¬ пень, состоящая из второй и треть¬ ей ракет. По окончании работы двигателя второй ракеты она так¬ же отделяется, после чего полет продолжает одна третья ракета (третья ступень). Таким образом, в многоступен¬ чатой ракете по мере использова¬ ния топлива происходит отделение соответствующих частей ее конструк¬ ции. Вследствие этого ускорение ее, <Рис 2з. Схема трех- при том же значении реактивной си- ступенчатой ракеты: ЛЫ, Оказывается большим, чем у j— двигатели; 2—топли- одноступенчатой ракеты, обладаю- вные баки; 3 — полезный щей такими же характеристиками. груз (космический В результате ракета приобретает аппарат) большую скорость. Схема траектории выведения спутника на орбиту при¬ ведена на рис. 24. Угол наклона вектора скорости к гори¬ зонту в данной точке траектории обозначен через д. Старт ракеты-носителя осуществляется вертикально ('О'н^ 90°). Затем, после небольшого участка вертикального подъема, ракета начинает постепенно поворачиваться относительно поперечной оси по определенной программе, в результа¬ те чего траектория ее движения искривляется. Выбирая 61
Рис. 24. Схема траектории выведения спутника на орбиту соответствующую программу разворота ракеты по вре¬ мени, можно получить требуемые значения высоты и угла в конце участка выведения ho и Фо. При выведении спутника на орбиту Фо = 0 (рис. 24). При запуске космических аппаратов к Луне или дру¬ гим планетам угол Фо, как правило, не равен нулю и определяется условиями пуска —датой пуска, взаимным расположением планет, географической широтой точки старта и др. Проанализируем, какими основными факторами опре¬ деляется скорость многоступенчатой ракеты в конце участ¬ ка выведения. Для этого рассмотрим уравнение движе¬ ния ракеты в проекции на касательную к траектории, имеющее вид: где G — текущее значение веса ракеты; dV -j~t ускорение движения ракеты; g — ускорение силы! тяжести; £о — ускорение силы тяжести на поверхности Земли (на уровне моря); Р — реактивная тяга; X — сила аэродинамического сопротивления; Ф — угол наклона вектора скорости к горизонту. Тяга ракеты может быть выражена в виде: (1.37) с dG !h ' dt ’ (1.38) 62
где с — скорость истечения реактивной струи; JL = Руд— удельная тяга двигателя; ёо 1C zzL — расход топлива (изменение веса ракеты в еди¬ ницу времени). Тогда уравнение (1.37) можно представить в виде: dV с dG X . п /л qo\ 1T—G W—G8o-gsm^ (1.39) Проинтегрировав уравнение в пределах от момента старта (г = 0) до момента, соответствующего концу участка выведения (t = £к), получим скорость ракеты в конце участка выведения: т ,q \ Т «к F0 = 2 din \ g sin tf dt, (1.40) 1 ki 0 0 где m — число ступеней, cif Gov Gkv соответственно, ско¬ рость истечения, начальный и конечный вес для отдель¬ ных ступеней. Первый член в правой части уравнения (1.40) соот¬ ветствует формуле Циолковского и определяет скорость ракеты при отсутствии воздействия на нее каких-либо внешних сил — так называемую характеристическую скорость ракеты. Второй член в правой части уравнения характеризует потери в скорости на преодоление сил аэродинамического сопротивления, а третий член —поте¬ ри в скорости, связанные с влиянием силы тяжести. Потерями скорости от несовпадения направления силы тя¬ ги и вектора скорости (угла атаки) мы пренебрегли при написании уравнения (1.37), ввиду их сравнительной малости. При выведении космического аппарата на орбиту сум¬ марная величина потерь скорости, связанных с влиянием силы тяжести и аэродинамического сопротивления, со¬ ставляет в среднем около 2000—3000 м/сек. Таким обра¬ зом, для придания спутнику скорости порядка 8000 м/сек ракета-носитель должна обладать характеристической скоростью около 10 000—11 000 м/сек, а для придания космическому аппарату скорости порядка 11 000 м/сек — 63
характеристической скоростью около 13й000— 14000 м/сек. Характеристическая скорость многоступенчатой ра¬ кеты, как видно из уравнения (1.40), равна сумме произ¬ ведений скоростей истечения на натуральные логарифмы от отношений начальных и конечных весов для отдельных ступеней. Если принять, что скорость истечения с для всех ступе¬ ней одинакова и относительные веса конструкции для п коистр^ ^ „ каждой из ступеней а* = —^ равны между сооои S (<*! = а 2 = ... = ctm—l = ат = а), то можно показать, что в оптимальном случае, обеспечивающем максимум характеристической скорости, начальные веса ступеней должны быть распределены по закону геометрической прогрессии: Gn Gn (1.41) О т—1 57 “ G7 = ^ ~G~~ ~~ ~G °2 °3 °тп п или G0 /Gn G0, где G0l, G02...G0m — начальные веса ступеней, Gn — вес полезного груза (космического аппарата). Начальный вес первой ступени равен общему начальному весу ра¬ кеты G0l = G0. Характеристическая скорость такой многоступенчатой ракеты может быть выражена формулой: Vu — тс In - Ц Г /Q \ l/m .e + Ur (1.42) Взаимосвязь между параметрами, входящими в эту формулу, удобно представить в виде графика относи- Ец тельной характеристической скорости в зависимости от отношения начального веса ракеты к весу полезного 64
1 jo m woo „ wooo bo_ Gn Рис. 25. Относительная характеристическая скорость ракет с различным числом ступеней в зависимости от отношения начального веса к весу полезного груза вверху — при а = 0,10; внизу — при а = 0,20 5 С. Г. Александров, Р. Е. Федоров
Q груза jr- при различном числе ступеней т. Подобные п графики приведены на рис. 25. V Из графиков видно, что в зависимости от значения — имеет место то или иное оптимальное число ступеней, обеспечивающее минимальное отношение веса ракеты к весу ее полезного груза. Вместестем из графиков следует, что одноступенчатая ракета (т = 1) практически не может обеспечить получение скорости, необходимой для выведе¬ ния спутника на орбиту, если не ориентироваться на ско¬ рость истечения, превышающую 5000 м/сек, что для современных ракет на химическом топливе является не¬ реальным. Семейство кривых, соответствующее ракетам с различ¬ ным числом ступеней, имеет огибающую (пунктирная пря¬ мая на рис. 25). Можно показать, что предельные значе¬ ния характеристической скорости, отвечающие такой оги¬ бающей, могут быть выражены формулой: Уц=Кс 1п^, (1.43) где значения К зависят от относительного веса конструкции (рис. 26). Из приведенной формулы очевидно, что предельная скорость ракеты при оптимальном выборе ее параметров зависит от отношения ее начального веса к весу полез¬ ного груза, скорости истечения реактивной струи и от¬ носительного веса конструкции. При этом начальный вес ракеты, обеспечивающей выведение на орбиту косми¬ ческого аппарата определенного веса, как видно из гра¬ фиков на рис. 25, может находиться в весьма широких пре¬ делах, в зависимости от конкретных значений скорости истечения и относительного веса конструкции. При выведении спутника на орбиту с заданной высотой перигея и апогея движение его на орбите может быть на¬ чато, вообще говоря, с любой точки орбиты. Необходимо лишь вывести спутник на высоту, отвечающую выбран¬ ной точке орбиты, и сообщить ему необходимую скорость в направлении касательной к орбите в этой точке. При этом, чем более высокая точка орбиты будет выбрана, 66
тем меньшую скорость необ¬ ходимо будет ему сообщить. Минимальная скорость долж¬ на быть сообщена спутнику, если движение его по ор- бите начинается в точке апо¬ гея. Из сказанного, однако не следует делать вывод о целесообразности выведения спутника в апогей орбиты. Анализ этого вопроса пока¬ зывает, что дополнительные энергетические затраты, связанные с подъемом спутника на большую высоту, превышают энергетический выигрыш от того, что спутнику в данном случае нужно сообщить меньшую скорость. Поэтому с точки зрения энергетических затрат наиболее рациональным оказывается выведение спутника на орбиту в области ее перигея. При относительно малой высоте перигея заданной ор¬ биты (порядка сотен километров) выведение на нее спут¬ ника может осуществляться непосредственно в конце активного участка траектории ракеты-носителя, как пока¬ зано на рис. 24. С увеличением высоты точки выведения возрастают и энергетические затраты, связанные с влия¬ нием силы тяжести на участке выведения. Для высоких орбит, когда высота перигея может дости¬ гать многих тысяч километров, такой сцособ выведения вообще не может быть применен из-за ограниченности длины активного участка траектории. В этом случае спут¬ ник сначала должен быть выведен на некоторую переход¬ ную орбиту, имеющую достаточно низкий перигей. В не¬ которой точке переходной орбиты ракета-носитель должна сообщить спутнику дополнительную скорость, обеспечи¬ вающую переход его на заданную орбиту. Таким образом, траектория выведения в этом случае будет состоять из двух активных участков, разделенных участком полета по инерции. Анализ такого способа выведения показывает, что с энергетической точки зрения оптимальным является выведение спутника по полуэллиптической переходной орбите, перигей которой находится на возможно меньшей Рис. 26. Значение коэффици¬ ента К в зависимости от а
Рис. 27. Схема выведения спутника на круговую орбиту по полуэллиптической переходной орбите: R — радиус Земли; гкр — радиус заданной круговой орбиты; П' — пе¬ ригей переходной орбиты; А' — апогей переходной орбиты; Уд/ — ско_ рость в перигее переходной орбиты; Уд/ — скорость в апогее переход¬ ной орбиты; ДУ—дополнительная скорость, которую необходимо со¬ общить космическому аппарату для перехода на круговую орбиту; У1ф — круговая скорость для заданной орбиты высоте, а апогей совпадает с перигеем заданной орбиты (рис. 27). Угол наклона вектора скорости в конце участка выве¬ дения на переходную орбиту, в точке П\ равен нулю (йо = 0). Вторичное включение двигателя ракеты произ¬ водится в точке А'. Направление тяги должно совпадать с касательной к траектории в этой точке. В табл. 19 приведены расчетные значения скорости, которая должна быть сообщена спутнику при выведении его указанным способом на круговые орбиты различной высоты hKр. При расчетах принималось, что высота пе¬ ригея переходной орбиты составляет 200 км. Из данных, приведенных в таблице, следует, что сум¬ марная скорость, требуемая для выведения спутника, 68
Таблица 19 Скорость при выведении спутника по полуэллиптической переходной орбите Высота задан¬ ной круговой орбиты, км Скорость в конце участка выведения на переходный эллипс У . м/сек п Дополнитель¬ ная скорость для перехода на заданную орбиту A\V, м/сек Суммарная скорость, У s • м/сек 1000 8009 214 8223 5000 8769 854 9623 25000 10016 1467 11483 50000 10424 1444 11868 75000 10595 1358 11953 100000 10690 1276 11966 125000 10749 1204 11953 150000 10790 1143 11933 200000 10844 1045 11889 11015 0 11015 с увеличением высоты заданной орбиты сначала возраста¬ ет, а затем несколько падает, стремясь в пределе (при Акр = оо) к параболической скорости. Максимальное значение суммарной скорости имеет место при высоте круговой орбиты, равной примерно 100 тыс. км. Для этого случая суммарная скорость на 8,5% превышает парабо¬ лическую скорость на высоте, соответствующей перигею переходной орбиты (200 км). Здесь мы сталкиваемся с парадоксальным явлением, когда запуск спутника на большую высоту требует меньшей суммарной скорости. При запуске космического аппарата в восточном на¬ правлении скорость, приданная ему ракетой, складыва¬ ется со скоростью поверхности Земли в ее суточном движении. Увеличение скорости за счет вращения Земли зависит от наклонения орбиты и может быть приближенно выраже¬ но формулой: ДУвр = с*>(/? + й0) cos г, (1.44) где R — радиус Земли; ho — высота точки выведения; 69
аз — угловая скорость вращения Земли вокруг своей оси; i — наклонение орбиты. С уменьшением наклонения орбиты AFBp возрастает, достигая для экваториальной орбиты примерно 460 м/сек. Для полярных орбит AFBp равно нулю, а для орбит с на¬ клонением 65°, соответствующих орбитам первых совет¬ ских спутников, составляет около 200 м/сек. Ракеты с двигателями, работающими на жидком хи¬ мическом топливе, в настоящее время получили значи¬ тельное развитие и достигли высокой степени совершен¬ ства. Наряду с этим развитие ядерной техники позволяет рассматривать вопрос о возможности создания в отно¬ сительно недалеком будущем космических ракет с дви¬ гателями, работающими на ядерной энергии. В таких двигателях тепловая энергия, выделяемая в ядерном реакторе того или иного типа, используется для нагрева некоторой рабочей жидкости (водорода, аммиака, воды) с превращением ее в газ высокой температуры, который истекает из сопла, создавая реактивную тягу. Основным преимуществом двигателей такого типа по сравнению с двигателями на химическом топливе является возможность получения более высоких значений скорости истечения реактивной струи (удельной тяги), посколь¬ ку энергия, сообщаемая рабочей жидкости в реакто¬ ре, может значительно [превышать энергию, выделяемую при сгорании самых высокоэффективных химических топлив. Практически значения скорости истечения таких дви¬ гателей будут ограничиваться максимальной температу¬ рой, выдерживаемой материалами реактора и сопла. При этом следует иметь в виду, что путем подбора рабочей жидкости может быть получена большая скорость истечения, чем у двигателей на химическом топливе, при одинаковой температуре в камере двигателя. У двигателей, работающих на ядерной энергии, принципиально имеются большие возможности получения высокой скорости ис¬ течения реактивной струи, чем у двигателей на химичес¬ ком топливе. С точки зрения характеристик движения (протяженно¬ сти активного участка, ускорения при разгоне) ракеты с 70
Рис. 28. Схема ионного двигателя: 1 — емкость с запасом рабочего тела (цезия); 2 — система подачи рабочего тела; 3 — пористая стенка; 4 — система сеток, создаю¬ щих электростатическое поле; б—эмиттер электронов; б—ядер- ная энергетическая установка; 7 — преобразователь двигателями описанного типа не будут существенно от¬ личаться от ракет на химическом топливе. Особым классом космических ракет явятся косми¬ ческие аппараты с так называемыми электрореактивными двигателями. Одна из разновидностей их — это ионные дви¬ гатели, в которых реактивная сила создается за счет отброса потока ионов, разгоняемых при помощи электро¬ статического поля до очень больших скоростей. В ка¬ честве рабочего тела, из которого должен образовываться поток ионизированного газа, предполагается использовать элементы, легко поддающиеся ионизации, например,цезий или натрий. Энергия, необходимая для разгона ионизиро¬ ванного газа, может быть получена от ядерной энергети¬ ческой установки — своего рода атомной электростанции, размещенной в космическом аппарате. Принципиальная схема ионного двигателя показана на рис. 28. Рабочее тело размещается в баке 2, откуда оно подается соответствующей системой к двигателю. Поступающее в двигатель рабочее тело после нагрева до высокой температуры и прохождения через пористую стенку 3 превращается в ионизированный газ, который затем разгоняется в электростатическом поле, созда¬ ваемом системой сеток. 4. Чтобы избежать образования 71
Рис. 29. Схема разгона космического аппарата с ионным двигателем пространственного заряда, препятствующего дальней¬ шему истечению, ионный поток после разгона должен быть нейтрализован. Для этой цели служит эмиттер элек¬ тронов 5. Питание двигателя осуществляется от ядер- ной энергетической установки 6 через преобразователь 7. Принципиальной особенностью аппаратов с электроре- активными двигателями, резко отличающей их от ракет дру¬ гих типов, является чрезвычайно высокая скорость истече¬ ния реактивной струи (до 100—200 км1сек) и весьма малая величина силы тяги и ускорения на активном участке (по¬ рядка 10_3 м/сек2). Невозможность получить большие значения тяги элек- трореактивных двигателей объясняется тем, что при высо¬ кой скорости истечения мощность, необходимая для созда¬ ния реактивной струи большой тяги, оказывается чрез- мерцо большой. Так, для получения тяги 1 т при скорости 72
истечения 100 км1сек необходима мощность около миллио¬ на киловатт. Поэтому если ракеты на химическом топливе, имею¬ щие тягу двигателя больше начального веса, способны самостоятельно взлетать с поверхности Земли и других планет, то космические аппараты с электрореактивными двигателями принципиально лишены такой возможности. Они должны начинать свой полет с орбит искусственных спутников Земли или планет. При этом траектория их движения вначалепредставляет медленно развертывающую¬ ся спираль (рис. 29). Продолжительность работы дви¬ гателей у таких аппаратов, в связи с медленным набором скорости, будет исчисляться многими неделями. Основным преимуществом космических аппаратов с электрореактивными двигателями является более благопри¬ ятное отношение веса полезного груза к начальному весу ап¬ парата по сравнению с космическими ракетами других типов. Поэтому имеются все основания считать, что в будущем аппараты этого типа станут основным средст¬ вом, обеспечивающим перелеты между орбитами искус¬ ственных спутников планет. Проблема спуска на поверхность Земли и планет Осуществление спуска космического аппарата на по¬ верхность Земли и планет является одной из сложнейших проблем, связанных с межпланетными полетами. Движе¬ ние любого космического аппарата относительно Земли или другого небесного тела происходит со скоростью, равной или большей первой космической скорости. При спуске эта относительная скорость должна быть тем или иным способом снижена до нуля в момент посадки. В настоящее время практически осуществимы два принци¬ пиально отличных способа торможения космических ап¬ паратов при спуске. Первый из них основан на использо¬ вании реактивной силы, второй — на использовании аэро¬ динамических сил, возникающих при движении косми¬ ческого аппарата в атмосфере. Для реализации первого способа спуска космический аппарат (или его спускаемая часть) должен быть снабжен 73
двигательной установкой и запасом топлива, обеспечиваю¬ щими торможение аппарата. Характеристическая скорость его при этом должна равняться сумме скорости движения относительно поверх¬ ности планеты в начале спуска и приращения скорости, вызванного влиянием силы тяготения на участке спуска: tu Vu= Vo + sin Mt. (1.45) Примерные значения характеристической скорости при использовании двигателей на химическом топливе для спуска на поверхность Земли, Луны и некоторых планет даны в табл. 20. В этой же таблице приведены отноше- Таблица 20 Характеристическая скорость и относительный вес полезного груза при спуске с использованием реактивной силы Земля Луна Венера Марс Юпитер ^Сатурн Спуск с параболической орбиты Характеристическая скорость, км/сек ... 13,0 2,5 12,0 5,8 68,5 Относительный вес по¬ лезного груза, % ... 1,5 30 1,8 14,3 ~0 Спуск с круговой орбиты Характеристическая скорость, км/сек... 8,1 1,5 7,4 3,4 46,0 Относительный Беспо¬ лезного груза, %... 6,7 61 8,5 32 0,00001 ния веса полезного груза к начальному весу аппарата (в предположении, что он имеет оптимальное число ступеней, относительный вес конструкции а =0,1 и ско¬ рость истечения реактивной струи с = 4000 м/сек). При этом рассмотрены два случая: спуск с параболической орбиты и спуск с круговой орбиты, расположенной на высоте 1000 км над поверхностью планеты. Из таблицы видно, что при использовании наиболее эффективных химических топлив относительный вес по- 74
лезного груза может составлять: при спуске на Луну — до 30—60%, на Марс —до 15—30%, на Землю и Вене¬ ру — менее 10%. При спуске на Юпитер и Сатурн вес полезного груза практически равен нулю. Такой результат вполне естествен, поскольку задача торможения аппарата, движущегося с космической скоростью, с энергетической точки зрения равноценна задаче придания ему такой же скорости. Однако, несмотря на указанный недостаток описан¬ ного способа спуска, он является единственно возможным при посадке на небесные тела, лишенные достаточно плот¬ ной атмосферы, и, в частности, при посадке на Луну. При наличии атмосферы у небесного тела может быть использован второй способ спуска — торможение косми¬ ческого аппарата аэродинамическими силами. Как будет показано ниже, осуществление такого спуска наиболее благоприятно при условии, что космический аппарат пред¬ варительно превращен в искусственный спутник, движу¬ щийся по достаточно низкой орбите, близкой к круговой. При спуске с аэродинамическим торможением следу¬ ет рассмотреть два основных случая: а) на космический аппарат практически действует толь¬ ко сила сопротивления, и движение его в связи с этим происходит по баллистической траектории; б) на космический аппарат, помимо силы сопротив¬ ления, действует подъемная аэродинамическая сила и он движется по траектории планирования. В первом случае космический аппарат, или его спус¬ каемая часть, может представлять осесимметричное тело, движущееся с нулевым углом атаки. Во втором — он дол¬ жен иметь несущие поверхности. Рассмотрим сначала первый, простейший, случай. Сила сопротивления, действующая на тело, движущееся в атмосфере с большой скоростью, определяется формулой: R = CXSм^\ (1.46) где Сх— коэффициент сопротивления; 5М — площадь миделя аппарата; р — плотность атмосферы на данной высоте; V — скорость движения аппаюата, 75
Соответственно, перегрузка равняется R a~G~ G/S (1.47) где G/SM — нагрузка на мидель. Величина силы сопротивления, действующей на косми¬ ческий аппарат диаметром 1 м, в зависимости от высоты и скорости его движения приведена в табл. 21. Таблица 21 Сила сопротивления в зависимости от высоты и скорости движения, ш Высота, км Скорость, м/сек 20 30 40 50 60 80 1000 4,14 0,89 0,18 0,045 0,015 0,002 2000 16,55 3,54 0,70 0,18 0,06 0,006 3000 37,23 7,97 1,52 0,40 0,14 0,015 4000 66,20 14,15 2,79 0,71 0,25 0,027 5000 103,4 22,12 4,36 1,11 0,38 0,042 6000 148,9 31,85 6,28 1,60 0,55 0,061 7000 202,7 43,36 8,55 2,18 0,75 0,083 8000 264,8 56,63 11,16 2,85 0,97 0,108 Как видно из приведенных данных, сила сопротивле¬ ния, а следовательно и перегрузка, действующая на кос¬ мический аппарат, может достигать весьма больших зна¬ чений, если движение аппарата со скоростью, близкой к космической, происходит на малых высотах. Следователь¬ но, движение космического аппарата в атмосфере должно происходить по такой траектории, на которой обеспечи¬ вается постепенное снижение скорости его движения по мере уменьшения-высоты. Такому требованию удовлетворяют траектории, полу¬ чающиеся при малых отрицательных углах наклона век¬ тора скорости к горизонту при входе в плотные слои ат¬ мосферы, на высотах 80—100 км. В табл. 22 приведены расчетные данные, характеризующие возрастание величи¬ ны максимальной перегрузки, действующей на косми¬ ческий аппарат, в зависимости от увеличения угла входа в плотные слои атмосферы Фвх. 76
Как видно из таблицы, увели¬ чение угла входа в плотные слои атмосферы с нуля до 5° приводит к возрастанию максимального зна¬ чения перегрузки вдвое, а до 10° — примерно в четыре раза. При пологих траекториях спуска мак¬ симальное значение перегрузки составляет около 8—10. Расчеты показывают, что величина пере¬ грузки мало зависит от нагрузки на мидель и коэффициента сопро¬ тивления космического аппарата. В то же время значения этих па¬ раметров влияют на скорость ап¬ парата в конце участка спуска, перед его приземлением. Величина этой скорости при спуске по поло¬ гим траекториям близка к скорос¬ ти свободного падения аппарата в атмосфере и составляет несколько сот метров в секунду. Одновременно с воздействием на космический аппарат аэродинамических сил имеет место его интенсивный аэро¬ динамический нагрев. Кинетическая энергия, которой об¬ ладал аппарат при входе в атмосферу, превращается в тепловую, вызывая повышение теплосодержания и темпе¬ ратуры потока воздуха, омывающего космический аппа¬ рат. Представление о величине этой энергии можно получить из следующих цифр. Кинетическая энергия, при¬ ходящаяся на 1 кг веса искусственного спутника, движу¬ щегося на высоте нескольких сот километров, соответст¬ вует тепловой энергии примерно 2,8 -105 ккал/кг. Если предположить, что все это тепло передается космиче¬ скому аппарату, то его с избытком хватит, чтобы пол¬ ностью разрушить аппарат при любой его конструкции. Поэтому основная задача при осуществлении аэроди¬ намического торможения космического аппарата заклю¬ чается в рассеянии возможно большей части тепловой энергии в окружающую атмосферу с тем, чтобы сам ап¬ парат поглощал минимальную часть выделяемого тепла. Картина аэродинамического нагрева космического ап¬ парата в атмосфере может быть представлена следующим Таблица 22 Возрастание величины максимальной перегруз¬ ки при увеличении угла входа в плотные слои атмосферы Угол входа трае¬ ктории в плот¬ ные слои атмо¬ сферы, &вх ) Отношение пере¬ грузки к перег¬ рузке на траек¬ тории, соответст¬ вующей -&вх о 0 1,0 2,5 ° 1,2 5,0 ° 1,85 7,5 ° 2,9 10° 4,0 77
образом (рис. 30). Перед движущимся аппаратом происходит сжатие газа — возникает так называемый скачок уплотнения. Па¬ раметры газа за скачком резко, изменяются — по¬ вышается его температура и давление, происходит сложный комплекс физи¬ ко-химических превраще¬ ний газа (диссоциация, ио¬ низация и др.). Кроме то¬ го, повышение температу¬ ры газа происходит в так называемом пограничном слое, в котором имеет место торможение набега¬ ющего потока относитель¬ но поверхности аппарата. От нагретого газа, омы¬ вающего аппарат, к его поверхности передается значительное количество тепла. Остальная часть выделя¬ емого тепла уносится нагретым газом и рассеивается в атмосфере. Наибольший тепловой поток поступает к поверхности аппарата вблизи так называемой критической точки К, в которой имеет место полное торможение набегающего потока. Величина тепловых потоков, поступающих к различным участкам поверхности аппарата, зависит от параметров его движения и формы. Тепло, передаваемое космическому аппарату, частично излучается с его по¬ верхности, а частично идет на нагревание его оболочки и передается внутрь. Температура поверхности аппарата при этом может достигать значений, при которых разрушают¬ ся наиболее тугоплавкие материалы. В случае, если она превышает температуру плавления материала оболочки, происходит оплавление, или испарение и унос набегаю¬ щим потоком материала с поверхности аппарата. Тогда часть тепла поглощается процессами плавления и ис¬ парения. Напрабле- ние лолрта Рис. 30. Схема движения косми¬ ческого аппарата в атмосфере: 1 — скачок уплотнения; 2 — погранич¬ ный слой; К — критическая точка 78
Очевидно, что внешняя оболочка космического аппара¬ та, предназначенного для спуска, во избежание его раз¬ рушения должна быть выполнена из материала, обладаю¬ щего максимально возможной температурой разрушения и требующего максимального количества тепла для плавле¬ ния или испарения. Вместе с тем в конструкции должны быть предусмотрены меры тепловой защиты, препятст¬ вующие передаче тепла внутрь космического аппарата, к его оборудованию и экипажу, с тем, чтобы темпе¬ ратура внутри аппарата оставалась в допустимых пре¬ делах. Значения тепловых потоков и температуры поверх ности, а также общее количество тепла, поступающего к аппарату на участке спуска, зависят от характера его траектории, определяемой значением Фц*, и от нагрузки на мидель G/SM. Минимальная интенсивность тепловых потоков и мень¬ шие значения температур имеют место при наиболее поло¬ гих траекториях, т. е. при = 0. -С увеличением угла входа в атмосферу интенсивность тепловых потоков и значения температур значительно возрастают. В случаях, когда космический аппарат не имеет каких- либо специальных устройств, существенно увеличиваю¬ щих его сопротивление (при нагрузке на мидель порядка нескольких сот кг!м2), максимальная температура на его поверхности может превышать температуру разрушения (плавления или испарения) известных в настоящее время материалов, а интенсивность тепловых потоков может достигать десятков тысяч ккал/м2,•сек. Сильный нагрев аппарата объясняется тем обстоятель¬ ством, что в рассматриваемом случае торможение ап¬ парата происходит в основном на относительно малых высотах (40—50 км), где плотность атмосферы уже доста¬ точно велика. Представим теперь, что космический аппарат снабжен специальными устройствами, существенно (в несколько десятков или сот раз) увеличивающими его мидель, а следовательно и сопротивление. Такие устройства можно себе представить, например, в виде парашютов из специальных термостойких мате¬ риалов, принудительно раскрывающихся перед спуском космического аппарата. 79
В этом случае интенсивное торможение аппарата на¬ чинается на больших высотах (70—80 «^), и к моменту снижения скорость его значительно уменьшается. В ре¬ зультате интенсивность тепловых потоков и максималь¬ ные значения температур оказываются значительно мень¬ шими, чем в предыдущем случае. Следует, однако, отме¬ тить, что создание больших тормозящих устройств из термостойких материалов представляется чрезвычайно сложной технической задачей. Рассмотрим теперь второй вариант спуска космиче¬ ского аппарата — с использованием несущих поверхно¬ стей для создания подъемных сил — так называемый пла¬ нирующий спуск. Подъемная сила позволяет в этом случае обеспечить поддержание малого угла между траекторией аппарата и местным горизонтом, т. е. сделать траекторию спуска очень пологой. Вследствие этого торможение аппарата происходит в основном на больших высотах, в разреженных слоях атмосферы, и в течение большого времени. Поэтому интенсивность тепловых потоков, мак¬ симальные значения температуры поверхности и перегруз¬ ки планирующего аппарата оказываются значительно меньшими, чем у аппарата, осуществляющего спуск по баллистической траектории. Для планирующих аппара¬ тов оказывается возможным создать из существующих материалов конструкцию, не подвергающуюся оплавле¬ нию. Кроме того, за счет изменения подъемной силы можно в известных пределах управлять траекторией спуска, обеспечивая приземления в заранее выбранном районе. Таковы основные преимущества планирующего спуска, позволяющие считать, что в будущем планирующие аппа¬ раты явятся основным средством спуска на поверхность Земли и других планет. Необходимо, однако, отметить большие технические трудности, стоящие на пути реализации такого способа спуска. Планирующий аппарат должен обладать аэро¬ динамической формой, обеспечивающей его устойчивость и управляемость в чрезвычайно широком диапазоне ско¬ ростей — от дозвуковых до гиперзвуковых. Конструк¬ ция его должна сохранять работоспособность при нагреве внешней обшивки до температур, близких к 1500—2000°С. Управление аппаратом должно осуществляться специаль¬ 80
/ Рис. 31. Траектория спуска космического аппарата с круговой орбиты: д радиус Земли; /гИр — высота круговой орбиты; С — точка перехода на траекторию спуска; AV — скорость, сообщаемая космическому аппарату для перехода на траекторию спуска; 1 — участок траектории спуска, лежащий вне плотных слоев атмосферы; 2 — атмосферный участок траектории при балли¬ стическом спуске; 3 — атмосферный участок траектории при. планирующем спуске ной автоматической системой. Для осуществления плани¬ рующей посадки с приемлемыми значениями посадочной скорости потребуется введение дополнительных, рас¬ крывающихся перед посадкой, несущих поверхностей. Сопоставление двух рассмотренных выше способов спуска показывает, что отношение веса полезного груза к общему начальному весу космического аппарата при спуске с использованием аэродинамических сил оказы¬ вается значительно более благоприятным, чем при спуске с использованием реактивных сил. Вес средств тепловой защиты, несущих поверхностей и прочих элементов аппа¬ рата, тормозящегося аэродинамическими силами, оказы¬ вается меньше веса топлива, необходимого для торможе¬ ния аппарата реактивным двигателем. В заключение опишем процесс спуска с орбиты ис¬ кусственного спутника (рис. 31). Представим себе, что спуск осуществляется с круговой орбиты, расположен¬ ной на высоте нескольких сот километров над поверх¬ ностью Земли. Для перехода космического аппарата, или его спускаемой части, на траекторию спуска необходимо сообщить ему некоторую скорость AF в направлении, противоположном его движению по орбите. При AF, равной 200—300 м/сек, будет обеспечен угол входа траек¬ тории в плотные слои атмосферы порядка нескольких 6 С. г. Александров, Р. Е. Федоров
градусов. Движение в атмосфере будет происходить пи баллистической траектории 2 или по траектории планиро¬ вания 3. В результате аэродинамического торможения скорость аппарата снижается до нескольких сот метров в секунду. После этого должна быть обеспечена посадка аппарата, для чего скорость его должна быть уменьшена до величины, при которой удар о Землю или воду безопа¬ сен для конструкции аппарата и его экипажа. Для этой цели, помимо планирующей посадки, может быть примене¬ но приземление на парашютах или с помощью тормозных реактивных двигателей. Устройство космических аппаратов. Основные проблемы, связанные с длительным пребыванием их в космическом пространстве Тепловой режим космических аппаратов Для обеспечения нормальной работы бортовой аппара¬ туры и возможности пребывания на космических аппара¬ тах живых существ на них должен поддерживаться впол¬ не определенный и достаточно стабильный температурный режим. В связи с этим особое внимание при создании кос¬ мических аппаратов должно быть обращено на изучение вопросов их теплового режима и разработку мероприя¬ тий, позволяющих осуществлять его регулирование. В тепловом отношении космический аппарат по су¬ ществу является самостоятельным небесным телом, на¬ ходящимся в лучистом теплообмене с окружающим пространством. Главным источником лучистой энергии, поступающей к нему извне, является Солнце. Излучение Солнца приближенно соответствует излучению черного тела, имеющего температуру около 6000° К. Поток солнеч¬ ной энергии характеризуется значением так называемой солнечной постоянной S0 — количеством тепла, поступаю¬ щего в единицу времени на поверхность, равную 1 м2 и перпендикулярную направлению солнечных лучей. За пределами атмосферы солнечная постоянная равна 1200 ккал/м2час. Спектральное распределение энергии солнечного из¬ лучения представлено на рис. 32. Как видно из этого 82
°qz о,з ot5 0,6 q?qgщо ^ t,a 2,5 3,0 Длина волн to, р Рис. 32. Спектральное распределение энергии солнечного излучения рисунка, максимум энергии излучения Солнца лежит в ви¬ димой области спектра — при длине волн 0,45—0,60 [х. Количество тепла, поступающего к космическому аппарату от Солнца, зависит от площади миделя и степе¬ ни черноты поверхности аппарата в области максимума энергии солнечного излучения. Последняя величина определяется коэффициентом поглощения солнечной ра¬ диации As. Искусственные спутники нагреваются Солнцем, когда они находятся над освещенной стороной Земли. Для спутников с небольшой высотой орбиты продолжитель¬ ность этих периодов в большинстве случаев составляет 65—70% от периода обращения по орбите. Однако в не¬ которых случаях орбита может занимать такое положе¬ ние, при котором искусственный спутник в течение не¬ скольких суток непрерывно освещается Солнцем (рис. 33). Вторым основным источником лучистой энергии, по¬ ступающей к спутнику, является Земля. Земля отражает, часть солнечных лучей, что увеличивает общее количест¬ во лучистой энергии Солнца, падающей на спутник. С дру¬ гой стороны, Земля обладает собственным излучением, воздействующим на спутник как на освещенной, так и на теневой ее сторонах. Энергия солнечных лучей, отраженных Землей, харак¬ теризуется альбедо Земли, значение которого составляет примерно 0,4. Поток лучистой энергии, падающий на
спутник за счет от¬ ражения Землей сол¬ нечных лучей, зави¬ сит от положения ор¬ биты по отношению к освещенной части поверхности Земли и от положения спу¬ тника на орбите. Он может достигать 35 — 40% от SQ. Собственное излу¬ чение Земли лежит в инфракрасной об¬ ласти, соответствую¬ щей длинам волн око¬ ло 10 ц. Энергия его характеризуется ве¬ личинами порядка 15% от S0. Некоторое выделение тепла имеет место при движении спутника в верхних слоях атмосферы в результате со¬ ударения молекул воздуха с его поверхностью и возмож¬ ной рекомбинации атомарного кислорода на ней. Однако выделение этого тепла резко падает с увеличением высоты полета спутника и на высоте 300 км составляет менее 1 % от других внешних потоков тепловой энергии, воздейству¬ ющих на спутник. Помимо указанных факторов, на тепловой режим кос¬ мических аппаратов оказывают существенное влияние и внутренние источники тепловой энергии, основным из которых является их аппаратура. Большая часть энергии, потребляемой аппаратурой при ее работе, преобразуется в конечном счете в тепло, выделяемое внутри космического аппарата. Количество выделяемого тепла зависит от мощ¬ ности аппаратуры и режима ее включения по времени. Наряду с поглощением тепла космическим аппаратом, происходит теплоотдача с внешней его поверхности за счет излучения в окружающее пространство. Собствен¬ ное излучение его, как и всякого тела, обладающего срав¬ нительно низкой температурой, лежит в инфракрасной области спектра (длина волн около 10 \х). Количество Рис. 33. Положение орбиты, при кото¬ ром искусственный спутник непрерывно освещен Солнцем 84
излучаемого тепла определяется величиной поверхности аппарата, а также ее излучательной способностью, харак¬ теризуемой коэффициентом собственного излучения в инфракрасной области спектра е. Проанализируем тепловой режим искусственного спут¬ ника, находящегося в космическом пространстве, под воз¬ действием перечисленных факторов. При этом, для наи¬ более ясного представления основных особенностей теп¬ лового режима, в первую очередь рассмотрим два предель¬ ных случая: а) собственная теплоемкость спутника (или той его части, тепловой режим которой рассматривается) настоль¬ ко мала, что практически может быть приравнена к нулю; б) собственная теплоемкость спутника настолько вели¬ ка, что колебания его температуры за счет переменности внешних тепловых воздействий пренебрежимо малы. Кроме того, будем считать, что ориентация орбиты спутника по отношению к Солнцу и освещенной стороне Земли не меняется, внутреннее тепловыделение на спут¬ нике постоянно по времени, а высота орбиты достаточно велика, чтобы пренебречь влиянием физических процес¬ сов в верхних слоях атмосферы. Рассмотрение указанных случаев представляет ин¬ терес потому, что в каждом из них мы имеем дело со ста¬ ционарным тепловым режимом, при котором спутник (или рассматриваемая его часть) принимает некоторую равновесную температуру, определяемую равенством при¬ ходящего к спутнику и отдаваемого им тепла. В первом случае спутник в каждый данный момент имеет некото¬ рое текущее значение равновесной температуры, непре¬ рывно изменяющееся при движении спутника по орбите в соответствии с изменением поступающих к нему тепловых потоков. Во втором случае спутник приобретает некото¬ рое постоянное значение равновесной температуры, опре¬ деляемое среднеинтегральными значениями тепловых по¬ токов за весь оборот спутника по орбите. Следует заметить, что рассмотрение указанных слу¬ чаев представляет не только теоретический, но и практи¬ ческий интерес. Так, если спутник обладает тонкой внеш¬ ней оболочкой, то температура ее может быть весьма близ¬ ка к равновесной для каждого момента времени. Соответ¬ ственно, определение средней равновесной температуры 85
позволяет установить среднее значение температуры, по отношению к которому имеют место ее колебания при движении спутника по орбите. Значение равновесной температуры легко может быть найдено из уравнения теплового баланса, если исходить4 из равенства поглощаемого и излучаемого спутником тепла в единицу времени: ^вн “Ь ^солн^в^м QarpAaFu -f- ^земе^м ^ =c‘&,f• (,'4S> где Qвн — внутреннее тепловыделение на спутнике; QcojirAsFm — количество тепла, поглощаемого спутником за счет прямой солнечной радиации; Q0TVAsFn — количество тепла, поглощаемого спутником за счет солнечной радиации, отраженной от Земли; (^земе^м — количество тепла, поглощаемого спутником за счет собственного излучения Земли; / Т \4 С°(щ) sF—количество тепла, излучаемого спутником; FM — площадь миделя спутника; F — площадь его поверхности; С0 — коэффициент лучеиспускания абсолютно черного тела; Т — температура спутника (по Кельвину); As — коэффициент поглощения солнечной радиа¬ ции; е — коэффициент собственного излучения. В первом из рассматриваемых случаев значения (?Солн> (?отр и (?зем соответствуют своим текущим значениям. Во втором случае, как указано выше, эти величины соответствуют своим среднеинтегральным значениям для данной орбиты. Значения текущей равновесной температуры (первый случай) при нахождении спутника на освещенной сто¬ роне Земли и различной величине коэффициентов As и е приведены на графике рис. 34. На теневой стороне Земли равновесная температура, независимо от значений этих коэффициентов, составляет около —100° С. На рис. 35 и 36 дапы графики средних температур (второй 8G
а" й* а 51 О яЗ Ю Э"0 >» р2 2 Г" > . н *<t* л
случай) в зависимости от значений is и е для спутника, движущегося по орбите, плоскость которой совпадает с направлением на Солнце. Из рассмотрения приведенных данных видно, что тем¬ пература спутника может принимать самые различные зна¬ чения в зависимости от коэффициентов As и е, харак¬ теризующих способность поглощения и излучения по¬ верхности спутника в видимой и инфракрасной областях спектра. Таким образом, первым и обязательным условием для обеспечения на спутнике необходимого теплового режима является придание его поверхности соответствующих зна¬ чений As и е. При этом теплоотдача спутника за счет излучения должна компенсировать теплоподвод за счет внешних и внутренних источников тепла. При увеличении внутреннего тепловыделения на спутнике (например, при возрастании мощности аппаратуры) для поддержа¬ ния неизменного температурного режима должна быть со¬ ответственно увеличена излучающая способность оболочки спутника, т. е. коэффициент е. Из рис. 35 и 36, в частности, можно установить, что при отсутствии внутреннего тепловыделения средняя тем¬ пература оболочки спутника порядка +15° С может быть получена при As = 0,4 и 8 = 0,3 или при А8= 0,8 и е = 0,6. При относительном внутреннем тепловыделении Qbh=5Q ккал!м2 час значения е при тех же As должны быть соответственно увеличены до 0,4 и 0,7. Для получения необходимых значений коэффициентов поглощения солнечной радиации и собственного излуче¬ ния внешнюю поверхность космических аппаратов под¬ вергают специальной обработке. Соответствующей обработкой поверхности можно до¬ биться, чтобы среднее значение температуры оболочки ап¬ парата было несколько ниже того диапазона температур, который желательно поддерживать в нем. В этом случае отвод тепла, выделяемого внутри аппарата, может быть осуществлен за счет передачи его оболочке. Наиболее удобно осуществить отвод этого тепла, ис¬ пользуя в качестве теплоносителя газ, находящийся вну¬ три герметического отсека космического аппарата. Из-за 88
состояния невесомости, в котором находится космиче¬ ский аппарат при движении по орбите, в нем невоз¬ можна свободная конвекция, поэтому заполняющий его газ при отсутствии перемешивания является хорошим теплоизолятором. С другой стороны, создавая принудитель¬ ную циркуляцию газа внутри аппарата, можно сравни¬ тельно легко осуществить передачу значительного коли¬ чества тепла от его приборов к оболочке. Регулируя таким образом тепловое сопротивление между внутренними частями космического аппарата и его внешней оболочкой, в зависимости от температуры, можно обеспечить поддержание в нем достаточно стабиль¬ ного температурного режима. Для осуществления терморегулирования по указан¬ ной схеме необходимо, чтобы основные устройства и ап¬ паратура космического корабля находились в гермети¬ ческом отсеке, содержащем газ под определенным давле¬ нием. Другим средством воздействия на тепловой режим кос¬ мического аппарата может явиться непосредственное ре¬ гулирование количества поглощаемого и отдаваемого им тепла путем изменения соотношения площадей его поверх¬ ности, имеющих различные значения коэффициентов As и е. Для этой цели могут быть применены различные ме¬ ханические устройства (щитки, жалюзи и т.п.). Этот спо¬ соб регулирования теплового режима был предложен К. Э. Циолковским. При движении космического аппарата вдали от Земли и других планет их собственное и отраженное излучения на него не действуют. Интенсивность внешнего потока теп¬ ла, поступающего к космическому аппарату, определяется в этом случае расстоянием его от Солнца. На расстоянии, соответствующем орбите Марса, величина солнечной по¬ стоянной уменьшается примерно в 2,3 раза, на расстоя¬ нии, соответствующем орбите Юпитера, —в 27 раз, ор¬ бите Сатурна — примерно в 100 раз. На расстоянии, со¬ ответствующем орбите Венеры, она возрастает вдвое, а на расстоянии, соответствующем орбите Меркурия, — в 7 раз. Ориентировочные соотношения коэффициентов ^4S и е, обеспечивающие поддержание нормальной темпера¬ туры ( + 15° С) в космическом аппарате сферической фор¬ мы в зависимости от удаления его от Солнца (г), 89
£AS Рис. 37! Соотношения коэффициентов е и А&у обеспечиваю¬ щие поддержание температуры +15° С в космическом аппарате при различном удалении его от Солнца приведены на графике рис. 37. Внутреннее тепловыделение при этом принималось равным нулю. В заключение следует отметить, что приведенные выше соображения и расчеты имеют своей целью лишь проил¬ люстрировать основные закономерности теплового режи¬ ма космических аппаратов и дать представление о спосо¬ бах управления им. Изучение теплового режима реаль¬ ных космических аппаратов является весьма сложной технической задачей. Обычно космические аппараты имеют конструкцию, отдельные элементы которой обладают различной собствен¬ ной теплоемкостью и находятся в определенном тепло¬ вом контакте друг с другом. Вместе с тем тепловые потоки, поступающие извне, и внутреннее тепловыделение, как правило, изменяются по времени в весьма широких пре¬ делах. В связи с этим решение указанной задачи связа¬ но с проведением детального анализа нестационарных ре¬ жимов сложных в тепловом отношении систем в условиях резко меняющихся тепловых воздействий. 90
Герметизация и метеорная опасность В большинстве случаев космические аппараты должны иметь герметические отсеки, заполненные воздухом или другим газом (азотом, гелием). В автоматических аппаратах наличие газообразного наполнителя создает благоприятные условия для функ¬ ционирования их аппаратуры и способствует поддержа¬ нию стабильного внутреннего температурного режима. В космических аппаратах, предназначенных для полетов человека или животных, наличие воздуха с давлением, близким к атмосферному, является совершенно обязатель¬ ным. В связи с этим при создании космических аппаратов возникает задача обеспечения на весьма длительное время надежной и полной их герметичности (или герметичности их отдельных отсеков) в условиях глубокого внешнего вакуума и периодических изменений температурного ре¬ жима оболочки. В ряде случаев решение этой задачи сопряжено со значительными техническими трудностями, тем более, что при создании космического аппарата необходимо обеспечить минимальный вес его конструкции. Особенно важным является обеспечение надежной герметичности для аппарата с людьми, поскольку утечка воздуха из аппарата может оказаться гибельной для его обитателей. Одной из причин, могущих привести к нарушению гер¬ метичности космического аппарата и повреждению его оборудования, является возможное повреждение его обо¬ лочки метеорами. В межпланетном пространстве движется большое ко¬ личество твердых тел самых различных размеров —ме¬ теоров. При этом количество метеорных тел в единице объема космического пространства возрастает с умень¬ шением их размеров. Следовательно, вероятность встречи космического аппарата с малыми метеорными телами не¬ измеримо больше, чем опасность встречи его с метеорами крупных размеров. Для оценки метеорной опасности прежде всего необ¬ ходимо выяснить, какова вероятность встречи космиче¬ ского аппарата с метеорными телами того или иного раз¬ мера. 91
К настоящему времени основные данные о количестве метеорного вещества в межпланетном пространстве и о распределении метеоров по массам получены главным об¬ разом из наблюдений за метеорами, попадающими в зем¬ ную атмосферу. На основании обработки многочисленных наблюдений установлено, что количество метеоров того или иного размера в единице объема космического про¬ странства примерно обратно пропорционально квадра¬ ту их массы. По имеющимся в литературе оценкам, за¬ висимость числа метеорных частиц от их массы может быть представлена в виде: 5 ■ 10-25 1 ,л /п\ Пш ~ мз см3 ’ (1.49) где пм— число частиц, имеющих массу М, в единице объе¬ ма (масса — в граммах). При этом следует заметить, что данная оценка числа метеорных частиц является максимальной из известных в настоящее время. Тогда число частиц, имеющих массу, равную или боль¬ шую М, в единице объема будет равно: со (1.50) м Вероятность встречи космического аппарата с метеора¬ ми, имеющими массу, равную или большую М, можно оценить следующей формулой: 1 т— V F N ’ (1.51) ср 1 м 1 м где т — среднее время между двумя встречами с метеора¬ ми, имеющими массу, большую или равную М\ Fu—площадь проекции космического аппарата (его средний мидель); ^ср — средняя скорость метеоров (30—50 км!сек). Результаты расчетов по этой формуле для космиче¬ ского аппарата, имеющего мидель 1 м2, приведены в табл. 23. Приведенные данные характеризуют вероятность встре¬ чи космического аппарата с так называемыми споради¬ ческими (появляющимися случайно, время от времени) 92
метеорами. Помимо спорадических метеоров, орбиту Земли периоди¬ чески пересекают метеорные пото¬ ки, закономерно движущиеся по своим орбитам вокруг Солнца. При пересечении Землей мете¬ орного потока вероятность попа¬ дания метеоров в космический аппарат возрастает. Однако движе¬ ние метеорных потоков к настоя¬ щему времени достаточно хорошо изучено, что позволяет зара¬ нее прогнозировать периоды макси¬ мумов метеорной интенсивности. Вторым основным вопросом при оценке метеорной опасности яв¬ ляется выяснение пробивной силы метеорных частиц раз¬ личных размеров. Решение этого вопроса путем постанов¬ ки прямых экспериментов в земных условиях до настоя¬ щего времени не представлялось возможным, ввиду чрез¬ вычайно больших скоростей движения метеорных частиц (до 50—70 км/сек). Некоторые теоретические исследования вопроса о пробивном действии метеоров позволяют предполагать, что метеоры способны пробивать металлические оболоч¬ ки, имеющие толщину, равную 8—20 диаметрам метеор¬ ных частиц, при условии, что плотность их соответствует плотности каменных или железных метеоритов, достига¬ ющих поверхности Земли. Если исходить из приведенных выше данных, то мож¬ но прийти к выводу, что для малых космических аппаратов метеорная опасность невелика. Так, для аппарата, имею¬ щего диаметр 0,5 м и толщину оболочки 1 мм, среднее время между встречами с метеорами,способными пробить его оболочку, составит не менее чем несколько лет. Однако при увеличении размеров аппарата вероятность пробития его оболочки повышается пропорционально возрастанию площади его миделя. Например, для спутника-станции, имеющего площадь миделя в несколько сот квадратных метров, можно ожидать, что пробитие его оболочки будет происходить в среднем раз в несколько недель. Поэтому для больших искусственных спутников и космических кораблей Таблица 23 Возможность встречи космического аппарата с метеорами Масса ме¬ теорных частиц, г Среднее время между двумя встречами с метеорами МО-10 1 -10“8 МО-6 1.10-4 1.5 часа 6 суток 1.6 года 160 лет 93
может потребоваться разработка ряда мероприятий по обеспечению их герметичности и защите людей и аппа¬ ратуры от метеорных частиц. В заключение необходимо отметить, что приведенные выше оценки метеорной опасности являются сугубо ори¬ ентировочными. Детальное исследование вопросов ме¬ теорной опасности и практическое решение проблемы борьбы с ней могут быть осуществлены лишь путем поста¬ новки прямых опытов и измерений непосредственно на искусственных спутниках и космических ракетах. Бортовая аппаратура. Передача информации. Измерение параметров двио/сения Для проведения научных исследований космические аппараты снабжаются различными видами научной и из¬ мерительной аппаратуры, а также рядом дополнительных устройств и систем. К ним относятся: 1. Собственно научная аппаратура —приборы, не¬ посредственно производящие научные измерения или обе¬ спечивающие постановку соответствующих эксперимен¬ тов в верхних слоях атмосферы и космическом простран¬ стве. 2. Радиотелеметрическая аппаратура, осуществляющая передачу результатов научных измерений на Землю. 3. Радиоаппаратура, позволяющая производить радио¬ наблюдения за космическим аппаратом и измерять пара'» метры его движения. 4. Устройства и аппаратура, обеспечивающие управ¬ ление всеми бортовыми системами космического аппарата. 5. Устройства для создания условий, необходимых для нормального функционирования бортовой аппаратуры. 6. Источники электропитания бортовой аппаратуры. Вся бортовая аппаратура должна быть рассчитана на работу в условиях невесомости и выдерживать значитель¬ ные ускорения, имеющие место при выведении космиче¬ ского аппарата на орбиту. Одним из основных требований к этой аппаратуре является ее малый вес и габариты, а также минимальное потребление ею электроэнергии. Вме¬ сте с тем она должна отличаться высокой надежностью при длительной работе. 94
Это обусловливает использование при разработке бор¬ товой аппаратуры космических аппаратов ряда новейших достижений современной науки и техники. В частности, в их аппаратуре находят самое широкое применение различ¬ ные полупроводниковые приборы, заменяющие собой элек¬ тронные лампы и некоторые другие радиотехнические элементы. Полупроводниковые приборы обладают рядом существенных преимуществ. Одним из них является их огромный срок службы, достигающий десятков тысяч ча1 сов, в то время как обычные радиолампы способны рабо¬ тать не более 500—1000 часов. Другим их преимуществом являются малые габариты и крайне малое потребле¬ ние энергии. Использование полупроводниковых диодов и триодов в сочетании с современными малогабаритными радиодеталями позволяет создавать чрезвычайно легкую, компактную, надежную и экономичную бортовую аппа¬ ратуру. Состав научной аппаратуры космического аппарата определяется программой проводимых на нем научных исследований. Обычно каждый из научных приборов состоит из двух основных частей: чувствительного элемента (датчика), непосредственно осуществляющего измерение той или иной физической величины, и усилительно-преобразовательного электронного устройства, усиливающего сигналы датчи¬ ка и преобразующего их в форму, удобную для передачи на Землю. Датчики научной аппаратуры весьма разнообразны. Тип каждого из датчиков, его конструкция, а также раз¬ мещение определяются характером физической величи¬ ны, для измерения которой он служит. Некоторые из датчиков должны размещаться вне герметической кабины и иметь непосредственный контакт с окружающим пространством. К ним относятся мано¬ метры, осуществляющие измерение давления в верхних слоях атмосферы, фотоумножители аппаратуры для изу¬ чения коротковолнового и корпускулярного излучений Солнца, ловушки заряженных частиц, датчики, регист¬ рирующие удары метеорных частиц, и т. д. Другие датчики — счетчики для измерения косми¬ ческих лучей, магнитометры и т. д.— в большинстве случаев могут быть помещены внутри самого аппарата. 95
Усилительно-преобразовательные устройства научных приборов также весьма разнообразны по своей схе¬ ме и назначению. В простейшем случае’ —это усилитель, обеспечивающий подачу на вход телеметрической сис¬ темы напряжения, пропорционального измеряемой ве¬ личине. В некоторых случаях — это весьма сложные электронные устройства, имеющие в своем составе раз¬ личные счетные и логические схемы, следящие системы, преобразователи формы импульсов, дискриминаторы, раз¬ личающие сигналы по их амплитудам, и т. д. Электронные устройства научных приборов обычно осуществляют также выработку различных переменных напряжений, необходимых для работы датчиков. Передача результатов научных измерений с косми ческого аппарата на Землю производится с помощью ра- диотелеметрических систем г. Радиотелеметрические сис • темы в настоящее время широко применяются при испы¬ таниях самолетов, при высотных запусках ракет с науч¬ ной аппаратурой и в ряде других случаев, когда бывает необходимо передавать результаты измерений на боль¬ шие расстояния. Радиотелеметрическая система включает в себя бор¬ товую аппаратуру, размещаемую на космическом аппара¬ те, а также одну или несколько наземных приемных стан¬ ций. Бортовая телеметрическая аппаратура осуществляет преобразование измеряемых величин в радиосигналы оп¬ ределенного вида, излучаемые затем радиопередатчиком телеметрической системы. Наземные станции производят прием этих сигналов и преобразуют их в форму, удобную* для регистрации. Существуют различные способы формирования теле¬ метрических сигналов. Один из них заключается в гене¬ рировании некоторой частоты (так называемой поднесу- щей), которой затем модулируется основная, несущая частота радиопередатчика. При этом поднесущая частота изменяется в зависимости от напряжения, поступающего на вход телеметрической системы, т. е. в зависимости от измеряемой величины. Например, поднесущая часто¬ та может быть пропорциональна измеряемой величине. 1 Радиотелеметрия —передача по радио данных измерений фи¬ зических и электрических величин. 96
Рис. 38. Схема формирования телеметрических сигналов: а — частотная модуляция; б — широтно-импульсная модуляция; в — время-импульсная модуляция; г — кодово-импульсная модуляция С. Г. Александров, Р. Е. Федоров
Такой способ формировайия телеметрических сигналов но¬ сит название частотной модуляции (рис. 38, а). После приема радиосигналов наземной станцией про¬ изводится выделение поднесущей частоты и измерение ее. В результате на выходе соответствующего блока назем¬ ной станции вырабатывается напряжение, пропорциональ¬ ное измеряемой величине. Другой способ формирования телеметрических сиг¬ налов, называемый широтно-импульсной модуляцией, за¬ ключается в последовательной передаче по радиоканалу импульсов, длительность (ширина) которых пропорцио¬ нальна измеряемой величине в некоторые моменты вре¬ мени (рис. 38, б). В этом случае измеряемая величина передается не непрерывное отдельными дискретными зна¬ чениями, которые соответствуют моментам «опроса» теле¬ метрической системой данного прибора. Следует, одна¬ ко, отметить, что частота опросов в современных радио- телеметрических системах обычно достаточно велика. Аналогична широтно-импульсной так называемая вре- мя-импульсная модуляция, при которой в зависимости от значения измеряемой величины меняется промежуток времени между передачей опорного и измерительного импульсов (рис. 38, в). При широтно-импульсной и время-импульсной моду¬ ляциях после приема радиосигналов наземной станцией производится измерение длительности принимаемых им¬ пульсов или промежутков времени между ними, в ре¬ зультате чего вырабатывается напряжение, пропорцио¬ нальное измеряемой величине. Известны и другие виды формирования телеметриче¬ ских сигналов, например кодово-импульсная модуляция с двоичным кодом. В этом случае отдельные значения из¬ меряемой величины преобразуются в двоичные числа и передаются в виде групп импульсов, в которых импульсы обозначают единицы, а отсутствие импульсов — нули (рис. 38, г). Современные радиотелеметрические системы обеспе¬ чивают одновременную передачу большого числа изме¬ ряемых величин. В таких системах, называемых много¬ канальными, специальным коммутирующим устройством производится поочередное подключение ко входу систе¬ мы ряда научных приборов и датчиков. Частота подклю¬ 98
чений (частота «опроса») может составлять от нескольких раз до нескольких сот раз в секунду. При малых скоростях опроса обычно используются механические коммутаторы. . Механический коммутатор представляет собой диск из изоляционного материала, по периферии которого установлен ряд контактов — ламе¬ лей. В центре диска имеется ось, на которой с помощью специального электродвигателя вращается щетка, пооче¬ редно касающаяся отдельных ламелей. Таким образом, в каждый момент времени с одной из ламелей снимается напряжение, пропорциональное измеряемой величине прибора или датчика, подключенного к ней. Напряже¬ ние, снимаемое с ламели, поступает в блок формирова¬ ния, в котором оно преобразуется в телеметрические сиг¬ налы одним из вышеописанных способов. Наряду с механическими коммутаторами, в телемет¬ рических системах широко используются так называемые электронные коммутаторы, обладающие рядом преиму¬ ществ при больших частотах опроса (несколько сот раз в секунду). В наземных телеметрических станциях также имеют¬ ся коммутирующие устройства, работающие синхронно с бортовым коммутатором. В результате телеметрические сигналы, передаваемые по одному общему радиоканалу, после их приема и усиления направляются по нескольким измерительным каналам, что создает возможность раз¬ дельной регистрации измеряемых величин, которая про¬ изводится на фотографической бумаге или пленке, по¬ добно тому, как это делается в обычных осциллографах. Синхронизация бортовых и наземных коммутирующих устройств производится специальными синхронизирую¬ щими импульсами, также передаваемыми по радиоканалу телеметрической системы. Форма телеметрических сигналов, передаваемых мно¬ гоканальной системой при широтно-импульсной модуля¬ ции, показана на рис. 39. На рис. 40 приведена общая схема радиотелеметриче- ской системы. Радиотелеметрические системы, предназначенные для космических аппаратов, отличаются большим временем работы. Телеметрические системы спутников в большин¬ стве случаев должны быть снабжены так называемыми 99
t Рис. 39. Форма телеметрических сигналов, передаваемых многоканальной системой при широтно-импульсной модуляции: ивх — передаваемые величины; ивых — регистрируемые величины
НаземнЬш пункт Рис. 40. Схема радиотелеметрической системы запоминающими устройствами, которые фиксируют ре¬ зультаты измерений в той или иной форме, например, в виде записи на магнитную ленту, в течение всего време¬ ни движения спутника по орбите. При очередном про¬ лете спутника над наземными станциями производится передача информации с увеличенной скоростью. Исполь¬ зование в составе телеметрической системы запоминаю¬ щего устройства позволяет проводить научные измере¬ ния непрерывно в течение длительного времени с охватом всех районов земного шара, над которыми пролетает спутник. Чрезвычайно важной задачей при осуществлении по¬ летов космических аппаратов является измерение харак- 101
теристик движения космического аппарата (координат и составляющих вектора скорости) в различные моменты времени. На основании этих данных производится оп¬ ределение орбиты космического аппарата и прогнози¬ рование его движения, необходимое для выдачи целеука¬ заний наземным наблюдательным пунктам. Измерение координат космического аппарата может осуществляться различными методами, основанными на использовании принципа равносильной зоны, эффекта Допплера, принципов пассивной или активной радиоло¬ кации и т.д. Некоторые из этих методов требуют наличия весьма сложного наземного оборудования. Другие отно¬ сительно просты и в отдельных случаях могут быть реа¬ лизованы радиолюбителями. Эффект Допплера заключается в том, что при отно¬ сительном сближении (или удалении) радиопередатчика и приемника частота сигнала, принимаемого приемни¬ ком, отличается от частоты сигнала, излучаемого передат¬ чиком, на некоторую величину, пропорциональную ско¬ рости сближения (или удаления): А / = £, (1.52) где v—скорость изменения расстояния между передат¬ чиком и приемником; X — длина волны, на которой работает радиопередат¬ чик. При сближении частота принимаемого сигнала боль¬ ше, а при удалении меньше частоты излучаемого сигнала. Изложим один из методов определения координат ис¬ кусственных спутников, основанный на эффекте Допплера. На спутнике устанавливается радиопередатчик, работа¬ ющий в режиме непрерывного излучения или излучающий достаточно длительные импульсы. Наземные измеритель¬ ные пункты снабжаются чувствительными приемниками и устройствами для измерения частоты принимаемых сигналов. Характер движения спутника по отношению к некото¬ рому пункту показан на рис. 41. Вначале, когда спут¬ ник удален от наземного пункта (точка Ах), скорость из¬ менения расстояния между ними максимальна и практи¬ чески совпадает со скоростью движения спутника. Затем, 102
Рис. 41. Схема движения спутника по отношению к наземному пункту: О —^наземный пункт; р — удаление наземного пункта от плоскости орбиты; Л — положение спутника в различные моменты времени по мере приближения спутника, угол между направле¬ нием его движения и линией АО (спутник — наземный пункт) увеличивается. В связи с этим скорость сближе¬ ния начинает падать. В тот момент, когда спутник про¬ ходит на кратчайшем расстоянии от наземного пункта (точка А2), скорость их сближения становится равной нулю, поскольку угол между направлением движения спутника и линией АО в этот момент составляет 90°. В дальнейшем происходит удаление спутника от назем¬ ного пункта, причем скорость удаления постепенно повы¬ шается, приближаясь к скорости движения спутника (точ¬ ка А3). График скорости изменения расстояния между спутником и наземным пунктом (по времени) для различ¬ ных удалений наземного пункта от плоскости орбиты р представлен на рис. 42. Из формулы (1.52) видно, что изменение частоты принт' маемого сигнала пропорционально скорости изменения расстояния между передатчиком и приемником. Поэтому график изменения частоты принимаемого радиосигнала по времени (рис. 43) по своему характеру совершенно ана¬ логичен графику рис. 42. Чем ближе пролетает спутник по отношению к наземному пункту, тем быстрее изменя¬ ется частота принимаемого сигнала от максимального значения до минимального. Регистрируя частоту принимаемого радиосигнала, мож¬ но с достаточно большой точностью установить момент прохождения спутника на минимальном расстоянии от 103
Ckopocmb Ckopocmb удаления Рис. 42. Скорость изменения расстояния между спутником и наземным пунктом Чои/пита Рис. 43. Изменение частоты принимаемого радиосигнала по времени
Рис. 44. Схема равносигнальной зоны, образуемой двумя антеннами: А и В — приемные антенны; а и b — интенсивности прини¬ маемых сигналов в различные моменты времени; а — угол'между максимумами диаграмм направленности наземного пункта, соответствующий точке Аг на рис. 41. Зная моменты прохождения спутника на минимальном расстоянии по отношению к нескольким-наземным пунк¬ там, представляется возможным вычислить основные па¬ раметры его орбиты. Метод равносигнальной зоны основан на использова¬ нии для приема радиосигналов спутника двух антенн, расположенных в одном наземном пункте, но имеющих сдвинутые друг относительно друга на некоторый угол а максимумы диаграмм направленности (рис. 44). При нахождении спутника в точке 1 сигналы, прини¬ маемые антенной А, по интенсивности больше сигналов, принимаемых антенной В (аг Ьг). В момент пролета спутником точки 2 интенсивность сигналов, принимае¬ мых обеими антеннами, одинакова (а2 = Ь2). В дальней¬ шем (точка 3) сигналы, принимаемые антенной В, начи¬ нают превышать по интенсивности сигналы, принимаемые антенной А (а3 < Ь3). 105
Рис. 45. Схема равносигнальной зоны, образуе¬ мой сканированием диаграммы направленности антенны Сравнивая уровни сигналов, принимаемых обеими ан¬ теннами, можно определить момент пролета спутника через плоскость, соответствующую направлению оси равносиг¬ нальной зоны. Равносигнальная зона может быть получена и при ис¬ пользовании одной антенны, диаграмма направленности которой периодически меняет свое положение в простран¬ стве (так называемое сканирование — рис. 45). На этом принципе осуществляется измерение угловых координат большинством современных радиолокаторов. Простейшая пеленгационная приставка к радиоприем¬ нику для измерения угловых координат спутника мето¬ дом равносигнальной зоны может быть выполнена квали¬ фицированным радиолюбителем. К числу радиометодов, пригодных для точного опреде¬ ления угловых координат космических аппаратов, отно¬ сится и так называемый фазовый метод. Поясним его сущ¬ ность на простейшем примере (рис. 46). На космическом аппарате устанавливается радиопередатчик, работающий на некоторой частоте X. Прием его сигналов произво¬ дится на две приемные антенны, располженные на рас¬ стоянии а одна от другой. Это расстояние соответствует п длинам волн (а = п X) или разности фаз 360 /г граду¬ сов. Очевидно, что сигналы передатчика будут прихо¬ дить к антенне А и в точку Р одновременно, а второй 106
антенны В они будут до¬ стигать с некоторой задер¬ жкой, зависящей от вели¬ чины отрезка РВ. Вели¬ чину этого отрезка можно определить, сравнивая фа¬ зы сигналов, принятых ан¬ теннами А и В. Действи¬ тельно, пусть разность фаз принимаемых сигна¬ лов составляет ср градусов, что соответствует т = Рис. 46. Схема фазометрической системы: А и В — приемные антенны; а — база длинам волн, которые ук¬ ладываются на отрезке РВ. Тогда РВ = Хт. В то же время отрезок РВ и базовое расстояние а при условии, что расстояние от передатчика до антенн много больше базы, находится в соотношении РВ = a cos а. Следова¬ тельно, РВ Ху cos а = - = 36^ (1.53) Таким образом, по разности фаз принимаемых сигна¬ лов можно определить косинус угла между направлением на передатчик и базовой линией антенн. Имея два комплекта антенн, боковые линии которых взаимно перпендикулярны, можноизмеритьдва направляю¬ щих косинуса, а следовательно, определить направле¬ ние на передатчик в пространстве. Поскольку в фазовых системах для получения высокой точности величина базы выбирается значительно боль¬ шей, чем длина волны, система имеет неоднозначный от¬ счет углов. Так, если измеренная разность фаз составляет 35°, то в действительности разность фаз может составлять 35°, 395° или 360/г + 35°. Для исключения неоднознач¬ ности отсчета в фазовых системах используют дополни¬ тельные антенны, установленные на меньших базах. Описанные методы радиоизмерений позволяют опреде¬ лять угловые координаты космических аппаратов. На¬ ряду с этим во многих случаях для точного определения орбит необходимо измерение дальностей. Особое значе¬ 107
ние измерение дальностей имеет для космических аппа¬ ратов, удаляющихся от Земли на большие расстояния. Объясняется это тем обстоятельством, что при измерении углов линейные погрешности определения координат воз¬ растают пропорционально дальности. Так, при дальности 380 тыс. км (среднее расстояние от Земли до Луны) угло¬ вая погрешность, равная одной минуте, соответствует ошибке в определении координат около 100 км. При по¬ летах к Марсу или Венере, когда космические аппараты могут удаляться от Земли на расстояния порядка 200 млн. км. и более, той же угловой погрешности соответствуют ошибки в координатах, достигающие десятков тысяч ки¬ лометров. В то же время при измерении радиометодами дальности погрешность измерений мало зависит от самой дальности. Методы измерения дальности, применяемые в настоя¬ щее время в радиолокации, основаны на измерении про¬ межутка времени между посылкой радиосигнала изме¬ рительной станцией и приемом ею радиосигнала, отра¬ женного от объекта. Зная этот промежуток времени и скорость распространения радиоволн, можно определить дальность от измерительной станции до объекта по фор¬ муле: D = (1.54) где At — промежуток времени между посылкой и при¬ емом радиосигнала; с — скорость распространения радиоволн. Поскольку мощность отраженного сигнала при малых размерах объекта незначительна, на космических аппа¬ ратах обычно устанавливаются приемо-передатчики (от¬ ветчики), принимающие сигналы наземных измеритель¬ ных станций и излучающие ответные сигналы достаточно большой мощности. Помимо передачи телеметрической информации и из¬ мерения координат, устанавливаемая на космических аппа¬ ратах радиопередающая аппаратура позволяет также изу¬ чать распространение радиоволн в верхних слоях атмо¬ сферы и ионосфере, что имеет большое научное и практи¬ ческое значение. 108
К радиоэлектронной аппаратуре космических аппара¬ тов относятся также телевизионные системы, которые мо¬ гут применяться для передачи на Землю изображений Луны и других планет. Такие системы основаны на принципе сравнительно медленной передачи изображения, полученного фотогра¬ фическим путем, и называются в связи с этим фототе¬ левизионными. Непосредственная передача изображения при большом числе строк разложения и значительном чи¬ сле кадров в секунду, как это имеет место в обычном те¬ левидении, на большие расстояния (миллионы километ¬ ров) при современном состоянии радиотехники неосуще¬ ствима, поскольку она требует очень широкой полосы пропускания радиолинии и соответственно громадных мощностей радиопередающих устройств. Из вышеизложенного видно, насколько важное зна¬ чение имеет развитие радиоэлектроники для осуществле¬ ния космических полетов. Для радиосвязи с космическими аппаратами могут применяться радиосистемы, работающие на различных частотах (длинах воли). Однако диапазон длин волн, ис¬ пользуемых для этой цели, ограничен определенным пре¬ делом, обусловленным свойствами земной атмосферы. Для волн длиннее 20—25 м ионосфера практически не¬ прозрачна. Эти волны целиком отражаются и поглощают¬ ся ионосферными слоями, обладающими высокой электрон¬ ной концентрацией. Выбор рациональных длин волн для радиосвязи с космическими аппаратами определяется многими фак¬ торами — назначением радиосистемы, дальностью ее дей¬ ствия, характером передаваемых сигналов и др. Во мно¬ гих случаях на космических аппаратах устанавливают несколько радиосистем, работающих на различных дли¬ нах волн. Одной из серьезнейших проблем является обеспече¬ ние радиосвязи с космическими аппаратами, удаляющи¬ мися от Земли на большие расстояния. При полетах к Луне дальность радиосвязи должна составлять 400 —500 тыс. км. Полеты к ближайшим планетам — Марсу и Вене¬ ре — связаны с необходимостью осуществления ра¬ диосвязи на сотни миллионов километров, а полеты к 109
Юпитеру и Сатурну — на расстояний порядка тысячи миллионов километров. Рассмотрим, какими факторами определяется даль¬ ность радиосвязи в космическом пространстве. Обязательным условием, обеспечивающим возможность радиоприема, является превышение мощности принима¬ емого сигнала над мощностью шумов на входе приемно¬ го устройства Мощность принимаемого сигнала зависит от мощности передатчика, коэффициента направленности передающей антенны и соотношения эффективной площади приемной антенны к поверхности сферы с радиусом, равным рас¬ стоянию от передатчика до приемника: Рпер G Л'эф t где Рпер— мощность передатчика, G—коэффициент направленности передающей ан¬ тенны; >Sдф — эффективная площадь приемной антенны; L — расстояние между передатчиком и приемником. Шумы в приемном устройстве складываются из шумов космического радиоизлучения и собственных шумов при¬ емника. Мощность их определяется формулой: Р т = сТ пр Д/» где с — постоянная Стефана — Больцмана, Гпр — приведенная температура, характеризующая уро¬ вень собственных шумов приемника и интенсив¬ ность космического радиоизлучения; Д/ —ширина полосы пропускания приемника. Отношение мощности принимаемого сигнала к мощности шумов равно: Рс -Рпер G Sэф Рш АтсЬ2с ТПрД/ (1.56) (1.55) 110
Отсюда можно получить формулу предельной даль¬ ности радиосвязи: Как видно из формулы, основными мероприятиями, позволяющими увеличить дальность связи, помимо по¬ вышения мощности передатчика, которая для бортовых устройств обычно ограничена, могут явиться: приме¬ нение приемных антенн большой эффективной площади; использование передающих антенн высокой направленно¬ сти; применение специальных средств, обеспечивающих снижение собственных шумов приемника (молекулярных и параметрических усилителей, криостатов и т. п.); су¬ жение полосы пропускания приемника, что связано с уменьшением скорости передачи информации. При этом увеличение дальности связи сопряжено с большими трудностями, поскольку она изменяется про¬ порционально корню квадратному от изменения указан¬ ных параметров. Однако расчеты показывают, что, ис¬ пользуя новейшие достижения радиоэлектроники и соз¬ давая наземные антенны достаточно больших размеров, можно будет осуществлять радиосвязь с космическими аппаратами на расстояниях, достигающих сотен и тысяч миллионов километров. Управление аппаратурой автоматических космических аппаратов, ее периодическое включение и выключение производится специальными устройствами по заданной временной программе. Такие программные устройства, в частности, могут быть осуществлены в виде электронных систем, целиком выполненных на полупроводниках, как это сделано, например, на третьем советском искусствен¬ ном спутнике Земли. В некоторых случаях управление аппаратурой может производиться по радиокомандам, передаваемым с Земли. Такой способ управления бор¬ товой аппаратурой имеет особое значение при длитель¬ ном полете космического аппарата, когда предваритель¬ ное задание определенной программы работы его аппара¬ туры не представляется возможным. Из устройств, обеспечивающих создание условий, необходимых для нормального функционирования бор¬ (1.57) ill
товой аппаратуры, необходимо прежде всего отметить системы терморегулирования. Эти системы должны иметь чувствительные элементы, регистрирующие температуру внутри космического аппарата, и исполнительные орга¬ ны, воздействующие тем или иным способом на его теп¬ ловой режим. Способы регулирования теплового режима были изложены в предыдущем разделе. На космических аппаратах, предназначенных для размещения подопытных животных, так же как и на космических аппаратах с людьми, помимо системы тер¬ морегулирования, обязательным является наличие таких устройств, как система регенерации состава воздуха, сис¬ тема вентиляции и т. п. В ряде случаев для проведения тех или иных научных исследований необходимо, чтобы космический аппарат был определенным образом ориентирован по отношению к окружающим небесным телам (Земле, Солнцу или звез¬ дам). Так, для изучения процессов, происходящих на Солн¬ це, требуется, чтобы одна из осей аппарата, соответст¬ вующая направлению установки чувствительных эле¬ ментов научной аппаратуры, была в течение длительного времени ориентирована на Солнце. Определенная ориентация космического аппарата мо¬ жет быть обеспечена соответствующей системой ориен¬ тации. Для иллюстрации принципа работы такой системы на рис. 47 дана схема системы ориентации аппарата на Солн¬ це. Чувствительный элемент системы А, состоящий из нескольких фотоэлементов, измеряет отклонение некото¬ рой оси аппарата х от направления на Солнце. Сигналы с чувствительного элемента, зависящие от величины из¬ меренного отклонения, поступают в усилительно-пре- образующее устройство В, которое вырабатывает необходи¬ мые команды, передаваемые на органы управления В. Органы управления поворачивают космический аппарат относительно его центра масс таким образом, чтобы нап¬ равить ось х па Солнце. Непрерывная работа системы обе¬ спечивает сохранение заданной ориентации аппарата. Такая система обеспечивает одноосную ориентацию космического аппарата. Для полной (трехосной) ориента¬ ции аппарата в пространстве система должна иметь не 112
/ Солнце \ N. Космический аппарат Рис. 47. Схема системы ориентации космического аппарата на Солнце А — чувствительный элемент системы; Б — усилительно-пре- образующсе устройство; Б —органы управления; х — ось ориентации на Солнце менее двух групп чувствительных элементов, направлен¬ ных на два различных небесных тела, например, на две звезды. В качестве органов управления на космическом аппа¬ рате могут быть использованы миниатюрные реактивные двигатели, установленные таким образом, чтобы при включении одного из них создавался момент реактивной силы относительно соответствующей оси аппарата, про¬ ходящей через его центр масс. При помощи системы таких двигателей можно управлять движением аппарата относительно его поперечных и продольных осей. Другим способом является использование специаль¬ ных вращающихся маховиков. Если начать вращать маховик, расположенный на космическом аппарате, то сам аппарат при отсутствии каких-либо внешних воздей¬ ствий начнет вращаться в обратном направлении. При этом угловые скорости вращения и углы поворота аппара¬ та и маховика (в невращающеися системе координат), 8 С. Г. Александров, Р. Е. Федоров и л о
исходя из условия сохранения Кинетического момента сис¬ темы аппарат — маховик, будут обратно пропорциональ¬ ны их моментам инерции. Имея на космическом аппарате три маховика с взаимно-перпендикулярными осями вра¬ щения, можно управлять его движением относительно центра масс. Источники энергии для питания бортовой аппаратуры Одной из технических проблем при создании косми¬ ческих аппаратов является проблема энергопитания. Космические аппараты не имеют возможности снаб¬ жаться энергией с Земли. Поэтому энергия для питания их аппаратуры может быть получена либо путем накоп¬ ления перед пуском достаточно больших ее запасов (на¬ пример, в аккумуляторных батареях), либо путем исполь¬ зования имеющейся в космическом пространстве энергии солнечного излучения. Принципиально можно предста¬ вить себе также применение на космических аппаратах энергетических установок с ядерными реакторами—своего рода малых атомных электростанций. Однако вес таких установок, по-видимому, будет весьма значительным, и они могут быть применены толь¬ ко на достаточно больших кос¬ мических кораблях или спутниках- станциях. Возможности накопления в ак¬ кумуляторах больших запасов энергии, обеспечивающих дли¬ тельную работу бортовой аппа¬ ратуры, весьма ограничены. Лучшие из электрохимических источников энергии, по литера¬ турным данным, характеризуются емкостью не более 0,1 квт-ч на 1 кг веса. Исходя из этой цифры, мож¬ но определить вес источников пи¬ тания на месяц работы бортовой аппаратуры в зависимости от ее средней мощности (табл. 24). U4 Таблица 24 Весовые характеристики источников питания бортовой аппаратуры Средняя мощность аппарату¬ ры, вт Вес источни¬ ков питания на месяц ра¬ боты аппара¬ туры, кг 10 75 20 150 50 375 100 750 200 1500
Из приведенных данных следует, что при использо¬ вании электрохимических источников питания время работы аппаратуры, при сколько-нибудь значитель¬ ной ее мощности, весьма ограничено. Одним из путей реше¬ ния задачи энергопитания бортовой аппаратуры в те¬ чение длительного времени является непосредственное преобразование лучистой энергии Солнца в элек¬ трическую энергию В ПО- -Р-типа; 2 — поверхностный слой — лупроводниковых фото- Кр" N-Tima; J " *-"*ктроды электрических генерато¬ рах, называемых обычно солнечными батареями. Солнечная батарея состоит из большого количества одинаковых элементов, каждый из которых представляет тонкую пластинку, вырезанную из сверхчистого монокри- сталлического кремния. Кремниевые пластинки подвер¬ гаются специальной обработке. Один из способов обработки заключается в образо¬ вании поверхностного слоя кремния так называемого N- типа путем термической диффузии фосфора из газовой фазы. После обработки каждая пластинка состоит из двух областей Р и N, имеющих противоположные механизмы проводимости (рис. 48). При освещении пластинки сол¬ нечными лучами между этими областями возникает раз¬ ность потенциалов. Напряжение, создаваемое отдель¬ ными элементами, составляет примерно 0,5 в. Соответ¬ ствующее соединение элементов позволяет получить не¬ обходимые величины напряжения и силы тока. Отдельные кремниевые пластинки конструктивно объе¬ диняются в секции, собираемые на панелях. Кремниевые солнечные батареи имеют коэффициент пр образования около 10%, что позволяет в условиях космического про¬ странства получить электрическую мощность до 100 вт с 1 м2 поверхности батареи. Направлен ие солнечнЬ/х лучей ш t ш Рис. 48. Схема элемента солнечной батареи: 1 — монокристаллический кремний 8*
Получаемый от солнечной батареи по¬ стоянный ток сравни¬ тельно невысокого напряжения без тру¬ да может быть транс¬ формирован в пере¬ менный или постоян¬ ный ток требуемого напряжения с помо¬ щью специальных преобразователей. В систему энергопита¬ ния космического ап¬ парата, снабженного солнечной батареей, должна быть включе¬ на также так назы¬ ваемая буферная ак¬ кумуляторная бата¬ рея (рис. 49). Буфер¬ ная батарея обеспечивает поддержание энергетического баланса при переменном потреблении энергии бортовой аппаратурой. На искусственных спутниках Земли буфер¬ ная батарея заряжается в периоды, когда спутник освещен Солнцем и осуществляет питание аппаратуры в те перио¬ ды, когда спутник находится в тени Земли. Общая продолжительность работы такой системы прак¬ тически будет определяться лишь сроком исправной ра¬ боты отдельных ее деталей и, в частности, кремниевых элементов, которые с течением времени могут выходить из строя вследствие метеорной эрозии. Преимущества использования на искусственных спут¬ никах солнечных батарей возрастают с увеличением вре¬ мени работы аппаратуры. Так, солнечная батарея пло¬ щадью 1,5 м2, со средней мощностью 100 вт, при времени работы 6 месяцев эквивалентна системе питания с элек¬ трохимическими источниками тока общим весом не менее 4—5 т. Опыт использования солнечных батарей на третьем советском искусственном спутнике Земли подтвердил их высокую эффективность и надежность. При рационально -■г— 3я—1 I L и Л' бортовой аппаратуре Рис. 49. Система энергопитания с сол¬ нечной батареей: 1 — солнечная батарея; 2 — коммутирующее устройство; 3 — буферная аккумуляторная батарея 116
выполненной конструкции метеорная эрозия и перепады температур не представляют опасности для работы сол¬ нечных батарей. Системы энергопитания на основе сол¬ нечных батарей использовались также на советских ав¬ томатических межпланетных станциях. Искусственные спутники и проблема межпланетных полетов Впервые вопрос о возможности посылки космического корабля за пределы земной атмосферы был теоретически решен в начале XX столетия выдающимся русским уче¬ ным К. Э. Циолковским, доказавшим, что средством для космического полета должна быть ракета. К. Э. Циолков¬ ский разработал ряд основных проблем межпланетного полета, первым предложил схему ракеты, работающей на жидком топливе, и научно обосновал возможность полу¬ чения космических скоростей с помощью составных ра¬ кет. Его по праву называют отцом астронавтики. В эпоху, когда К. Э. Циолковский начинал свою дея¬ тельность, в начале XX в., отсутствовали реальные тех¬ нические предпосылки для осуществления полетов в кос¬ мическом пространстве. Однако он глубоко верил в мо¬ гущество человеческого разума. «Человечество не оста¬ нется вечно на Земле, —писал он, —но, в погоне за све¬ том и пространством, сначала робко проникнет за пределы атмосферы, а затем завоюет все околосолнечное прост¬ ранство». В настоящее время мы являемся свидетелями решаю¬ щего шага на пути к осуществлению этой грандиозной задачи. Создание первых искусственных спутников и косми¬ ческих ракет следует расценивать как решающий прак¬ тический шаг на пути к осуществлению межпланетных полетов в силу ряда причин. Во-первых, запуск искусственных спутников и кос¬ мических ракет знаменует собой достижение такого уров¬ ня развития ракетной техники, при котором оказывается возможным получить космические скорости, необходимые для осуществления полетов за пределами земной атмо¬ сферы. 117
Во-вторых, создание по¬ следовательно усовершенст¬ вуемых космических аппара¬ тов позволит исследовать и практически решить все ос¬ новные проблемы, связан¬ ные с длительным пребыва¬ нием межпланетного корабля с людьми в космическом про¬ странстве. Вместе с тем ре¬ шение, например, такой за¬ дачи, как спуск людей и оборудования с искусствен¬ ных спутников явится одно¬ временно решением проблемы возвращения межпланетных путешественников из косми¬ ческого полета. И наконец, в соответствии с современными представле¬ ниями, искуссавенные спут¬ ники Земли и планет необ¬ ходимы в качестве промежу¬ точных станций при осущест¬ влении межпланетных поле¬ тов. Остановимся подробнее на этом вопросе. Анализ пер¬ спектив межпланетных поле¬ тов приводит большинство современных авторов к выво¬ ду о неосуществимости поле¬ тов человека даже на бли¬ жайшие небесные тела (Марс, Венеру) с помощью одной ракеты — космического корабля, стартующего с Земли. Основные трудности осу¬ ществления межпланетных полетов можно проиллюстри¬ ровать на примерах полетов на Луну и Марс. Схема та¬ ких полетов дана на рис. 50. Ориентировочные значения Рис. 50. Схема межпланетного полета: Участки полета: 1а — выведение на орбиту спутника Земли; 16 — отлет с орбиты спутника Земли; Па — переход на орбиту спутника Луны (Марса); 116 — посадка на Луну (Марс); Ша — выведение на орбиту спутника Луны (Марса); Шб — отлет с орбиты спутника Луны (Марса); IV — переход на орбиту спутника Земли И8
скоростей, которые должна развить ракета на отдель¬ ных этапах своего движения, а также значения суммар¬ ной, так называемой характеристической скорости, при¬ ведены в табл. 25. Таблица 25 Скорость движения ракеты при полете на Луну и Марс, км/сек Требуемая скорость Полет Зем¬ ля — Луна — Земля Полет Зем¬ ля — Марс — Земля При отлете с Земли: а) для выведения на орбиту спутни¬ ка Земли 10,0* 10,0* б) для отлета с орбиты спутника Зем¬ ли 3,0 3,4 При посадке на планету: а) для перехода на орбиту спутни¬ ка планеты 0,7 2,0 б) для посадки на поверхность пла¬ неты . • 2,0* 4,5* При отлете с планеты: а) для выведения на орбиту спутни¬ ка планеты 2,0* 4,5* б) для отлета с орбиты спутника пла¬ неты . • 0,7 2,0 При возвращении на Землю 3,0** 3,4** Суммарная характеристическая ско¬ рость '21,4 29,8 * Приведенные значения скорости превышают скорости движения спутников на величину потерь, вызываемых влиянием силы тяжести на участке взлета или посадки. ** Имеется в виду изменения скорости, обеспечивающее переход на круговую орбиту, расположенную на высоте нескольких сот километров над поверхно¬ стью Земли. Дальнейший спуск может быть осуществлен без затраты топли¬ ва за счет использования аэродинамических сил. Из таблицы видно, что характеристическая скорость при полете на Луну составляет более 21 км!сек, а при полете на Марс — около 30 км/с.ек. Анализ возможностей ракетной техники показывает, что при использовании лучших химических топлив, или
известных в настоящее время способов применения ядер- ной энергии ракеты, обладающие указанными характе¬ ристическими скоростями, должны иметь начальный вес, исчисляемый многими тысячами тонн. Создание ракет столь большого веса лежит за преде¬ лами технических возможностей ближайшего будущего. Поэтому осуществление полетов на другие планеты по та¬ кой простейшей схеме, предполагающей старт космиче¬ ского корабля непосредственно с поверхности Земли, по- видимому, не представляется возможным, по крайней мере до тех пор, пока не будут найдены новые способы получения реактивной силы, отличные от применяемых в настоящее время. Однако имеется другая схема осуществления межпла¬ нетных полетов — с использованием искусственных спут¬ ников Земли и планет в качестве промежуточных стан¬ ций. Идея использования искусственных спутников при осуществлении межпланетных полетов была высказана еще К. Э. Циолковским и развита в работах ряда его по¬ следователей. Один из возможных вариантов межпланетного полета представляется в этом случае следующим образом: а) Создается искусственный спутник, движущийся по некоторой орбите вокруг Земли на достаточно большой высоте. Путем последовательных рейсов нескольких ракет осуществляется транспортировка на спутник запасов топ¬ лива и элементов конструкции космического корабля. Сборка космического корабля из отдельных элементов про¬ изводится на орбите спутника. б) Осуществляется перелет с орбиты спутника Земли к планете, являющейся целью путешествия. Космический корабль превращается в искусственный спутник этой планеты. в) С созданного таким образом искусственного спут¬ ника планеты производится полет на ее поверхность с обратным возвращением. Для этого полета используется часть (одна из ступеней) космического корабля. Другая часть его, обеспечивающая в дальнейшем возвращение к Земле, продолжает в течение этого времени двигаться на орбите вокруг планеты. г) Осуществляется перелет с этой орбиты к орбите искусственного спутника Земли. 120
д) Производится спуск пассажиров и необходимого обо рудования с орбиты спутника Земли на ее поверхность. Этот этап полета может быть совершен почти без затраты топлива, в основном за счет использования аэродинами¬ ческих сил. Очевидными преимуществами такой схемы межпланет¬ ного полета является, во-первых, возможность накопле¬ ния на искусственном спутнике Земли значительных зат пасов топлива и материалов для сборки космического корабля достаточно больших размеров и веса. При этом каждая из ракет, осуществляющих транспортировку не¬ обходимых материалов на орбиту искусственного спут¬ ника, может иметь не слишком большой начальный вес (например, порядка нескольких сот тонн). Во-вторых, значительное уменьшение веса той части космического корабля, которая должна обеспечивать посадку кабины с пассажирами на планету, являющуюся целью путешествия, и отлет с нее. При осуществлении полета по первой схеме вес этой части космического ко¬ рабля был бы в несколько раз большим, поскольку в полезную нагрузку, помимо кабины с пассажирами, вклю¬ чался бы и вес тех ступеней ракеты, которые необходимы для последующего возвращения к Земле. И, в-третьих, возможность выбора для космического корабля конструктивной схемы, наиболее приспособленной к условиям полета за пределами атмосферы. В частности, для космического корабля, осуществля¬ ющего перелеты между орбитами искусственных спутни¬ ков (так называемого орбитального корабля), могут быть применены двигатели с тягой, значительно меньшей его веса. Это обстоятельство открывает реальные перспективы использования для орбитальных кораблей электрореак- тивных двигателей, что позволит существенно увели¬ чить вес полезного груза. Для более наглядного выяснения преимуществ осу¬ ществления межпланетных полетов по второй схеме при¬ ведем сравнительные оценки основных характеристик ра¬ кет для рассматриваемых схем полета. С этой целью вос¬ пользуемся формулой (1.43), определяющей зависимость между характеристической скоростью ракеты и отноше¬ нием ее начального веса к весу полезной нагрузки при оптимальном числе ступеней. 121
Допустим, что ско¬ рость истечения реак¬ тивной струи с может достигать 4000-К-5000 м/сек, а относительный вес конструкции а =0,1, что соответствует весьма высокой степени совер¬ шенства конструкции ракеты. Отношение началь¬ ного веса составной ра¬ кеты к весу полезного груза в зависимости от характеристической скорости в этом случае может быть определено по графику, приведен¬ ному на рис. 51. На основании этого графика можно уста¬ новить, что при весе полезного груза (каби¬ ны с пассажирами и не¬ обходимым оборудованием) Gn = 10 m и с = 4000 м/сек стартовый вес ракеты, с помощью которой можно было бы осуществить полет на Луну по первой схеме, должен составлять около 10 000 т. Для полета на Марс при тех же условиях потребовалась бы ракета весом свыше 180000 т. При с = 5000 м/сек стартовые веса составят: для полета на Луну — около 3000 т, для полета на Марс — более 25 000 т. Рассмотрим теперь, какими характеристиками при тех же условиях должны обладать ракеты при осуществле¬ нии полета по второй схеме. Основные характеристики таких ракет, в предположении использования двигателей со скоростью истечения с = 4000 м/сек при относительном ве¬ се конструкции ступеней ракет а=0,1, приведены в табл.26. При этом отношение начального веса ракет, обеспе¬ чивающих получение необходимых скоростей на от¬ дельных этапах полета, к весу их полезного груза также определялось по графику, приведенному на рис. 51. Из 8 I2 W 20 2U 28 32 V^kм/сек Рис. 51. Отношение начального веса ракеты к весу полезного груза в зависимости от характеристической скорости 1-22
Таблица 26 Характеристики ракет для осуществления межпланетных полетов с использованием искусственных спутников Основные характеристики Полет Земля- Луна— Земля Полет Земля- Марс— Земля Ракеты для доставки элементов космического корабля па орбиту искусственного спутника Земли (участок полета 1 а) * характеристическая скорость, км/сек .... 10 10 начальный'вес (суммарный), т 5540 38400 общий вес полезного груза, . т Ракета для перелета на орбиту искусственного спутника планеты (участки полета 16 и Па)* 205 1430 характеристическая скорость, км/сек .... 3,7 5,4 начальный вес, т 205 1430 вес полезного груза, т Ракета для спуска на поверхность планеты и подъема с нее (участки полета И б и III а) * 61 242 характеристическая скорость, км/сек . . 4,0 9,0 начальный вес, т вес полезного груза (кабины с экипажем 37 193 и оборудованием), т Ракета для перелета на орбиту искусственного спутника Земли (участки полета III б и IV) * 10 10 характеристическая скорость, км/сек .... 3,7 5,4 начальный вес, т • . у . . вес полезного груза (кабины с экипажем 34 59 и оборудованием), т * Участки noJUTOu указаны на рис. 50. 10 10 данных табл. 26 видно, что при полетах на Луну и Марс суммарный вес топлива и элементов конструкции при переходе от первой ко второй схеме осуществления полета уменьшается соответственно в 2 и 4,5 раза. При второй схеме первый этап полета может быть реализован путем запуска ряда грузовых ракет весом в несколько сот тонн каждая, в то время как при первой схеме полета необхо¬ 123
димо создание космических кораблей, способных старто¬ вать с поверхности Земли и обладающих начальным весом в тысячи и десятки тысяч тонн. Приведенные данные наглядно показывают преимуще¬ ства, получаемые при использовании искусственных спут¬ ников в межпланетных полетах. Несомненно,что осуществление межпланетных полетов с использованием искусственных спутников потребует ре¬ шения ряда чрезвычайно сложных технических проблем. К таким проблемам в первую очередь относятся: осуще¬ ствление точного выведения большого числа транспорт¬ ных ракет на орбиту спутника-станции, их сближение и сборка космического корабля в межпланетном простран¬ стве, навигация при осуществлении перелетов между орбитами искусственных спутников и др. Однако этот путь является в настоящее время, по-видимому, единственным, открывающим реальные перспективы осуществления меж¬ планетных полетов. Заглядывая в будущее, можно представить основные этапы освоения человеком полетов на другие небесные тела: а) предварительное исследование основных проблем космического полета на автоматических искусственных спутниках Земли. Осуществление космических полетов ракет с автоматически работающей аппаратурой; б) создание искусственных спутников Земли с людьми и постоянно существующих искусственных спутников- станций. Детальная отработка на них всех основных во¬ просов космического полета. Решение проблемы спуска людей и оборудования со спутника на Землю; в) совершение человеком полетов к Луне и ближайшим планетам без посадки на их поверхность; г) переход к межпланетным полетам. Последователь¬ ное изучение отдельных планет солнечной системы путем организации экспедиций на них. Из всего сказанного очевидно огромное значение искус¬ ственных спутников для осуществления полетов на другие небесные тела.
ГЛ А В А II МЕТОДЫ ИССЛЕДОВАНИЙ ВЕРХНЕЙ АТМОСФЕРЫ И КОСМИЧЕСКОГО ПРОСТРАНСТВА Искусственные спутники Земли и космические ракеты открыли самые широкие возможности для изучения верх¬ ней атмосферы и космического пространства путем по¬ становки прямых экспериментов и проведения непосредст¬ венных измерений на больших высотах. Отличительной особенностью искусственных спутников как средства на¬ учного исследования является возможность длительного изучения ряда физических явлений над всеми районами земного шара. С помощью космических ракет удается осу¬ ществить изучение процессов, происходящих как в окрест¬ ности Земли, так и вне Земли, т. е. в космическом простран¬ стве, где влияние земного магнитного поля практически ра¬ вно нулю. Последнее имеет существенное значение, так как структура околоземного пространства <во многом связана с наличием геомагнитного поля. Вне магнитного поля Зем¬ ли мы можем изучать космическое пространство и про¬ цессы, происходящие в нем в «чистом» виде, без его ис¬ кажающих влияний. В настоящей главе излагаются методические особенно¬ сти исследований верхней атмосферы и космического про¬ странства, а также принципы работы научной аппаратуры на искусственных спутниках Земли и космических ра¬ кетах. Верхняя атмосфера, ее свойства и методы исследования Земля окружена воздушной оболочкой — атмосферой. Как показали исследования, строение атмосферы не яв¬ ляется однородным: оно меняется по своим физическим 125
свойствам с высотой. В состав атмосферы на уровне моря в основном входят молекулы азота (N2) и кислорода (02). Азота содержится около 78%, кислорода 21%, 1% состав¬ ляют молекулы аргона (А), углекислоты (С02), неона (Ne), гелия (Не), криптона (Кг) и других элементов. По своим свойствам атмосфера подразделяется на ниж¬ нюю (до 30—40 км) и верхнюю (до.расстояний нескольких земных радиусов). Самые нижние слои атмосферы — до 10 км над поверхностью Земли — называются тропо¬ сферой, от 10 до 30 км —стратосферой. Тропосфера — это часть атмосферы, где свободно перемешиваются слои воздуха, конденсируются пары воды и образуются обла¬ ка. В этой части атмосферы протекают процессы, форми¬ рующие погоду на Земле. Стратосфера — лежащий над тропосферой слой толщиной 20—30 км с примерно по¬ стоянной температурой. Верхней атмосферой называется область, лежащая выше 30—40 км над поверхностью Земли. Эта область ха¬ рактеризуется малой плотностью и давлением, интенсив¬ ными процессами диссоциации и ионизации молекул. Под воздействием ультрафиолетового и рентгеновского излуче¬ ний Солнца молекулы земной атмосферы на больших высо¬ тах распадаются на отдельные атомы. Вместе с тем они ионизируются, т. е. от молекул и атомов отрываются электроны. Динамика фотохимических, химических и иони¬ зационных процессов, происходящих в верхней атмосфе¬ ре, очень сложна и связана с жестким электромагнитным излучением Солнца, вплоть до рентгеновских лучей дли¬ ной волны около 1 А (1 А — ангстрем — равен одной стомиллионной доле сантиметра). В полярных областях аналогичные процессы увеличиваются под воздействием корпускулярного излучения Солнца. Корпускулы — это энергичные электроны, протоны, нейтроны, альфа- и другие частицы, выбрасываемые Солнцем. Попадая в верхние слои атмосферы Земли, они также разрушают молекулы и атомы атмосферы. Таким образом, находясь постоянно под мощным воздействием коротковолнового электромагнитного и корпускулярного излучений Солнца, верхняя атмосфера подвергается непрерывным химиче¬ ским, фотохимическим и ионизационным превращениям. К числу основных физических параметров атмосфе¬ ры относятся давление, плотность, температура, состав и 126
степень ионизации. Эти параметры, в силу целого ряда физических причин, не остаются постоянными. Быстрое падение температуры с высотой происходит в тропосфере до высоты 10 км. С высоты 10 км и до 30 км температура остается постоянной и равна ■— 220°К. Начиная с высо¬ ты 30 км до высоты 50—60 км температура интенсивно растет, достигая максимальной величины около 270°К. Это так называемый стратосферный максимум. Повыше¬ ние температуры объясняется поглощением ультрафиоле¬ тового излучения Солнца озоном, который образуется в результате соединения трех атомов кислорода (03). Эта область имеет исключительно важное значение для жизни иа Земле, так как здесь поглощается жесткое ультрафио¬ летовое излучение Солнца ( с длиной волн короче 2900 А), губительное для живых существ и растений. Следует од¬ новременно отметить, что в результате этого поглощения коротковолновое ультрафиолетовое излучение Солнца не¬ доступно изучению наземными средствами. На высотах 60—80 км температура падает примерно до 200°К. Эта область так называемого температурного ми¬ нимума. Падение температуры объясняется главным об¬ разом тем, что ультрафиолетовое излучение разрушает молекулы озона, и нагревание атмосферы с увеличением высоты становится слабее. На высоте температурного минимума (около 80 км) имеет место одно из интересней¬ ших явлений верхних слоев атмосферы — появление се¬ ребристых облаков. На этой же высоте и выше начинает диссоциировать кислород. На высота более 80 км тем¬ пература начинает вновь расти, что связано с качествен¬ но новым состоянием верхних слоев атмосферы — ее дис¬ социацией и ионизацией, а также с интенсивным погло¬ щением коротковолнового излучения Солнца. Эта область верхней атмосферы называется ионосферой. Для ионизации молекул и атомов требуется вполне определенная энергия — потенциал ионизации, выражае¬ мый в электронвольтах (1 эв = 1,6-10"12 эрг). Ниже даны значения потенциалов ионизации (в эв) для разных газов. 02 Oi N2 Ni NO 12,5 13,5 15,8 14,5 9,5 Излучение Солнца, ионизирующее верхние слои ат¬ мосферы, приблизительно имеет длину волны от 1 до 127
1000 А. Наличие в верхней атмосфере ионизированных слоев, содержащих электроны, создает условия для от¬ ражения радиоволн, что позволяет осуществлять радио¬ связь на большие расстояния. К таким слоям относятся слои Е, FxH F2. Ионизация ниже 100-километрового уров¬ ня, в слое D, приводит к поглощению радиоволн. На основании косвенных данных (свечение ночного неба, полярные сияния) можно предполагать, что на высотах ниже 90—140 км верхняя атмосфера состоит в основном из молекулярного азота N2 и молекулярного кис¬ лорода 02. На больших высотах кислород начинает дис¬ социировать: 02 —> О +0. В области слоев Fx и F2 на¬ чинается диссоциация азота1. Одной из важнейших характеристик ионосферы явля¬ ется ее ионизация. Было обнаружено, что концентрация электронов и ионов изменяется с высотой. С помощью ионосферных станций, имеющих перемен¬ ную настройку и обеспечивающих синхронное изменение длины волны радиопередатчика и радиоприемника, можно получить отражение радиоволн от различных слоев ионо¬ сферы. Однако это отражение происходит только в том случае, если отражающий слой обладает вполне опре¬ деленной концентрацией электронов. Если плотность электронов достаточно высока, то можно определить не¬ которую частоту со, начиная с которой радиоволны, не отражаясь, проходят в более высокие слои. Это явление соответствует случаю полного внутреннего отражения. Частота, при которой наступает полное внутреннее от¬ ражение, называется критической.Зная критическую часто¬ ту, можно определить плотность ионизации (см. прилож. 2). В частности, таким способом получены следующие зна¬ чения электронной концентрации: Высота, км ... . 70 120 220 300 Число электро¬ нов в 1 сж3 . . . З-Ю2 1-105 2,5• 105 1 -10е 1 В главе IV приводятся более полные данные о составе верх¬ ней атмосферы на больших высотах, полученные на искусственных спутниках и космических ракетах. 128
Необходимо, однако, отметить, что этот метод опреде¬ ления электронной концентрации неприменим для слоев, лежащих выше слоя с максимумом ионизации (слой F). Для оценки общего содержания электронов на больших высотах используются данные об интенсивности радио¬ сигналов, отраженных от Луны, а также наблюдения за так называемыми свистящими атмосфериками. Давление и плотность атмосферы, как и ее температу¬ ра, также изменяются с высотой. Так, на высоте 220 км давление в миллиард раз меньше, чем на уровне моря. Количество частиц в 1 см3, характеризующее плотность, изменяется от 2,6-1019 на уровне моря до 2,6-109 на вы¬ соте 300 км, что практически соответствует хорошему ла¬ бораторному вакууму. Длина свободного пробега, т. е. расстояние, проходимое нейтральной молекулой или атомом до момента столкновения с другими молекулами, па высотах порядка 300—500 км определяется десятками и сотнями километров. В случае столкновения заряженных частиц (ионов и электронов) это расстояние меньше вследствие их боль¬ шего эффективного сечения. На больших высотах движение молекул и атомов проис¬ ходит по эллиптическим, параболическим и гипербо¬ лическим орбитам вокруг центра тяжести Земли. При достаточно больших скоростях часть молекул и атомов может покинуть пределы земной атмосферы. Те молекулы и атомы, которые совершают движение по эллиптическим орбитам, удаляясь на расстояния, пре¬ вышающие 500—1000 км, образуют область верхней ат¬ мосферы, называемую экзосферой. Экзосфера, так же как и ионосфера, является электропроводящей средой, пере¬ мещающейся в магнитном поле Земли. Вследствие этого в верхней атмосфере индуцируются мощные электриче¬ ские токи, которые способствуют дополнительному ра¬ зогреву атмосферы. Магнитное поле Земли, кроме того, оказывает существенное влияние на движение заряженных частиц, попадающих в ее атмосферу из космического про¬ странства. Эти частицы отклоняются магнитным полем и только обладающие значительной энергией могут дос¬ тигать экваториальных областей. Поэтому частицы с меньшей энергией преобладают над высокими широтами, 9 С. Г. Александров, Р. Е. Федоров 129
частицы с большей энергией — над низкими широтами (так называемый широтный эффект). На основании ряда имеющихся данных предполагают, что плотность ионизированного межпланетного газа до¬ статочно велика и оценивается величиной порядка 10° — 103 частиц в 1 см3. Если это так, то Земля, обладающая собственным магнитным полем, перемещаясь в таком межпланетном пространстве и вращаясь в нем, также индуцирует электрические токи, которые, в свою оче¬ редь, могут ускорять заряженные частицы межпланет¬ ного газа. Эти ускоренные частицы, попадая в атмос¬ феру Земли, будут ионизировать ее верхние слои и тем самым дополнительно влиять на распространение радио¬ волн. Таким образом, существует еще одна область околозем¬ ного пространства, которая под воздействием магнитного поля Земли оказывает влияние на процессы, происходя¬ щие в верхней атмосфере. Эту область называют самой внешней атмосферой. Она переходит в межпланетный газ, где атомы и молекулы земной атмосферы находятся в контакте с космическим пространством. В окрестности Земли, на расстояниях нескольких ее радиусов, а также на высотах 500—1500 км вследствие наличия магнитного поля происходят процессы, сущест¬ венно меняющие природу околоземного пространства. Эти процессы связаны с захватом заряженных частиц магнитным полем Земли. В результате такого захвата час¬ тицы начинают совершать колебательные движения вок¬ руг магнитных силовых линий, перемещаясь из одного полушария в другое. Область, где это происходит, назы¬ вается геомагнитной ловушкой х. Методы, которые применяются для изучения верхних слоев атмосферы, делятся на прямые и косвенные. К пря¬ мым методам относится подъем научной аппаратуры на шарах-зондах, радиозондирование и др. К косвенным — изучение метеоров, полярных сияний, свечение ночного неба, распространения звуковых волн при взрывах и т. II. С помощью шаров-зондов изучались, вплоть до вы¬ соты 40 км, состав атмосферы, давление, температура, 1 Подробные данные об этом содержатся в главе IV. 130
влажность, слой озона, плотность, ветер. Изучение вариа¬ ций земного магнитного поля, а также полярных сияний позволило сделать предположение о существовании в верх¬ них слоях атмосферы систем электрических токов. Ра¬ диометоды дали ценный материал о составе атмосферы, электронной концентрации, температуре. Изучение поля¬ ризации зодиакального света позволило сделать некото¬ рые оценки плотности межзвездного газа. Однако, несмотря на огромную научную значимость проведенных исследований, для дальнейшего изучения верх¬ ней атмосферы необходимы были новые данные, полу¬ ченные прямыми методами, что было невозможно вплоть до недавнего времени. Только использование высотных геофизических ракет (см. прилож. 2), искусственных спут¬ ников Земли и космических ракет открыло новый этап физического эксперимента в верхней атмосфере и косми¬ ческом пространстве. Ниже излагается методика эксперимента и принципы работы научной аппаратуры на искусственных спутниках Земли и космических ракетах. Измерение давления, плотности и температуры Измерение давления, плотности и температуры верх¬ ней атмосферы относится к важнейшим геофизическим исследованиям. До последнего времени данные о давлении, плотнос¬ ти и температуре атмосферы, как уже говорилось выше, были достоверны до высоты около 100 км. Для больших высот эти данные определялись в результате тех или иных экстраполяций. Наиболее трудным вопросом является измерение температуры. При постановке эксперимента на спутнике температура не может быть непосредственно измерена на больших высотах, поскольку скорость спутника (около 8 км/сек) значительно превосходит тепловые скорости газовых молекул, а также вследствие ничтожной тепло¬ емкости газовой среды, в которой движется спутник. По¬ этому температуру верхних слоев атмосферы определяют по данным измерений давления или плотности путем раз¬ личных пересчетов по теоретическим формулам.
В настоящее время наиболее точные оценки температуры верх¬ ней атмосферы получаются по данным измерений ширины спект¬ ральных линий эмиссий верхней атмосферы, причем высота эмис¬ сионной области может быть оп¬ ределена с помощью приборов, поднимаемых на ракетах. Что касается измерения дав¬ ления и плотности, то, кроме ма¬ нометрических измерений на спутнике, осуществляемых с по¬ мощью ионизационных и магнит¬ ных манометров, в настоящее вре¬ мя разработаны методы определе¬ ния плотности верхней атмосферы по данным наблюдений за эволю¬ цией орбиты спутника при вхож¬ дении его в более плотные слои атмосферы (см. прилож. 3). Разработаны также методы оп¬ ределения плотности верхних сло¬ ев атмосферы при помощи ис¬ кусственного воздействия на окру¬ жающую среду. Один из таких ме¬ тодов (искусственное натриевое облако) уже был успешно применен при пусках геофизических и космических ракет. Для измерения давления и плотности на искусствен¬ ных спутниках Земли применялась специальная аппа¬ ратура. Используемый на спутнике ионизационный манометр представляет собой стеклянную колбу, на ножке которой укреплена цилиндрическая сетка (рис. 52). Внутри сет¬ ки, вдоль ее оси, натянута тонкая проволока, служащая коллектором положительных ионов, а снаружи сетки на той же ножке укреплен вольфрамовый катод. Этот ка¬ тод накаляется до высокой температуры и испускает электроны, которые устремляются по направлению к положительно заряженной сетке. Электроны пролетают меж¬ ду редкими витками сетки и при этом отталкиваются от¬ рицательно заряженным коллектором. Совершая коле¬ Рис. 52. Схема трубки иопизационного мано¬ метра: 1 — сетка; 2 — коллектор ионов; з — катод; 4 — до¬ полнительная сетка для ста¬ билизации тока эмиссии 132
бательные движения около витков сетки, электроны стал¬ киваются с атомами и молекулами газа, попадающего из внешней атмосферы в рабочую полость манометра, и иони¬ зируют ихг. Образующиеся при этом положительные ионы притягиваются отрицательно заряженным коллек¬ тором и отдают ему свой заряд. Число образовавшихся ионов пропорционально плотности газа. Поэтому ток в цепи коллектора i при известной температуре стенки манометра, которая периодически измеряется, пропорцйо- нален атмосферному давлению: i = Ср, (2.1) где С —постоянная для данного манометра величина, зависящая от его конструкции и электрического режима. Измеряемому таким способом давлению порядка 10 "7— 10-1° мм рт. ст. должен соответствовать ток порядка 10 ~п а. Такой ток может быть измерен при помощи усилителя постоянного тока. Однако обыкновенным ионизационным манометром нельзя измерить давление ниже 5-10”8 мм рт. ст. из-за появления «паразитного» тока коллектора, связанного с конструкцией прибора. Этот «паразитный» ток по существу определяет нижнюю границу измере¬ ния давления ионизационного манометра. Из-за местных отравлений катода поток электронов непрерывно меняется. Автоматическая стабилизация тока эмиссии катода осуществляется в манометре путем введе¬ ния специального электрода, расположенного в непо¬ средственной близости от катода. Устройство магнитного электроразрядного манометра показано на рис. 53. В манометре имеются две катодные пластинки, между которыми расположен кольцевой элек¬ трод, выполняющий роль анода. На анод через балластное сопротивление подается постоянное напряжение 2000 в. Манометр помещен в зазор постоянного магнита таким образом, чтобы магнитные силовые линии были направле¬ ны перпендикулярно к плоскости катодных пластин. Если вблизи одной из катодных пластин появится элек¬ трон (например, в результате космической радиации), то под влиянием совместного действия электрического и 1 На определенной высоте специальным разбивающим меха¬ низмом манометр вскрывается и его полость заполняется частицами внешней среды,
Рис. 53. Магнитный манометр: 1 — рамка — анод; 2 — пластины — катод; з — ловушка магнитного полей он будет двигаться к положительно за¬ ряженному аноду по траектории, имеющей вид винтовой линии с малым шагом. При этом электрон не может сра¬ зу попасть на анод, а благодаря кольцеобразной форме последнего пролетает внутри анодного кольца по на¬ правлению к противоположной пластинке катода, тормо¬ зится ею и движется в обратном направлении, совершая таким образом многократные колебания около плоскости анода. Благодаря такому удлинению пути электронов зна¬ чительно возрастает вероятность их встречи с молекула¬ ми газов и ионизации последних. В манометре при этом возникает электрический разряд, а величина разрядного тока пропорциональна количеству частиц в единице объе¬ ма. В цепь питания манометра включено сопротивление, падение напряжения на котором, зависящее от давления в манометре, подается на катодный повторитель, а с него на радиотелеметрическую систему. Токи, образуемые в манометрах присутствующими в свободной атмосфере ионами и электронами, сравнимы по величине с теми токами, которые являются мерой давле¬ ния, поэтому манометры снабжены специальными ловуш¬ ками. Ловушки разделяют эти токи и позволяют измерять лишь те из них, которые являются мерой давления. Общая 134
ИМ-Тл нй УС >м у пт БП ПСУ ррм~| ИМ- 7л и/Г* 'yt н Q у ПТ БП, Рис. 54. Блок-схема манометрической аппаратуры, установленной на спутнике: МП'и М2 — ионизационные манометры; М3 — магнитный электроразряд ный манометр; УПТ — усилитель постоянного тока; КСУ — коммутационно-соеди¬ нительное устройство; БП — блок питания; ПВМ — программно-временной механизм; РТС — радиотелеметрическая система блок-схема манометров представлена на рис. 54. Команда на включение аппаратуры подается программно-времен¬ ным механизмом на коммутационно-соединительное уст¬ ройство. Коммутационно-соединительное устройство од¬ нозначными импульсами от программно-временного ме¬ ханизма осуществляет следующие операции: 1) включает накалы обоих манометров; 2) включает накалы усилите¬ лей; 3) подает на манометры и усилители анодные напря¬ жения; 4) включает источник высокого напряжения для питания магнитного электроразрядного манометра; 5) подключает все выходы усилителей к выходам телемет¬ рической системы; 6) выдает сигнал о выполнении коман¬ ды. Ток между электродами манометров, пропорциональ¬ ный числу частиц в объеме, подается на вход усилителя постоянного тока. Выходное напряжение усилителя по- гтоянного тока, зависящее от величины входного сигнала, 135
подается на телеметрию. Одновременно с помощью радпо- телеметрической системы осуществляется периодический контроль тока эмиссии катода, проверяется положение ус¬ ловного «нуля» усилителя и измеряется температура стен¬ ки манометра. Описанные приборы позволяют в настоящее время производить измерение давления верхней атмосферы в достаточно широком диапазоне (до 10"5-f-10"9 мм рт. ст.). Однако с методической точки зрения интерпретация полу¬ ченных результатов представляет очень сложную задачу (см. при лож. 4). Изучение состава верхней атмосферы и космического пространства Важной задачей физики верхней атмосферы и кос¬ мического пространства является выяснение их состава на различных высотах. Из-за отсутствия достаточных экспе¬ риментальных данных нельзя указать сколько-нибудь надежно зависимость от высоты концентрации диссо¬ циированных составляющих атмосферы. Осуществление эксперимента на спутнике позволяет непосредственно исследовать состав верхней атмосферы на различных ши¬ ротах в различное время суток. Это дает возможность проследить изменения ионного состава в условиях раз¬ личной освещенности, а также изменения, связанные с вариациями интенсивности ультрафиолетового излучения и корпускулярных потоков Солнца. С помощью космических ракет удается провести иссле¬ дования состава межпланетного газа на различных уда¬ лениях от Земли. Одной из важнейших характеристик газов, входящих в состав атмосферы, как и вообще всех химических эле¬ ментов, являются их атомный и молекулярный веса, ко¬ торые принято выражать в условных единицах, так на¬ зываемых атомных единицах массы1. Атомные и молекулярные веса элементов и их сое¬ динений, составляющих какую-либо смесь, могут быть 1 За атомную единицу массы принимают величину, равную 1/is веса атома кислорода. 136
определены с помощью прибором, называемых масс-спек¬ трометрами. Масс-спектрометрическая трубка — чувствитель¬ ный элемент прибора — сообщается своим открытым вход¬ ным отверстием непосредственно с окружающим про¬ странством. Она содержит ряд тонких проволочных се¬ ток — электродов, расположенных на определенных, точ¬ но фиксированных расстояниях одна от другой. Сетки изготовляются методом намотки вольфрамовой проволоки на коварные кольца. Витки сеток закрепляют¬ ся на кольцах сваркой. Толщина витка 20 р, шаг намотки 0,5 мм. Рабочий диаметр сетки 30 мм. За сетками имеет¬ ся коллектор, представляющий собой металлическую пла¬ стинку, собирающую ионы, которые вошли в масс-спект¬ рометрическую трубку и прошли все сетки. На электроды трубки подаются различные постоянные и переменные напряжения, вырабатываемые в электрон¬ ном блоке масс-спектрометра. Эти напряжения выбраны таким образом, что достичь коллектора могут лишь те ионы, которые прошли трубку с некоторой оптимальной скоростью. Ионы, проходящие трубку со скоростью боль¬ ше или меньше оптимальной, на коллектор не попадают. Скорость, с которой ионы проходят масс-спектрометри¬ ческую трубку, определяется, с одной стороны, их мас¬ сой, а с другой — ускоряющим ионы напряжением, при¬ ложенным к некоторым сеткам трубки. Ускоряющее напряжение периодически изменяется от нуля до своего максимального значения. Благодаря этому оптимальная скорость сообщаетбя поочередно ионам с различными массовыми числами. Когда ионы достигают коллектора, в его цепи возникает импульс тока, который усиливается и передается радиотелеметрической систе¬ мой на Землю. Одновременно передается и ускоряющее напряжение, имеющееся в данный момент на сетках труб¬ ки масс-спектрометра. Масса ионов определяется измерением значения ус¬ коряющего пилообразного напряжения развертки, имев¬ шего место в момент появления пика на сетках трубки: M = \v*, (2.2) где к — постоянная прибора; К* — пилообразное напряжение (см. прилож. 5). 137
Общая блок-схема масс-спектрометра изображена на рис. 55. Она состоит из масс-спектрометрической трубки, предварительного усилителя, электронного блока и ис¬ точников питания. В электронный блок входят: усилитель постоянного тока, генератор высокой частоты, выпрями¬ тель напряжений «смещение» и «стоп», генератор раз¬ вертки по массам, преобразователь на 600 в постоянного напряжения, система коммутации выходов на телемет¬ рию, система реле. Усилитель постоянного тока усиливает ионный ток кол¬ лектора масс-спектрометрической трубки и подает на телеметрическую линию сигнал в виде постоянного нап¬ ряжения. Выводы усилителя коммутируются шаговыми искателями с частотой, равной частоте развертки по мас¬ сам, и поочередно подаются на один из каналов телемет¬ рии. Генератор высокой частоты служит для питания масс- спектрометрической трубки, а также для питания выпря¬ мителей «смещение» и «стоп». Значение напряжения генера¬ тора высокой частоты контролируется и подается на те¬ леметрию. Выпрямители «смещение» и «стоп» подают соответ¬ ствующие напряжения на электроды масс-спектрометриче¬ ской трубки. Часть напряжения «стоп» снимается с уси¬ лителя и подается на вход телеметрической системы. Ге¬ нератор развертки по массам вырабатывает пилообразное ускоряющее напряжение, которое подается на соответ¬ ствующие электроды трубки. Часть пилообразного нап¬ ряжения снимается с делителя и подается на радиотеле- метрическую систему. Преобразователь на 600 в питает одну из последних сеток трубки. Часть напряжения пре¬ образователя снимается с делителя и подается на радио- телеметрическую систему. Коммутация выходов произ¬ водится шаговым искателем, работой которого управля¬ ет генератор развертки. Система реле служит для вклю¬ чения и выключения цепей прибора по сигналам от про¬ граммно-временного механизма. Если в среде, в которой происходят измерения, име¬ ются ионы только одной массы, то приемной станцией регистрируется один импульс ионного тока за каждый цикл изменения ускоряющего напряжения. При более сложном составе среды регистрируются два или более №
о/пнп1г ojfiHoahmfuiauauawongod о у \% ;|l I Рис. 55. Блок-схема радиочастотного масс-спектрометра: ТП—тормозной потенциал: ПНР — потенциал напряжения развертки; ВЧ — высокочастотное напряжение
импульса за каждый цикл. Массовое число ионов, соот¬ ветствующее каждому импульсу, может быть определено сравнением записи спектра масс с записью ускоряющего напряжения масс-спектрометра. Измерение концентрации положительных ионов В ионосфере имеются три основных вида свободных заряженных частиц — положительные и отрицательные ионы и электроны. Сумма концентраций отрицательных ионов и электронов равна концентрации положительных ионов. Ионосфера электрически нейтральна. Поэтому, измерив концентрацию положительных ионов, можно определить полную концентрацию свободных заряженных частиц. Изучение радиоволн, отраженных от ионосферы или прошедших через нее, позволяет получать сведения глав¬ ным образом об электронной концентрации, так как вли¬ яние тяжелых заряженных частиц — ионов — на рас¬ пространение радиоволн более чем в тысячу раз слабее влияния более легких частиц — электронов. Так как до недавнего времени радиоволны были главным средством исследования ионосферы, все основные сведения о со¬ держании заряженных частиц в ионосфере относились к электронам. О распределении ионов практически ни¬ чего не было известно. Для измерения концентра¬ ции положительных ионов вдоль орбиты на спутнике могут быть установлены две сетчатые сфе¬ рические ионные ловушки (рис. 56 и 57). Внешние сетки лову¬ шек соединены с поверхностью спутника через малое сопротив¬ ление R и составляют часть по¬ верхности спутника. Внутри каждой ловушки помещен сфе¬ рический коллектор, находя¬ щийся под постоянным отрица¬ тельным потенциалом относи¬ тельно оболочки (рис. 58). Рис. 56. Схема установки ионных ловушек на спут¬ нике: 1, 2 — ионные ловушки 140
Рис. 57. Общий вид ионной ловушки
г тг ft nWJIt?MCnipU4ei;/uilj L'UL/nt1 Рис. 58. Схема аппаратуры для измерения концентра¬ ции положительных ионов: 1 — ионная ловушка; 2 — коллектор ловушки; 3 — источник постоянного тока; 4 — усилитель; 5 — генератор пилообраз¬ ных импульсов напряжения!; 6 — оболочка спутника Созданное таким образом электрическое поле собирает на коллектор все попадающие в ловушку положительные ионы и выталкивает из нее отрицательные частицы. Так как скорость спутника во много раз превышает сред¬ нюю скорость теплового движения ионов, то при сфе¬ рической форме ловушек можно считать, что поток ионов на поверхность ловушки полностью определяется движе¬ нием спутника и не зависит от температуры среды, ме¬ няющейся с высотой, и от ориентации спутника отно¬ сительно его скорости. Исключением является случай, когда ловушка попадает в область весьма высокого раз¬ режения, образующуюся позади спутника. При наличии двух ловушек, расположенных указанным образом, по крайней мере одна из них всегда находится вне этой об¬ ласти. Ионный ток, текущий на коллектор ловушки, оп¬ ределяется по величине падения напряжения на сопротив¬ лении Нг. Зная ионный ток, можно определить концентра¬ цию положительных ионов вблизи спутника по формуле: /+ =aeN+vcnKr2. (2.3) Связь между измеренным ионным током и концентра¬ цией ионов является простой, если электрический по¬ 142
тенциал фсп, приобретенный спутником при полете в ио¬ носфере, достаточно мал (на¬ пример, не превышает 1—2 в). Если же потенциал велик, то он может оказать на ве¬ личину измеряемого тока существенное влияние, кото¬ рое следует учесть. Для этой цели на сетчатые оболочки ловушек от генератора пи¬ лообразных импульсов пе¬ риодически поступают ко¬ роткие импульсы напряже¬ ния относительно корпуса спутника. При этом снима¬ ются вольт-амперные харак¬ теристики, которые позво¬ ляют внести поправку, учи¬ тывающую влияние потенци¬ ала спутника на величину потока ионов, попадающих в ловушку (см. прилож. 6). На рис. 59 показана форма пилообразных импульсов напряжения (верхняя кривая) и вид ожидавшихся сиг¬ налов (нижняя кривая). Точка А соответствует потенциалу, торможения ионов. В этот момент прекращается падение тока коллектора при увеличении потенциала сетчатой оболочки ловушки относительно окружающей среды. Общее выражение по¬ тенциала торможения дается в приложении 6. Зная на¬ пряжение генератора импульсов и потенциала торможения ионов, можно найти на кривой точку, соответствующую потенциалу сетчатой оболочки, равного нулю. В этот момент плотность ионного потока на ловушку отображает их истинную плотность в ионосфере. Таким образом мож¬ но определить истинное значение ионного тока между по¬ дачей двух соседних пилообразных импульсов (рис. 60), а отсюда и концентрацию положительных ионов в ионо¬ сфере. Сопоставление измерений, проведенных в области, лежащей ниже так называемого главного максимума Рис. 59. Форма пилообразных импульсов напряжения (верх¬ няя кривая), подаваемых на сетчатую оболочку ловушки, и вид ожидавшихся сигналов (нижняя кривая) 143
О 2 сек г 2 сек Рис. 60. Схема подачи пилообразных импульсов во времени ионизации, находящегося на высоте 300—350 км, с ре¬ зультатами наблюдений наземных ионосферных станций позволяет сделать ряд выводов о концентрации отрицатель¬ ных ионов на этих высотах и об ионизации воздуха, соз¬ даваемой движением самого спутника. Изучение межпланетного газа При современном состоянии астрофизики вопрос о природе и концентрации межпланетного газа трудно ре¬ шить с помощью наблюдений, проводимых с поверхности Земли. Эта проблема, имеющая большое значение для выяснения процессов обмена газом между межпланетной средой и верхними слоями земной атмосферы и для изу¬ чения условий распространения корпускулярного излу¬ чения Солнца, может быть решена с помощью приборов, установленных на ракетах, движущихся непосредствен¬ но в межпланетном пространстве. На основании данных наблюдений поляризации зоди¬ акального света, изучения распространения так называе¬ мых свистящих атмосфериков — низкочастотных элек¬ тромагнитных колебаний, вызываемых электрическими зарядами, можно принять в качестве наиболее вероятной модель межпланетной среды, составные части которой ха¬ рактеризуются следующими свойствами: 144
стационарная плазма с температурой Т 10А К, со¬ держащая электроны и протоны с энергиями W и скоро¬ стями V: электроны W ■— 0,87 эв, V = 6,3 107 см/сек, протоны W = 0,87 эв, V — 1,5- 10е см/сек стационарная плазма с температурой Т = 105К, со¬ держащая электроны и протоны с энергиями и скоростями: электроны W = 0,8 эв, V — 2Ю8 см!сек протоны W = 8,7 эв, V = 4,7 10е см!сек спорадические корпускулярные потоки, содержащие электроны и протоны с энергиями и скоростями: электроны W 25 эв, V ^ ЗЮ3 см!сек протоны W ^ 45 эв, V <; ЗЮ8 см!сек частицы внешнего радиационного пояса, которыми Зем¬ ля окружена на расстояниях нескольких земных ради¬ усов, состоящие в основном из электронов и протонов с энергиями и скоростями: электроны W > 200 эв, V 8,4 Ю8 см!сек протоны W > 200 эв, V > 2 107 см/сек. Для экспериментальной проверки наших представле¬ ний о межпланетном газе в районе Земли и далеко за ее пределами на советских космических ракетах использо¬ вались так называемые протонные ловушки. Мы остановимся на описании одного из видов таких протонных, или ионных, ловушек. Трехэлектродная ионная ловушка (рис. 61) представ¬ ляет прибор, состоящий из коллектора и двух сеток — внутренней и внешней, отделяющих коллектор от окру¬ жающего контейнер пространства. На коллекторе под¬ держивается отрицательный потенциал относительно кор¬ пуса контейнера фи, на внутренней сетке — отрицательный потенциал ф^, создающий поле, тормозящее фотоэлектро¬ ны, эмиттируемые коллектором, на внешней сетке — потенциал фga, положительный, отрицательный или пи¬ лообразный, в зависимости от назначения ловушки. Измеряя ток, протекающий в цепи коллектора та¬ кой ловушки, можно определить плотность потока тех или иных заряженных частиц, попадающих на коллектор. «Сортировать» эти частицы по знаку заряда и энергиям Ю С Г. Александрии, Г Е Федоров л/г
Рис. 61. Трехэлектродная ионная лонуигка: 1 — коллектор; 2 — внутренняя сетка; «V — шгешняя сетка; 1 — корпус контейнера
можно, меняя напряжения на сетках ловушки (или одно¬ временно применяя несколько ловушек с различными нап¬ ряжениями на сетках) и учитывая знак суммарного тока, создаваемого потоками заряженных частиц, попадающих на коллектор ловушки. Усилительный каскад, с помощью которого производит¬ ся усиление токов в цепи коллектора каждой ловушки, показан на рис. 62. Он представляет собой катодный по¬ вторитель с высокоомным сопротивлением в цепи сетки. Исследование электростатических полей в верхней атмосфере Сведения об электростатических полях и объемных зарядах в верхней атмосфере (на высотах 500—1000 км) до настоящего времени практически отсутствуют. Хотя в некоторых гипотезах, объясняющих происхождение по¬ лярных сияний и корпускулярных потоков, и предпола¬ гается наличие таких электростатических полей, непос¬ редственное измерение или косвенное их определение никогда не производились. Дело в том, что хорошо про¬ водящий слой ионосферы препятствует проникновению электростатических полей в нижележащие слои, подоб¬ но тому, как это сделал бы гигантский металлический экран, помещенный вместо ионосферы. По этой же при¬ чине нельзя измерить с помощью приборов, расположен¬ ных ниже ионосферы, электростатические поля, сущест¬ вующие в межпланетном пространстве. Измерение электростатических полей с помощью спут¬ ников осложнено тем, что любое тело, помещенное в верх¬ ние слои атмосферы, должно приобрести электрический заряд, поле которого, если его не учесть, складываясь с измеряемым полем, исказит результаты измерений. Этот заряд появляется в результате неравенства ско¬ ростей электронов и положительных ионов, попадаю¬ щих на поверхность спутника, а также в результате тако¬ го явления, как фотоэффект, т. е. вырывание электро¬ нов с поверхности спутника светом и другими излуче¬ ниями. Использование спутников для изучения таких харак¬ теристик ионосферы, как концентрация ионов и спектр их
Рис. 63. Схема размещения датчиков для из¬ мерения электростатического поля и собствен¬ ного заряда спутника: i, 2 — датчики масс, требует учета тех нарушений, которые спутник вно¬ сит в окружающую среду. Поэтому измерение электриче¬ ского заряда спутника, вызывающего перераспределение заряженных частиц вблизи него, желательно также для уточнения результатов этих опытов. С другой стороны, сведения об электрическом заряде в сочетании с данными о концентрации ионов могут позволить определить в ряде случаев такую трудно измеряемую характеристику ионо¬ сферы, как ее температура. Рис. 64. Принципиальная схема аппаратуры для измерения напряженности электростатиче¬ ского ноля: : - измерительная пластина; —экран; 3 — усилитель; 4 — оболочка спутника — направление силовых линий поля) 148
Аппаратура, использовавшаяся в СССР при исследо¬ ваниях на спутнике, состоит из двух датчиков — чувстви¬ тельных электростатических флюксметров, размещаемых симметрично на боковой поверхности спутника (рис. 63). Существенной частью каждого датчика (рис. 64) явля¬ ется измерительный электрод — пластина, соединенная с корпусом спутника через сопротивление R. Поверхность пластины является как бы частью поверхности спут¬ ника. Эта пластина периодически экранируется другой пластиной — экраном, вращаемой элетродвигателем. Так как измерительная пластина является частью поверхности спутника, то, когда она открыта, на ней находятся доли собственного заряда спутника и заряда, индуцированного внешним электростатическим нолем. При экранировании этой пластины заряд с нее стекает. Во время вращения экрана заряд с измерительной пластины периодически стекает по сопротивлению Д, соз¬ давая на нем переменное напряжение, величина которого пропорциональна величине заряда пластины. Это напря¬ жение усиливается, выпрямляется и подается на вход радиотелеметрической системы. Принятая схема изме¬ рений позволяет определить величину электростатиче¬ ского поля, а использование двух симметрично располо¬ женных датчиков электростатического флюксметра созда¬ ет возможность определить не только собственный заряд спутника, но и внешнее электростатическое поле. Магнитные измерения Земля является естественным магнитом и, следова¬ тельно, окружена магнитным полем. Природа и происхо¬ ждение этого поля остаются до настоящего времени не выясненными. Наличие магнитного поля Земли оказывает существен¬ ное влияние на целый ряд физических явлений в верхней атмосфере и в пространстве, окружающем Землю на рас¬ стоянии нескольких ее радиусов. К этим явлениям можно отнести поляризацию радиоволн, отраженных от ионо¬ сферы, широтные эффекты космических лучей и полярных сияний, ориентировку лучей полярных сияний по сило¬ вым линиям магнитного поля и т. п. Кроме того, 149
установлена взаимосвязь изменений магнитного поля Земли с некоторыми гелио- и геофизическими явлениями. Магнитное поле Земли делится на постоянное и пере¬ менное. К переменной части магнитного поля относят его быстрые изменения: магнитные бури, пульсации, суточные вариации и т. д. Данные наземных измерений магнитного поля Земли методом гармонического анализа показывают, что ис¬ точники постоянного поля в основном находятся внутри Земли и только небольшая часть поля (около 1%) обус¬ ловлена источниками вне Земли. Что касается коротко¬ периодной части поля, то здесь, наоборот, большая часть поля (около 2/3) создается источниками, расположенными вне Земли, и меньшая (около г/3) — источниками, нахо¬ дящимися внутри Земли. Важной задачей исследования магнитного поля Земли является установление источников переменной части по¬ ля. Такими источниками могут быть эквивалентные систе¬ мы электрических токов, текущих на той или иной вы¬ соте. Магнитные поля этих систем токов должны являть¬ ся составляющими нестационарных изменений магнит¬ ного поля Земли. Измерения магнитного поля в областях, находящихся над сильно ионизированными слоями верхней атмосферы, проводимые при помощи приборов, установленных на спут¬ нике, могут дать ответ на вопрос о структуре магнитного поля Земли и о причинах его изменения во времени. В част¬ ности, можно выяснить, обусловливаются ли изменения поля Земли во время магнитных бурь ионосферными или электрическими токами на высоте, большей, чем высота полета спутника. Геомагнитные измерения на спутнике и космических ракетах расширят и сделают более достоверными наши сведения о долготном и широтном распределении по¬ стоянных и переменных токов в экваториальной и поляр¬ ных зонах. Идея экспериментов по изучению магнитного поля Земли состоит в одновременном измерении напря¬ женности магнитного поля на спутнике и на Земле для выявления токов ниже и выше траектории полета спут¬ ника. Такие эксперименты требуют большого количества наземных станций для надежного знания напряженности магнитного поля на поверхности Земли и точных изме¬ 150
рений траектории спутника для географической привязки результатов измерений. Величина постоянного возмущения поля определяется разностью между средней величиной измеренной напря¬ женности и напряженностью спокойного (постоянного) поля Земли. Поэтому точность определения возмущений зависит от того, насколько точно известно постоянное магнитное поле Земли в той точке, где проводится изме; рение. Для изучения вариаций магнитного поля во вре¬ мени нужно получить несколько измерений, проведен¬ ных в одной и той же точке пространства в разное время суток. Требования к числу и распределению наземных стан¬ ций зависят от выбора орбиты. Экваториальная орбита спутника требует минимального числа станций. Однако в этом случае мы ограничиваемся изучением только токо¬ вых систем вдоль экватора и не захватываем возмущений, относящихся к полярным областям. Поэтому с геофизи ческой точки зрения наиболее удачной является поляр¬ ная орбита. При полярной орбите представляется возмож¬ ность провести измерения в наиболее активных геомагнит¬ ных областях и выполнить генеральную магнитную съем¬ ку земного шара. В этом случае практически необходимо иметь наземные станции, расположенные по всему зем¬ ному шару. Наклонная орбита также позволяет захва¬ тить большие области. Если искусственные спутники позволяют провести изучение магнитного поля Земли как внутренней, так и его внешней части, особенно ионосферных токовых сис¬ тем, то полеты космических ракет открывают перспекти¬ вы изучения магнитного поля Земли на расстояниях нес¬ кольких ее радиусов, где, согласно современным тео¬ риям, возможно существование внеионосферных токовых систем. Еще большие перспективы открывают полеты косми¬ ческих ракет для изучения магнитных полей других небес¬ ных тел, в первую очередь Луны, а также самого косми¬ ческого пространства. Вопрос о существовании магнитных нолей у планет солнечной системы и их спутников является важным во¬ просом астрономии и геофизики. Попытка установления общей связи между механическими моментами космиче¬ ских тел, известных для большинства планет солнечной 151
системы, и их возможными магнитными моментами не нашла экспериментального подтверждения в целом ряде наземных экспериментов, которые следовали из этой гипотезы. В настоящее время наиболее часто используется в различных гипотезах происхождения магнитного поля Земли модель регулярных токов, текущих в проводящем ядре Земли и вызывающих основное магнитное поле Зем¬ ли. Вращение Земли вокруг оси привлекается для объяс¬ нения частных особенностей земного поля. Таким образом, согласно этой гипотезе, существование проводящего жид¬ кого ядра является обязательным условием наличия об¬ щего магнитного поля. Вопрос о существовании магнитного поля у тех или иных небесных тел имеет также важное геологическое зна¬ чение, так как наличие жидкого ядра предполагает нали¬ чие вулканической деятельности на поверхности небес¬ ного тела, как это имеет место на Земле. Далее, можно сделать предположение фундаменталь¬ ного астрофизического значения: всякое небесное тело, обладающее магнитным полем, должно накапливать вок¬ руг себя заряженные частицы в виде поясов повышенной радиации. Таким образом, пространство, непосредственно примыкающее к небесному телу, обладающему магнитным полем, по своим физическим свойствам будет существенно отличаться от пространства, окружающего небесное тело, у которого отсутствует магнитное поле. Для решения всех перечисленных задач с требуемой погрешностью необходимо использовать магнитометр, погрешность измерений которого мала. В СССР при¬ менялся магнитно-динамический магнитометр. В магнитно-динамических магнитометрах применяют в качестве чувствительных элементов мягкие магнитные материалы, одновременно намагничиваемые вспомога¬ тельным переменным полем и измеряемым постоянным полем. Для этой цели используются главным образом маг¬ нитные материалы, имеющие ярко выраженную нели¬ нейную зависимость индукции от поля намагничивания. Подобный магнитометр можно использовать для измере¬ ния земного магнитного поля с подвижных платформ. Он позволяет производить весьма точные измерения вели¬ чины и знака земного магнитного поля. Ниже дается опи¬ сание схемы магнитометра с магнитно-насыщенными дат- 152
чинами самоориентирующегося типа, установленного на третьем искусственном спутнике Земли. Магнитометр состоит из измерительного канала, меха¬ нического узла ориентации и двух ориентирующих ка¬ налов. Магнитно-насыщенный датчик представляет пер- малоевую пластину, па которой имеются первичная и вторичная обмотки. При намагничивании датчика полем Н = Но -f Нт sin сЩ, где Н0 — измеряемое магнитное поле, a Hmsm(dt — вспомогательное синусоидальное поле воз¬ буждения частоты со, вследствие нелинейности кривой намагничивания сердечника В = аН -р ЪНЪ, во вторичной обмотке возникает напряжение удвоенной частоты и2& = = ит sin 2со£. Амплитуда напряжения удвоенной частоты w2оз пропорциональна величине напряженности измеряе¬ мого поля Н0. При Н0 = 0 напряжение удвоенной частоты и2а> также равно нулю. С изменением знака Н0 меняется и фаза напряжения удвоенной частоты. Таким образом, магнитно-насыщенные датчики яв¬ ляются своеобразными преобразователями сигнала по¬ стоянного магнитного поля в электрический сигнал переменного напряжения частоты и2о>. В магнитометре используются три взаимно-перпен¬ дикулярные датчика, укрепленные на ориентируемой площадке специального исполнительного механизма — узла ориентации. Два датчика, лежащие в плоскости пло¬ щадки, используются для ориентации площадки перпен¬ дикулярно вектору магнитного поля Земли. Третий дат¬ чик, ориентированный по этому вектору, служит для измерения напряженности магнитного поля. Вследствие того, что коэффициент намагничивания сердечника в по¬ перечном направлении в тысячу раз больше, чем в про¬ дольном, сердечник практически намагничивается проек¬ цией поля на свою продольную ось. Поэтому, если датчик установлен перпендикулярно вектору Но, напря¬ жение вторичной обмотки датчика равно нулю. При от¬ клонении датчика от направления, перпендикулярного полю #0, на его вторичной обмотке возникает напряже¬ ние удвоенной частоты и2ш. Ориентация площадки осу¬ ществляется следующим образом (рис. 65): напряжение удвоенной частоты и2со, возникающее на обмотках ори¬ ентирующих датчиков, если последние не перпендику¬
лярны вектору магнитного поля, усиливается селектив¬ ным усилителем. С помощью фазочувствительного выпря¬ мителя сигнал напряжения 1120) преобразуется в сигнал постоянного тока /, который усиливается магнитным уси¬ лителем. Дальнейшее усиление сигнала происходит с по¬ мощью усилителя мощности, после чего сигнал подается на управляющие обмотки малоинерционных моторов (М) узла ориентации. Следует подчеркнуть, что каналы, преобразующие сиг¬ налы магнитного поля в электрические, и сервосистема работают на разных частотах. Это обстоятельство повы¬ шает помехоустойчивость всей системы. Постоянная фаза моторов узла ориентации питается от специального генератора частоты. При поступлении сиг¬ нала моторы М начинают вращать площадку, на которой укреплены датчики, до тех пор, пока сигнал на управляю¬ щей обмотке не станет равным нулю. Это свидетельству¬ ет о том, что ориентирующие датчики вновь заняли тре¬ буемое положение, перпендикулярное магнитному полю Земли. При отклонении площадки в другую сторону от тре¬ буемого положения на обмотках ориентирующих датчи¬ ков возникает напряжение удвоенной частоты противо¬ положной фазы, и моторы начинают вращать площадку в другую сторону. На валах, идущих от моторов к площадке узла ориентации, укреплены подвижные контакты двух потенциометрических датчиков, показания которых пере¬ даются двумя каналами телеметрии. Положение подвиж¬ ных контактов зависит от ориентации корпуса спутника относительно вектора магнитного поля Земли. Для измерения в широком диапазоне напряженности магнитного поля в магнитометре использован компенсаци¬ онный метод. Сущность этого метода заключается в сле¬ дующем: мерой магнитного поля Земли служит величина постоянного тока, который нужно пропустить по обмот¬ кам, нанесенным на измерительный датчик, чтобы ском¬ пенсировать основную часть земного магнитного поля. Основная часть магнитного поля компенсируется током от специального, чрезвычайно стабильного источника. Величина тока может меняться кратными долями, соответствующими изменению магнитного поля в 3000 у (1у = 10“5 эрстед). Малые изменения поля 154
змзшзлз доузэм4шаыа1гаш у з ^ 1И ^ III 1§ ^ — Усилите.: то г ц (2 ш) + ^2 ООО Z nnhnerw / <5> 1 ^ §1^ S'* оОзсллз зллзжлс/илц Рис. 65. Блок-схема магнитометра
(в среднем -[-2500 у) компенсируются автоматически самой электронной схемой. Эти изменения поля фиксируются дву¬ мя каналами телеметрии. Предположим,что в некоторый мо¬ мент времени разность между магнитным полем,создаваемым током компенсации, и внешним магнитным полем не равна нулю. В этом случае во вторичной обмотке измерительно¬ го датчика возникает напряжение удвоенной частоты Н2со, которое усиливается селективным усилителем и с помощью фазочувствительного детектора преобразуется в сигнал постоянного тока. Сигнал постоянного тока по¬ дается на телеметрию. Если изменение поля превышает некоторую заданную величину, то, в зависимости от знака сигнала, автомати¬ чески срабатывает реле переключателя диапазонов, из¬ меняющего ток компенсации поля на заданную величину (рис. 66). Номер диапазона передается по телеметрии. Магнитометр, установленный на космической ракете, имеет более простое конструктивное решение. Он пред¬ ставляет трехкомпонентный магнитометр полного вектора с магнитно-насыщенными датчиками типа второй гармо¬ ники. Три независимых взаимно-перпендикулярных дат¬ чика закреплены неподвижно относительно корпуса кон¬ тейнера на специальной немагнитной штанге (рис. 67). Магнитометр имеет три совершенно одинаковых канала, каждый из которых измеряет одну из трех компонент маг¬ нитного поля (рис. 68). Измерительный канал (например, канал X) содержит генератор синусоидальных колеба¬ ний частоты со (2000 гц), от которого питается обмотка возбуждения датчика. Так же как в магнитометре, уста¬ навливаемом на спутнике, в сигнальной обмотке датчика возникает сигнал, в котором величина второй гармоники частоты со, т. е. Н200 (4000 гц), зависит от величины напря¬ женности магнитного поля Н. Этот сигнал усиливается избирательным усилителем, настроенным на частоту 2ш, и поступает на фазочувствительный детектор. Опорное напряжение на этот детектор подается от генератора час¬ тоты. На выходе фазочувствительного детектора возни¬ кает ток знак которого зависит от знака магнитного поля Н. Этот ток усиливается усилителем постоянного то¬ ка. С выхода усилителя на вход измерительного канала X вводится обратная связь, которой можно регулировать чувствительность канала. Кроме того, обратная связь 156
I * не 07. Располо.кепие чувствительного датчи¬ ка магнитометра на штанге
Рис. G8. Блок-схема капала X магнитометра позволяет стабилизировать работу измерительного кана¬ ла и избавляет выходной сигнал от различных пульса¬ ций, возникающих в фазочувствительном детекторе. Сигнал постоянного тока поступает затем на эмиттер- ный повторитель. Эмиттерный повторитель позволяет со¬ гласовать выход измерительного канала X со входом ра- диотелеметрической системы. С эмиттерного повторителя сигнал постоянного тока, величина которого зависит от напряженности поля, пос- тупает на два канала телеметрии: один из них отмечает положительное значение поля, а другой — отрицательное. Исследование микрометеоров Изучение метеорного вещества, приходящего в зем¬ ную атмосферу из межпланетного пространства, представ¬ ляет большой интерес с точки зрения астрономии и геофизи¬ ки. Термином «метеор» обозначается явление свечения, возникающего вследствие движения метеорной частицы в земной атмосфере. По свечению можно обнаружить относительно крупные частицы достаточно большой энергии, дающие заметное свечение в силу их нагрева при прохождении в атмосфере. Скорость движения метеоров колеблется от И до 70 км/сек. При этих скоростях визуально можно наблюдать ме¬ теоры с массой до 0,002 г. Специальные оптические при¬ боры позволяют наблюдать значительно более мелкие частицы. Еще большие возможности представляют радио¬ 158
методы, с помощью которых можно зарегистрировать метеоры по отражению радиосигналов от метеорных иони¬ зационных следов. Ракетные исследования позволяют регистрировать уда¬ ряющиеся о корпус ракеты или специальные мембраны частицы и таким образом изучать значительно более мел¬ кие частицы, присутствующие в верхней атмосфере в большом количестве. Однако ценность таких исследова¬ ний на ракетах значительно снижается в связи с их ма¬ лой продолжительностью. С точки зрения геофизики изучение метеорных микро¬ частиц важно для уяснения их роли в процессах, проис¬ ходящих в верхней атмосфере, в частности, в образова¬ нии серебристых облаков, свечении атмосферы и т. д. Существенными являются исследования по определению потока метеорных частиц и спектра их энергий. Чтобы дать некоторое представление о количестве метеорного вещества, приходящего в земную атмосферу и находя¬ щегося вне атмосферы, достаточно сказать, что средний прирост массы Земли за счет твердого космического ве¬ щества составляет от 4 до 6 тыс. т в сутки. Метеоры в верхней атмосфере и космическом пространстве встреча¬ ются в широком диапазоне масс и размеров. Частица с массой порядка 3 10~6 г при громадной скорости, при¬ сущей метеору, может произвести заметные разрушения спутника или корпуса ракеты. Иснользование искусственных спутников Земли и космических ракет для прямого исследования твердой составляющей метеорного вещества позволяет измерить общий поток метеорных частиц и определить спектры их энергии и масс. Аппаратура для регистрации метеорных частиц имеет в качестве чувствительных элементов пьезо¬ датчики из титаната бария или фосфата аммония. Пьезо¬ датчики устанавливаются на специальных панелях, рас¬ положенных на поверхности спутника или на поверхно¬ сти контейнера, отделяемого от последней ступени кос¬ мической ракеты, по нескольку датчиков на каждой панели. Баллистический пьезодатчик представляет массивную плиту, подвешенную на плоской пружине, на которой установлено несколько пьезоэлементов из фосфата аммо¬ ния (рис. 69). Датчики такого типа способны регистри- 159
Гис. 69. Схема баллистического пьезодатчика: / — массивная плита; 2 — пьезоэлемент из фосфата аммония; з — плоение пружины; 4 — корпус ровать удары метеорных частиц, имеющих массу до од¬ ной миллиардной доли грамма при скорости около 40 км в секунду. При смещении плиты под действием удара Гис. 70. Схема аппаратуры для регистрации микрометеоров. / — датчики; 2 — схема сложения; 3 — усилитель; 4 — реле; 5 — триггеры; 6 — выходная схема метеорной частицы пьезоэлементы преобразуют механиче¬ скую энергию частицы в электрический сигнал в виде крат¬ ковременных затухающих колебаний напряжения. Сиг¬ налы с пьезодатчиков поступают в специальный преобра¬ зователь, обеспечивающий разделение их по амплитуде на несколько диапазонов и подсчет числа сигналов в каждом из диапазонов (рис. 70). Разделение сигналов по амплитуде осуществляется путем вывода сигнала на счет¬ ное устройство каждого диапазона с различных каска¬ дов усилителя. Для подсчета числа сигналов в каждом из диапазонов служат счетные цепочки, состоящие из ряда триггерных ячеек, включенных по схеме двоичного счета. На входе счетных цепочек имеются реле, исключающие возмож¬ но
ность повторных срабатываний первых триггеров от од ного и того же сигнала. Счетная цепочка самого чув¬ ствительного диапазона состоит из шести триггерных яче¬ ек и осуществляет счет каждых 32 импульсов. Для по¬ следующих диапазонов счетные цепочки соответственно со¬ стоят из пяти триггеров (счет 16 импульсов), трех триг¬ геров (счет 4 импульсов) и одного триггера (счет каждого импульса). Последние триггеры счетных цепочек вклю¬ чены в выходную схему таким образом, что любое из возможных сочетаний состояния последних триггеров счетных цепочек создает на выходе вполне определенное напряжение. По величине этого напряжения и его изме¬ нению во времени можно судить о количестве сигналов, прошедших к данному моменту времени по каждому из диапазонов. Изучение коротковолновой части спектра Солнца Атмосфера Солнца состоит из трех основных областей: фотосферы — слоя толщиной около 400 км', хромосферы, имеющей толщину порядка 10 ООО—14 ООО км, и короны, простирающейся от фотосферы до нескольких миллионов километров. Как показали ракетные исследования, ука¬ занные три области являются источниками интенсив¬ ной коротковолновой радиации. Область длин волн ^1700—1600 А соответствует части спектра излучения фо¬ тосферы1; области ~ 1600—900 А охватывает основное излучение хромосферы; область короче 900А излуче¬ ние короны. В самое последнее время установлено при¬ сутствие мощной эмиссии гелия (X = 303 А), возникаю¬ щей вблизи переходного слоя между хромосферой и ко¬ роной. Коротковолновая часть спектра Солнца представляет большой интерес с точки зрения астрофизики и физики верхней атмосферы. На такие процессы, как диссоциация и рекомбинация молекул в атмосфере, возбуждение мо¬ лекул и атомов, ионизация и последующая нейтрализация 1 При температуре около 4500° С. Заметим, что в видимой области спектра солнечная фотосфера излучает как абсолютно чер¬ ное тело с температурой, близкой к 6000° С. 11 С. Г. Александров, Р. Е. Федоров 161
за счет рекомбинации разноименных заряженных ионов ультрафиолетовое излучение Солнца оказывает прямое или косвенное влияние. В связи с этим весьма существенным является систе¬ матическое изучение интенсивности коротковолнового из¬ лучения и ее вариаций. Измерение абсолютной интенсивности коротковолновой солнечной радиации и относительных интенсивностей от¬ дельных ее спектральных участков, особенно вариаций этих величин, позволит получить важные данные о при¬ чинах, вызывающих образование ионосферы. Кроме того, поскольку часть спектра этого излучения принадле¬ жит короне, окружающей Солнце, указанные измерения дадут возможность получить новые данные о природе сол¬ нечной короны, выяснить ее состав, состояние материи в короне, в частности ее температуру. Представляют интерес измерения интенсивности линий альфа серии Лаймана Laв спектре водорода = 1215 А) и эмиссии гелия (X = 303 А) и вариаций их интенсивно¬ стей, так как в них сосредоточена значительная часть энер¬ гии ультрафиолетового излучения. Для исследования коротковолновой части спектра Солнца, вплоть до мягких рентгеновских лучей, в СССР использовалась аппаратура с приемником радиации и на¬ бором фильтров с различной полосой пропускания. Та¬ кая аппаратура (рис. 71) принципиально позволяет ис¬ следовать спектр Солнца в следующих четырех областях: 1) от 3—5 до 8 А; 2) от 8 до 22 А, 3) от 44 до 120 А, 4) се¬ рия La. В качестве приемников радиации используются вторично-электронные умножители из бериллиевой брон¬ зы, фотокатоды которых не чувствительны к видимой области спектра. Перед приемником помещается диск с набором различных фильтров, представляющих собой пленки бериллия, алюминия и полиэтилена различной толщины. Области пропускания получаются следующим образом: 0—10 А —пропусканием радиации через бериллиевую фольгу толщиной 200 ц; 10—22 А — пропусканием ради¬ ации через алюминиевую пленку толщиной 5 ц и вычита¬ нием из полученной величины радиации, прошедшей через бериллиевую фольгу толщиной 200р; 44—120 А—про¬ пусканием радиации через полиэтиленовую пленку тол- 162
Рис. 71. Схема прибора для исследования коротковол нового излучения Солнца: 1 — фотоумножитель; 2 — диск с набором фильтров; 3 — шаго¬ вый Механизм; 4 — счетно-интегрирующая радиосхема; 5 — релаксационный генератор для шагового механизма; 6 — ав¬ томат включения прибора; 7— фотосопротивления; 8 — блок питания щиной 3 \х и вычитанием радиации, прошедшей через бериллиевую пленку толщиной 4 ц. Выделение La осу¬ ществляется с помощью двух фильтров из лития фтора. Перестановка фильтров перед приемником радиации производится шаговым механизмом с, частотой, соответ¬ ствующей смещению двух фильтров в секунду. Работой шагового механизма управляет релаксационный генера¬ тор. Прибор включается при помощи автомата, связан¬ ного с двумя фотосопротивлениями. Одно из них включа¬ ет накальные цепи прибора, другое — анодные цепи. При этом важно отметить, что фотосопротивления включают прибор только тогда, когда одновременно с попаданием прибора в освещенную область поступает команда от программного устройства на включение телеметрии. Сигналы от приемника в виде импульсов напряжения по¬ ступают на вход счетно-интегрирующей схемы. Число им¬ пульсов в секунду в данном случае пропорционально ин¬ тенсивности падающей на фотокатод радиации. С помощью
Рис. 72. Прибор для исследования коротковолнового излучения Солнца (крышка снята) счетно-интегрирующей схемы на выходе ее интегрирую¬ щих цепей создаются постоянные напряжения, пропорци¬ ональные скорости счета импульсов: 500 имп./сэк, 5000 ими./сек и 50 000 имп./сек. С выхода интегрирующих цепей сигнал поступает на телеметрическую систему и пе¬ редается на Землю. В приборе имеется три приемника радиации, установленные по периметру прибора под уг¬ лом 120°. Для исключения влияния на показания прибора рентгеновского излучения, возникающего при бомбарди¬ ровке корпуса спутника не особенно жесткими электро¬ нами, применяются специальные магнитные устройства. Общий вид прибора показан на рис. 72. Изучение космических лучей Важное место в программе научных исследований на искусственных спутниках Земли и космических ракетах занимает изучение космических лучей. Космические лу¬ чи — это потоки заряженных частиц огромной энергии, 164
приходящие на Землю из далеких областей межпланет¬ ного пространства. Состав космического излучения, наблюдаемый на по¬ верхности Земли, сильно отличается от состава первич¬ ных космических лучей. Две причины в основном обус¬ ловливают изменение первичного состава космических лучей. Первая причина — это атмосфера Земли. Даже на высотах 25—30 км над уровнем моря, достигаемых с по¬ мощью шаров-зондов, состав космических лучей еще нельзя считать совпадающим с первичным. В слое атмосферы над этими высотами состав космического излучения успе¬ вает измениться в результате взаимодействия с ядрами атомов в атмосфере. Вторая причина — это магнитное поле Земли, кото¬ рое частично отражает космические лучи. С другой сто¬ роны, это же магнитное поле создает своеобразную лову¬ шку для заряженных частиц, возникающих в атмосфере от облучения ее космическими лучами. Попав в геомаг¬ нитную ловушку, эти частицы блуждают в течение очень длительного времени. В результате этого вблизи Земли накапливается большое число энергичных частиц. Истин¬ ный состав первичного космического излучения можно наблюдать лишь на очень больших высотах вне атмосферы Земли и ее магнитного поля. Чтобы узнать, из каких частиц состоят космические лучи, требуется длительное время для проведения наб¬ людений. Такие эксперименты можно осуществить только на искусственном спутнике Земли и космических ракетах. В настоящее время известно, что первичные космиче¬ ские лучи состоят в основном из протонов (ядер водоро¬ да) — примерно 80%, а-частиц (ядер гелия) —при¬ мерно 20% и более тяжелых ядер, составляющих при¬ мерно 1 % от полного числа частиц. Изучение космических лучей интересно с двух точек зрения. Во-первых, в космических лучах встречаются частицы с энергиями от миллиарда до миллиарда миллиардов (1018) электронвольт. Эти частицы при прохождении че¬ рез атмосферу сталкиваются с ядрами атомов, при этом происходит расщепление ядер, рождение новых частиц и
ряд других ядерных процессов. Таким образом, косми¬ ческие лучи дают возможность изучать вопрос о взаи¬ модействии частиц высокой энергии с веществом. Про¬ должительное время, вплоть до создания ускорителей за¬ ряженных частиц, космические лучи были единственным источником частиц высокой энергии. Однако и сейчас они являются важным инструментом ядерной физики элемен¬ тарных частиц, поскольку энергия частиц в космических лучах намного превосходит энергию частиц в ускорителях. Достаточно сказать, что в космических лучах были открыты такие элементарные частицы, как позитрон и р,-мезон. Во-вторых, изучение космических лучей, выяснение источников их происхождения и изменения их состава при .движении в космическом пространстве важно для нас с точки зрения познания Вселенной. Относительно происхождения космических лучей су¬ ществуют разные точки зрения. Одна из наиболее рас¬ пространенных гипотез, развиваемая советскими учеными В. JI. Гинзбургом и И. С. Шкловским, связывает возни¬ кновение космических лучей со вспышками так называе¬ мых сверхновых звезд. В результате такой вспышки в оболочке звезды возникают условия, при которых проис¬ ходит ускорение заряженных частиц — протонов — и бо¬ лее тяжелых атомных ядер до энергий космических лучей. Различные элементы во Вселенной имеют различную распространенность, причем легкие элементы более рас¬ пространены, чем тяжелые. Более всего распространен водород, в меньшей степени гелий и в еще меньшей сте¬ пени углерод, азот, кислород и т. д. Однако такая за¬ кономерность резко нарушается для лития, бериллия и бора (табл. 27). Из данных табл. 27 видно, что для эле¬ ментов Li, Be, В относительная распространенность мно¬ го меньше, чем для более тяжелых элементов (почтив 10 тыс. раз). Согласно теории Гинзбурга—Шкловского, отношение потока ядер лития, бериллия, бора (Li, Be, В) к потоку ядер углерода, азота, кислорода, фтора (С, N, О, F) должно быть равно 0,1 или несколько больше. Вследствие неточности ряда параметров, использован¬ ных при оценке, это значение может оказаться в несколько 166
Т а б л и ц а 27 Средняя распространенность элементов в природе я спектр по зарядам ядерной компоненты первичного потока космических лучей Элемент Заряд ядра Z В среднем в природе В первичном потопе косми¬ ческих лучей* II 1 3,5-10® 3,5.10s Не 2 3,5•107 3,5-107 1л 3 1 Be 4 1,4 190-1О4 В 5 J С 6 8-104 N 7 16-104 182-104 О 8 22-104 Ne 10 (9—24)•104 10,5-104 Mg 12 8,8 -103 140-102 Si 14 104 10,5*104 Fe 26 1,8-104 10,5-104 Остальные эле¬ менты с Z < 30 <30 9,3-10® 10,5•103 Элементы с 30 < Z < 92 30—92 104 <3,5 -103 * Нормировка обоих распределений произведена но водороду. раз больше, однако теория придет в резкое противоречие с опытом, если отношение будет много меньше 0,1. Если космические лучи образуются в сверхновых звез¬ дах, то состав их в какой-то степени должен отражать химический состав оболочки звезды и поэтому можно ожи¬ дать, что в космических лучах не будет заметного коли¬ чества ядер Li, Be, В. Так было, если бы наблюдали космические лучи вблизи их источника — звезды. Но при прохождении огромных расстояний до Земли состав космических лучей претерпевает некоторые изменения. Межзвездное пространство заполнено межзвездным ве¬ ществом, в основном атомами водорода, с которыми с за¬ метной вероятностью могут встретиться частицы, прежде чем попасть иа Землю. В результате таких столкновений 167
п расщепления более тяжелых ядер могут в заметном ко¬ личестве появиться легкие ядра, типа-Li, Be, В. Поэтому важным вопросом, относящимся к составу ядерной ком¬ поненты космических лучей, является вопрос о количе¬ ственном соотношении между потоками ядер Li, Be, В и ядер С, N, О, F. Данные различных авторов об относительном количе¬ стве ядер Li, Be, В и С, N, О, F в первичном потоке не¬ редко противоречивы и, кроме того, недостаточно надеж¬ ны. Поэтому окончательное выяснение отношения потоков этих двух групп ядер за границей атмосферы остается важной проблемой. С ьомощыо искусственных спутников Земли и косми¬ ческих ракет может быть также внесена ясность в вопрос 0 наличии в первичном потоке ядер с зарядом больше 30. Так как сечение взаимодействия таких ядер с веществом очень велико,то даже в случае,еслитакие ядра есть в первич¬ ном потоке космического излучения, они не могут на¬ блюдаться на тех высотах, на которых проводятся стра¬ тосферные измерения. Никаких достоверных сведений о наличии в космических лучах ядер с зарядом больше 30 нет, но отдельные случаи их регистрации дают ос нования предполагать, что за границей атмосферы име¬ ется заметный поток этих ядер. Если бы такое предпо¬ ложение экспериментально подтвердилось, оно имело весьма существенное значение для теории происхождения космических лучей. Вследствие большого сечения взаимодействия ядер с Z > 30 с веществом они должны иметь сравнительно не¬ большой пробег в межзвездной среде по сравнению с лег¬ кими ядрами, и поэтому соотношение между потоками тяжелых и легких ядер должно меняться в пользу легких ядер. Однако обнаружение заметного числа тяжелых ядер в первичном потоке свидетельствовало бы об аномальном богатстве источников космических лучей тяжелыми эле¬ ментами, либо о том, что в процессе ускорения заряжен¬ ных частиц происходит преимущественное ускорение тя¬ желых ядер. Изучение вариаций интенсивности космических лу¬ чей имеет также существенное значение для решения ряда геофизических и астрофизических вопросов. Как пра¬ вило, вариации интенсивности космических лучей изу- 1 n<S
чаются на поверхности Земли, т. е. изучаются вариации вторичного излучения, значительная часть которых обу¬ словлена влиянием метеорологических факторов. Кроме того, наиболее подвержена вариациям интенсивность час¬ тиц малой энергии, которые вообще почти не делают вкла¬ да в поток заряженных частиц вблизи поверхности Земли. Они либо отклоняются магнитным полем Земли, либо захватываются им, либо поглощаются в атмосфере. Приборы на искусственном спутнике Земли позволя¬ ют зафиксировать вариации различного рода (суточные, двадцатисемидневные и др.)* При этом почти одновремен¬ но могут быть получены сведения о вариациях в различ¬ ных пунктах Земли, т. е. можно получить карту вариаций по всему земному шару. (Такие сведения до сих пор не удавалось получить, так как станции наблюдения раз¬ мещены по поверхности Земли неравномерно.) Это поз¬ волит сделать ряд заключений о природе вариаций и их происхождении, проверить существующие теоретические представления о механизме появления больших вспышек космических лучей, о влиянии на интенсивность косми¬ ческих лучей малых вспышек на Солнце и т. д. Весьма существенные данные могут быть получены о влиянии солнечной активности на интенсивность косми¬ ческих лучей. Как известно, большие вспышки в косми¬ ческих лучах, коррелированные со вспышками на Солнце, наблюдаются очень редко (за последние 15 лет зареги¬ стрировано 5 вспышек). Однако малые вспышки на Солн¬ це отмечаются значительно чаще, и отсутствие коррели¬ рованных с этими вспышками вариаций интенсивности космических лучей объясняется, возможно, тем, что из¬ лучаемые Солнцем во время вспышки частицы имеют слишком малую энергию, чтобы вызвать вариации, реги¬ стрируемые на поверхности Земли. Если этот эффект су¬ ществует, то его можно будет зарегистрировать при из¬ мерениях на спутнике. Вариации, период которых при регистрации на Земле составляет солнечные сутки (солнечно-суточные вариации), при измерении па спутнике дадут полуторачасовую вари¬ ацию, так как период обращения спутника вокруг Земли равен примерно 100 мин. Такой сравнительно малый период позволит с большей достоверностью зафиксировать эти вариации и более точно определить их величину при 169
условии, конечно, достаточно высокой статистической точ¬ ности измерений. Возможность подъема на искусственных спутниках Земли и космических ракетах приборов, регистрирующих космические лучи, открывает большие перспективы для постановки ряда других задач по исследованию первич¬ ного потока. К их числу следует отнести измерение пото¬ ка первичных протонов, выяснение роли альбедо земной атмосферы1, определение нижнего предела для потока электронно-позитронной компоненты, изучение взаимо¬ действия первичных частиц с веществом, их энергетиче¬ ского спектра и т. д. Изучение космических лучей с помощью искусствен¬ ного спутника Земли открывает широкие перспективы и в другом направлении: спутник позволит составить кар¬ ту распределения космических лучей по всему земному шару и тем самым произвести исследование магнитного поля Земли. Кроме того, длительное пребывание прибора, установленного на спутнике, позволяет надеяться най- тч новые компоненты в составе космического излучения. Особое значение в связи с этим приобретают поиски фо¬ тонов в составе космических лучей. Наконец, искусствен¬ ные спутники Земли и космические ракеты позволят де¬ тально изучить области накопления заряженных частиц вблизи Земли, что имеет существенное практическое зна¬ чение для будущих полетов человека в космос. Перейдем к описанию методики для исследования пер¬ вичного космического излучения и вторичных частиц, возникающих при облучении им атмосферы. Наиболее надежным способом, с помощью которого можно отличить одно ядро от другого, является опреде¬ ление их заряда, что может быть осуществлено при пропускании ядра через так называемый черенковский счетчик, основанный на использовании эффекта Вавилова— Черенкова. Это явление состоит в том, что если заряжен¬ ная частица проходит через прозрачное вещество со скоростью, большей скорости света для данного вещества, то на ее пути возникает свет (излучение Вавилова—Черен¬ кова). 1 Поток энергии, отраженной Землей и атмосферой. 170
Интенсивность вспышки черепковского излучения про¬ порциональна квадрату заряда Z2e2 частицы, прошед¬ шей через детектор счетчика, зависит от скорости (3, показателя преломления п вещества в детекторе, а также от длины пути частицы в этом детекторе: <2'4> где A7V — число фотонов в интервале частот Av, испу щенных на пути частицы /; h — постоянная Планка; с — скорость света. Регистрируя амплитуды вспышек черенковского излу¬ чения, можно исследовать спектр ядер в первичном кос¬ мическом излучении и определить относительное коли¬ чество ядер с различными зарядами в общем потоке кос¬ мических частиц. Один из возможных вариантов прибора для исследо¬ вания состава космического излучения (рис. 73) пред¬ ставляет плексигласовый детектор, отполированная по¬ верхность которого плотно прижата к фотокатоду фото¬ умножителя. Свет, возникающий при прохождении час¬ тицы в плексигласе, попадает на фотокатод фотоумно¬ жителя. Фотоумножитель под действием этого света дает электрический сигнал, величина которого пропорци¬ ональна интенсивности световой вспышки. Остановимся на вопросах, связанных с изучением полной интенсивности космических лучей и их вариаций (т. е. изменения со временем этой интенсивности). Полная интенсивность космических лучей измерялась и ранее на различных высотах; зависимость интенсивности космических лучей от высоты имеет вид, показанный на рис. 74. При подъеме прибора (счетчика) от уровня моря в верхние слои атмосферы наблюдается быстрый рост числа частиц, регистрируемых прибором в секунду, осо¬ бенно на высоте примерно 30—40 км, после чего рост за¬ медляется, и далее число частиц в секунду очень слабо меняется с высотой, практически оставаясь постоянным приблизительно до 200 км. Появление максимума интен¬ сивности в указанном диапазоне высот объясняется тем, что первичные частицы большой энергии, как отмечено 171
мического излучения измеряется с помощью счетчика Гейгера. Счетчик Гейгера по¬ зволяет производить ре¬ гистрацию частиц, не отличая друг от друга Рис. 73. Прибор для исследования частицы с различными состава первичного космического зарЯдами а измеряя излучения г г J только их полную ин¬ тенсивность . Обычно это металлическая трубка, по оси которой натянута нить (рис. 75). Трубка и нить изолированы друг от друга. Трубка заполнена смесью газов из галлоидной группы элементов. Между нитью и корпусом трубки при¬ ложена разность потенциалов в несколько сот вольт. При прохождении заряженной частицы через такой счет¬ чик вдоль пути частицы возникают ионы, которые под действием электрического поля приходят в движение и, сталкиваясь с атомами газа в счетчике, образуют новые ионы. Таким образом создается лавина, которая приводит к возникновению электрического импульса, соответ¬ ствующего прохождению каждой частицы космических выше, попадая в более плотные слои атмосфе¬ ры, сталкиваются с яд¬ рами атомов, образуя при этом большое ко¬ личество вторичных ча¬ стиц меньшей энергии. Поэтому число частиц при углублении в ат¬ мосферу сначала воз¬ растает, а затем этот процесс начинает ком¬ пенсироваться погло¬ щением частиц в атмо¬ сфере, вследствие чего и происходит падение ин¬ тенсивности космичес¬ ких лучей. Обычно пол¬ ная интенсивность кос- 172
Л/V Рис. 74. Высотный ход полной интенсивности космических лучей лучей. Зарегистрированные счетчиком импульсы обыч¬ но сосчитываются так называемой пересчетной схемой (рис. 76). Схема состоит из нескольких пересчетных ячеек, со¬ вершенно одинаково работающих и включенных после¬ довательно. Пересчетные схемы, используемые на спут¬ никах и космических ракетах, строятся из-за экономии питания не на электронных лампах, а на полупроводни¬ ковых триодах. Работает такая схема по двоичной системе, поскольку каждая ячейка может иметь два устойчивых состояния. Для поиска и регистрации фотонов в составе космиче¬ ского излучения, а также для изучения областей повы¬ шенной радиации вблизи Земли можно использовать так называемый люминесцентный счетчик, обладающий высокой эффективностью (примерно на два порядка боль¬ шей, чем у счетчиков Гейгера). Счетчик состоит из цилин¬ дрического кристалла йодистого натрия и фотоумножи¬ теля. Импульсы, возникающие на выходе фотоумножи¬ теля, усиливаются полупроводниковым усилителем и 173
-Шд Рис. 75. Схема счетчика Гейгера: 1 — корпус; 2 — стальная нить; 3 — газ, заполняющий счетчик-; 4 — путь частицы через счетчик подаются на двоичную схему, собранную также на полу¬ проводниках. Порог счетной схемы соответствует энерго¬ выделению в кристалле, равному нескольким десяткам килоэлектронвольт. На рис. 77 изображена блок-схема прибора. Рис. 76. Схема прибора для измерения интенсивности космического излучения: 1 — счетчик Гейгера; 2 — пересчетная схема; 3 — блок питания; 4 — схема согласования с телеметрической системой На выходе пересчетной схемы используется реле, по¬ ложение контактов которого передается по телеметриче¬ ской системе. В схеме прибора предусмотрены еще два реле, положение которых служит для передачи данных о суммарной ионизации. Для этой цели производится из¬ мерение тока на выходе фотоумножителя, а также тока одного из динодов фотоумножителя. Одновременное измерение этих токов позволяет не только измерить 174
Фотоумножитель n о Рис. 77. Г)лпк-схсма прибора с люминесцентным счетчиком частил
Рис. 78. Блок-схема прибора для изучения потоков тяжелых ядер в космическом излучении значение суммарной ионизации, производимой в кристалле (ток диыода), но и оценить, из каких порций эта ионизация в среднем складывается. Это оказывается возможным в ре¬ зультате использования эффекта нелинейности в области последних электродов фотоумножителя, благодаря чему соотношение между токами анода и промежуточного ди- нода зависит от энергии отдельных вспышек. Изменение положения реле происходит после накоп¬ ления определенного заряда (реле 1 и 2) или при накоп¬ лении определенного числа импульсов (реле 3). Таким образом, интенсивность может быть вычислена по формуле: 1 = (2.5) где Т — время пребывания данного реле в одном положе¬ нии; значение К определяется в зависимости от изменения темпа счета (Кс), измерения ионизации по анодному (Ка) или динодному (Кд) току. Прибор для исследования потоков тяжелых ядер в кос¬ мическом излучении позволяет регистрировать совершенчо другую компоненту космического излучения, а именно, ядра таких элементов, как железо, кобальт, никель, и даже выделять ядра еще более тяжелых элементов (вана¬ дия и других, вплоть до урана). 176
Схема прибора представлена на рис. 78. Действие при¬ бора основано на использовании эффекта Вавилова—Че- ренкова. Черепковский счетчик состоит из фотоумножи¬ теля и детектора. Детектором служит плексигласовый цилиндр. Оптический контакт детектора с фотоумножи¬ телем осуществляется с помощью канадского бальзама. Такой счетчик может регистрировать частицы с кинети¬ ческой энергией Е 3-108 дв!нуклон, попавшие в детек¬ тор с любых направлений при достаточной длине их про¬ бега в детекторе. Импульс с выхода фотоумножителя по¬ дается через эмиттерныйповторитель на два усилительных капала с различными порогами. На выходе каналов сто¬ ят триггерные ячейки. Выходы триггеров подаются на радиотелеметрическую систему. Исследование корпускулярного излучения Солнца Корпускулярное излучение Солнца играет существен¬ ную роль в ионизации верхних слоев атмосферы, обра¬ зовании полярных сияний и геомагнитных возмущений. На основании исследования спектров полярных сияний можно сделать заключение, что корпускулярное излу¬ чение представляет собой в основном потоки ионов водо¬ рода и электронов. С помощью наблюдений на больших высотах можно непосредственно установить состав кор¬ пускулярного излучения Солнца. Многочисленные исследования природы корпускуляр¬ ного излучения Солнца и установление связи между этим излучением и полярными сияниями, геомагнитными воз¬ мущениями и т. д. выдвинули эту проблему в число цен¬ тральных проблем современной геофизики. Первую серьезную попытку объяснить возникновение полярных сияний корпускулярными потоками, выбрасы¬ ваемыми Солнцем, сделали Штермер и Беркеланд. Учи¬ тывая, что полярные сияния происходят, как правило, в высоких широтах, вблизи магнитного полюса, а направ¬ ление их лучей совпадает с направлением силовых линий магнитного поля Земли, естественно было искать причи¬ ну возникновения полярных сияний в движении зарядов в верхних слоях атмосферы под действием магнитного поля Земли. 12 С. Г. Александров, Р. Е. Федоров 177
Впервые задачу о движений тайого заряда—электрона или протона — в магнитном поле диполя рассмотрел Штермер. В результате решения этой задачи угловой радиус зоны полярных сияний определялся уравнением: напряженность магнитного диполя в точке наблюдения, R —радиус кривизны винтовой линии, по которой дви¬ жется заряженная частица). Анализ результатов Штермера показал, что наиболь¬ шее отклонение частицы от магнитного полюса составля¬ ет 19°, тогда как максимальная зона полярных сияний от¬ стоит от полюса на 23° и спускается при сильных магнит¬ ных бурях до 30, 40 и даже 50°. Это противоречие теоре¬ тических выводов наблюдаемым фактам можно обойти, если предположить наличие кругового тока в плоскости магнитного экватора на расстоянии нескольких земных радиусов. Теория Штермера была подвергнута эксперименталь¬ ной проверке в знаменитых опытах с тереллой1, постав¬ ленных Беркеландом, а также в опытах Брюхе. С помощью этих опытов удалось воспроизвести не¬ которые из периодических орбит движения электронов, предсказываемых Штермером, и выяснить влияние гипо¬ тетических кольцевых токов в плоскости магнитного эква¬ тора: в случае кольцевого тока зона полярных сияний на терелле действительно снижалась в сторону экватора. Вместе с тем теория Штермера встретилась с одной серьезной трудностью. Дело в том, что для образования полярных сияний и магнитных бурь плотность потока частиц, приближающихся к Земле, должна быть очень большой. Однако, если указанный поток состоит только из одноименных заряженных частиц (как это имеет место в теории Штермера), то вследствие электростатического 1 Терелла — расположенный в разреженном газе намагничен¬ ный шар, облучаемый электронами. (2.6) где С — (М — магнитный момент диполя, // 178
отталкивания частицы рассеются задолго до приближения к Земле. Эта трудность может быть снята предположением о нейтральности потока частиц, выбрасываемых Солнцем. Подобная точка зрения была развита в работах ряда ав¬ торов (Чепмена —Ферреро и др.). В последнее время эта гипотеза также подвергалась серьезной критике со стороны целого ряда ученых, при¬ чем некоторые из них вновь воскресили первоначальную гипотезу Штермера — Беркеланда. Дело в том, что межпланетная среда, как показали недавние исследова¬ ния, не является идеальным вакуумом, а содержит ио¬ низированный газ, плотность которого достигает поряд¬ ка 103 частиц см'3. Этот ионизированный газ является хорошим проводником и, по-видимому, предохраняет от рассеяния, в результате электростатического отталкива¬ ния, корпускулярный поток, состоящий из одноименных заряженных частиц. Кроме того, было показано, что в силу электромаг¬ нитного взаимодействия движущихся зарядов, пучок корпускул будет фокусироваться. Таким образом, критика гипотезы Штермера оказа¬ лась несостоятельной. Тем не менее эта гипотеза не может служить в настоящее время окончательной рабочей ги¬ потезой, так как она не выдерживает других возражений, но некоторые качественные выводы этой теории могут быть использованы для геофизических целей. Изучение распределения по высоте нижних границ полярных сияний позволяет сделать некоторые выводы об энергии солнечных корпускул. Оказалось, что кор¬ пускулы способны свободно преодолевать толщу атмо¬ сферы над 100-километровым уровнем. Это соответствует 10 ”3 г воздуха над 1 см2 или 1 см атмосферы при нормаль¬ ных давлении и температуре. Например, протоны, чтобы преодолеть такую толщу атмосферы, должны обладать энергией 5-105 эв, что соответствует их скорости около 109 см/сек. Изучение спектра полярных сияний дает богатый материал о природе солнечных корпускул. Сравнение спектра полярных сияний в верхней атмосфере с искус¬ ственными полярными сияниями в лаборатории показало, что спектры полярных сияний не похожи на спектры воз¬ духа, возбуждаемого жесткими электронами. В то же
время в инфракрасной области спектра найдены полосы ионизированной молекулы азота, которые возбуждают¬ ся только электронами в несколько десятков электрон- вольт. Представления о корпускулярном излучении Солнца за последнее время существенно менялись благодаря накоплению нового фактического материала. К настоя¬ щему времени установлено, что вторгающиеся в земную атмосферу корпускулы являются ионизированными ато¬ мами водорода и быстрыми электронами, это доказывает¬ ся сравнением спектров полярных сияний с искусствен¬ ными, полученными в лабораторных условиях спектрами воздуха при его облучении быстрыми ионами водорода и электронами. Однако вопрос о природе корпускулярного излучения Солнца экспериментально еще не решен. Постановка на спутнике опытов по изучению природы корпускулярного излучения Солнца, а также выяснение направленности корпускулярных потоков во время полярных сияний поз¬ волит до некоторой степени решить, действительно ли это излучение играет ту существенную роль в образова¬ нии полярных сияний и магнитных возмущений, какая отводится ему современными теориями. В аппаратуре, установленной на искусственном спут¬ нике Земли, в качестве индикаторов не особенно жестких электронов (рис. 79) используются два флюоресцирующих экрана из сернистого цинка, активированного серебром, покрытые алюминиевой фольгой, различной толщины (8 * 10“4 и 4 10"4 г/см2). Перед экранами расположены три толстые алюминиевые диафрагмы со входным окном, обеспечивающим захват корпускул из телесного окна в V4 стерадиана. Излучение флюоресцирующего экрана в результате облучения его корпускулами регистрируется фотоэлектронным умножителем. Ток, который возникает в фотоэлементе, определяется выражением: J = jS v тг а т], (2.7) где / —ток корпускул (а/см2); S — площадь экрана и фотокатода; v — разность потенциалов, потребная для ускоре¬ ния корпускул до их энергии; 180
Рис. 79. Схема аппаратуры для обнаружения корпуску¬ лярного излучения Солнца: 1 — блок питания; 2 — катодный повторитель; 3 — к радиотелемет- рической системе; 4 — к программно-временному устройству; 5 — преобразователь напряжения; ФЭУ — фотоэлектронный умножитель а —светоотдача экрана; т] —чувствительность фотокатода. Алюминиевая фольга различной толщины предназна¬ чена для того, чтобы с ее помощью грубо оценивать про¬ бег корпускул. Тонкая фольга имеет микропоры, пропускающие сол¬ нечный свет. Поэтому при направлении на Солнце инди¬ катор с такой фольгой будет давать отсчеты на середине шкалы. При вращении спутника фототок за счет электро¬ магнитного излучения Солнца должен быть симметрич¬ ным относительно своего максимума. Значение этих об¬ стоятельств необходимо для оценки корпускулярного воз¬ действия на флюоресцирующий экран с тонкой фольгой. Сделав характеристику усилительной системы нели¬ нейной, можно обеспечить регистрацию перпендикуляр¬ но падающих на весь флюоресцирующий экран электро¬ нов с энергией — 104 эв в широком диапазоне токов при максимальной чувствительности (при токе от 10 ~п до 10"8 а!см2, в случае индикатора с толстой фольгой). 181
Биологические исследования Биологические исследования на высотных ракетах и, особенно, на искусственных спутниках Земли являются важнейшим этапом подготовки полета человека в косми¬ ческое пространство. Именно на этом этапе исследований необходимо изучить влияние всех факторов, присущих пребыванию человека в космосе. К этим факторам относят¬ ся: влияние перегрузок при старте ракеты, состояние не¬ весомости в условиях свободного полета по орбите, вли¬ яние различных излучений на живой организм, состояние высокоорганизованного живого существа в герметиче¬ ской кабине, приспособляемость живого организма к условиям, приближенным к космическому полету. Ис следования в этих направлениях проводятся на мышах свинках, кроликах, собаках и обезьянах. Обезьяны, как правило, поднимаются на ракетах в наркотизированном состоянии, что значительно снижает ценность проводимого эксперимента. Советские физиологи провели ряд успеш¬ ных экспериментов на собаках при пусках геофизических ракет вплоть до высоты 470 км. Подопытные животные благополучно возвратились на Землю, при этом их со¬ стояние не отличалось резко от нормального. Накоплен¬ ный советскими физиологами обширный материал при пусках высотных ракет позволил сделать вполне опре¬ деленные выводы о возможности посылки живого орга¬ низма в космическое пространство. Биологические исследования на искусственных спут¬ никах Земли позволили расширить наши знания о пре¬ бывании живого организма в условиях космического по¬ лета. В отличие от биологических исследований на высот¬ ных ракетах, искусственные спутники позволяют изучить эффекты длительного воздействия ускорений, шума и вибраций при запуске спутника до момента выхода его на орбиту и длительного состояния невесомости при ор¬ битальном полете. Для обеспечения животному всех необходимых жиз¬ ненных условий при космическом полете, а также реги¬ страции физиологических функций животного приме¬ няется специальная аппаратура, отвечающая высоким конструктивным требованиям. 182
Рис. 80. Комплект физиологической аппаратуры: 1 — микрофон; 2 — автомат давления; з — автономный регистратор; 4 — первый усилих-льно-распределительный блок; 5 второй усилительно-рас пределительный блок; 6 — блок преобразования напряжений; 7 — датчики температуры; 8 — датчик для измерения артериального давления; 9 — датчик дыхания; 10 — датчик регистрации движений Датчики ДЬктание о— Электро¬ кардиограмма Осцилляции о— Температу¬ ра тела Движение о— Отметки о— Давление в манжете Температура 6 к аки не Дадление д кабине Усилитесь УсилителЬ 1 § I $ Программное устройства Источники алектропитания Автомат давления I 1 I I Г I Рис. 81. Блок-схема физиологической аппаратуры
В состав оборудования герметической кабины входит следующая аппаратура: регенерационная установка с си¬ стемой автоматики, регулятор температуры воздуха в герметической кабине, автомат кормления и обеспече¬ ния животного водой, приспособление для фиксации по¬ ложения животного в кабине, комплект физиологических датчиков вместе с усилительно-коммутационным блоком и усилителями. С помощью физиологических датчиков, которые раз¬ мещаются на животном (рис. 80), производится регистра¬ ция показателей, характеризующих состояние дыхания и кровообращения животного в полете, а именно: частоты сердечных сокращений путем регистрации биотоков серд¬ ца; частоты дыхания путем измерения периметра грудной клетки; величины максимального артериального кровя¬ ного давления осцилляционным методом при периодичес¬ ком сжимании выведенной в кожный лоскут сонной арте¬ рии с помощью специальной манжеты. Кроме того, для суждения о двигательной активности животного исполь¬ зуется метод актографии с датчиком движения. Регистрация биотоков производится при помощи сере¬ бряных электродов, вживленных под кожу животного. Использование тензолитовых реостатных датчиков, на¬ кладываемых в виде поясов на грудную клетку живот¬ ного, позволяет^производить регистрацию частоты дыха¬ ния. Осцилляционный датчик, который при помощи пье¬ зокристалла преобразует пульсовые колебания стенок сон¬ ной артерии в электрические колебания, служит для ре¬ гистрации артериального давления. Движения живот¬ ного регистрируются потенциометрическим датчиком. На рис. 81 представлена блок-схема такой аппаратуры. Для обеспечения питания животного в условиях не¬ весомости разрабатываются специальные пищевые желе¬ образные массы, содержащие необходимое количество воды. Для отправлений животного предусматривается спе¬ циальное ассенизирующее устройство. Путем длительной тренировки в лабораторных усло¬ виях, проведения многосуточных экспериментов животное подготовляется к полету на искусственном спутнике Земли.
Глава HI СОВЕТСКИЕ ИСКУССТВЕННЫЕ СПУТНИКИ И КОСМИЧЕСКИЕ РАКЕТЫ Первый советский искусственный спутник Земли Запуск первого в мире советского искусственного спутника Земли был осуществлен 4 октября 1957 г. Спутник имел форму шара. Диаметр его был равен 580 мм, вес — 83,6 кг. На внешней поверхности спутника были установлены антенны радиопередатчиков в виде че¬ тырех стержней. Длина двух из них составляла 2,4 м, двух других — 2,9 м. Стержни соединялись с антенными изоляторами, закрепленными на корпусе спутника с по¬ мощью шарнирных узлов, обеспечивающих их поворот на некоторый угол после отделения спутника от ракеты- носителя. Общий вид первого искусственного спутника Земли представлен на рис. 82. Стержни антенн на рисунке за¬ нимают положение, соответствующее полету спутника по орбите. Вся аппаратура, вместе с источниками ее энергопита¬ ния, размещалась в герметичном корпусе, изготовленном из алюминиевых сплавов. Корпус состоял из двух тонко¬ стенных полуоболочек, соединяемых при сборке спутни¬ ка. Конструкция стыка полуоболочек обеспечивала пол¬ ную ее герметичность. Поверхность корпуса спутника полировалась и под¬ вергалась специальной обработке, чтобы придать ей необходимые значения коэффициента поглощения сол¬ нечной радиации и коэффициента собственного излуче¬ ния. Перед пуском спутник был заполнен газообразным азотом. Для поддержания достаточно стабильного внутреннего температурного режима на спутнике была установлена 185
специальная система терморегулирования, изменявшая принудительную циркуляцию газообразного азота в кор¬ пусе спутника в зависимости от температуры в нем. Со¬ ответственно этому изменялось тепловое сопротивление между аппаратурой и оболочкой спутника и отвод тепла от аппаратуры к оболочке. На спутнике были установлены два радиопередатчика, работавшие на частотах 20,005 и 40,002 Мгц (длины волн соответственно 15 и 7,5 м). Сигналы, излучаемые радио¬ передатчиками на каждой из частот, имели вид телеграф¬ ных посылок. Посылка сигнала одной частоты произво¬ дилась во время паузы сигнала другой частоты. В сред¬ нем длительность сигналов на каждой из частот составля¬ ла 0,2ч-0,3 сек. Типичная форма радиосигналов приведе¬ на на рис. 83. Радиопередатчики спутника обеспечивали возможность систематических наблюдений за его орбитой. Для реги¬ страции процессов, происходящих на спутнике, на нем были установлены чувствительные элементы, меняющие частоты телеграфных посылок и соотношения между дли¬ тельностью этих посылок и пауз между ними при изме¬ нении некоторых параметров внутри спутника (темпера¬ туры, давления). При приеме радиосигналов наземными станциями про¬ изводилась их регистрация для последующей расшифров¬ ки и анализа. Наличие на спутнике радиопередатчиков, работавших на двух различных частотах, создало возможность про¬ ведения исследований по распространению радиоволн в ионосфере. При этом выбор длины волн (7,5 и 15 м) позволил производить радионаблюдения за спутником не только специальным станциям, но и самым широким кру¬ гам радиолюбителей во всех частях земного шара. Мощ¬ ность радиопередатчиков оказалась вполне достаточной для уверенного приема радиосигналов обычными люби¬ тельскими приемниками на весьма больших расстояниях. На волне 15 м радиосигналы спутника принимались на расстояниях, достигающих 10—12 тыс. км. Источники энергопитания, размещенные на спутни¬ ке, обеспечили работу всей его аппаратуры в течение трех недель. 186
Рис. 82. Первый советский искусственный спутник Земли
Передатчик N / ( частота ,/ - 20,005 Мгц ) t, сек 03 пек - Передатчик А/ 2 ( частота fz~ 00, 002 Мгц) к, сек U и и U и U U U U L ^ 0,3 сек ~ Рис. 83. Форма радиосигналов первого спутника Спутник был установлен в передней части ракеты-но¬ сителя. Для защиты от тепловых и аэродинамических воз¬ действий на участке выведения, при полете ракеты в плотных слоях атосферы, он предохранялся защитным ко¬ нусом. После выведения на орбиту спутник был отделен от последней ступени ракеты-носителя с помощью спе¬ циального толкателя. Одновременно с отделением спут¬ ника был сброшен защитный конус, после чего спутник начал двигаться по орбите самостоятельно. 188
Второй советский искусственный спутник Земли Второй советский искусственный спутник Земли, вы¬ веденный на орбиту 3 ноября 1957 г., в отличие от перво¬ го представлял собой последнюю ступень ракеты, на кото¬ рой в ряде контейнеров размещалась вся научная и изме¬ рительная аппаратура, а также подопытное животное — собака по кличке Лайка (рис. 84). Общий вес аппарату¬ ры, животного и источников энергопитания — 508,3 кг. Размещение аппаратуры непосредственно на корпусе последней ступени ракеты упростило задачу определе¬ ния орбиты спутника при помощи оптических средств наблюдения. Как показал запуск первого спутника, на¬ блюдения за ракетой-носителем оказались значительно более простыми, чем наблюдения за самим спутником, поскольку яркость ракеты-носителя превосходила яр¬ кость спутника на несколько звездных величин. В передней части последней ступени ракеты на специ¬ альной силовой раме был установлен прибор для иссле¬ дования излучения Солнца в ультрафиолетовой и рентге¬ новской областях спектра, сферический контейнер с ра¬ диопередатчиками и герметическая кабина с подопытным животным. Схема их размещения приведена на рис. 85. Два прибора для изучения космических лучей располага¬ лись в корпусе ракеты. Установленные на раме приборы, контейнер и кабина с животным (рис. 86) были закрыты защитным конусом, предохранявшим их от тепловых и аэродинамических воз¬ действий при полете ракеты в плотных слоях атмосферы. Сбрасывание защитного конуса после выведения послед¬ ней ступени ракеты на орбиту осуществлялось механиз¬ мом отделения. Радиопередатчики, находящиеся в сферическом контей¬ нере, работали на тех же частотах, что и радиопередатчи¬ ки первого спутника ( 20,005 и 40,002 Мгц). Кроме радио¬ передатчиков, в сферическом контейнере размещались ис¬ точники энергопитания, аппаратура терморегулирова¬ ния и чувствительные элементы, регистрирующие изме¬ нение температуры и других параметров в контейнере. По своей конструкции сферический контейнер был подо¬ бен первому искусственному спутнику Земли. 189
Рис. 84. Собака Лайка Один из радиопередатчиков, работавший на частоте 20,005 Мгц (длина волны 15 ж), излучал сигналы, имев¬ шие вид телеграфных посылок. Длительность посылок, как и длительность пауз между ними, составляла в сред¬ нем около 0,3 сек. Изменение некоторых параметров внутри контейнера (температуры, давления) регистриро¬ валось чувствительными элементами, менявшими в опре¬ деленных пределах длительность этих посылок и пауз между ними. Второй радиопередатчик работал на частоте 40,002 Мгц (длина волны 7,5 ж) в режиме непрерывного излучения. Герметическая кабина, в которой помещалась собака Лайка, имела вид цилиндра с выпуклыми днищами. Для установки оборудования и размещения животного одно из днищ было сделано съемным. На съемном днище имел¬ ся иллюминатор из органического стекла для освещения кабины в полете и наблюдения за животным после гер¬ метизации кабины. В кабине были созданы условия, 190
Рис. 85. Схема размещения аппаратуры на втором советском спутнике 1 — защитный конус, сбрасываемый после выведения спутника на орбиту; 2 — прибор для исследования ультрафиолетового и рентгеновского излуче¬ ния Солнца; 3 — сферический контейнер с аппаратурой и радиопередатчика¬ ми; 4 — силовая рама для крепления аппаратуры; 5 — герметическая кабина с подопытными животными Рис. 86. Сферический контейнер и кабина с животным, установленные на силовой раме второго спутника
Рис. 87. Оборудование герметической кабины с подопытным животным — собакой Лайкой необходимые для нормального существования животного: имелось приспособление для кормления, а также система кондиционирования воздуха, состоящая из регенерацион¬ ной установки и системы терморегулирования. Регенерация воздуха в кабине обеспечивалась приме¬ нением специальных высокоактивных химических соеди¬ нений, выделяющих необходимый для дыхания живот¬ ного кислород и поглощающих углекислоту и избыток водяных паров. Регенерирующие вещества в виде пластин размещались в кожухах коробчатого сечения с обеих сто¬ рон от подопытного животного (рис. 87). Интенсивность процессов регенерации регулировалась автоматически. Поскольку в условиях невесомости конвекция отсутство¬ вала, имелась система принудительной вентиляции. Для изучения процессов жизнедеятельности в услови¬ ях космического полета в кабине размещалась аппарату¬ ра для регистрации пульса, дыхания, кровяного давле¬ ния и биопотенциалов сердца животного, а также чув¬ ствительные элементы для измерения температуры и давления в кабине. Кабина, как и сферический контейнер, была изготов¬ лена из алюминиевых сплавов. Поверхность их была 192
подвергнута специальной обработке. Системы терморегу¬ лирования, расположенные в кабине животного и сфери¬ ческом контейнере, по принципу действия были аналогич¬ ны системе терморегулирования, установленной на пер¬ вом советском искусственном спутнике. Кроме указанной аппаратуры, в корпусе последней сту¬ пени ракеты были установлены: радиотелеметрическая аппаратура, аппаратура для измерения температуры, программное устройство и источники энергопитания. Контроль температуры на внешней поверхности и вну¬ три кабины животного, а также на отдельных приборах и элементах конструкции второго спутника производился с помощью температурных датчиков. Передача данных всех измерений, проводимых на спутнике, осуществлялась радиотелеметрической аппаратурой, которая включалась часовым программным устройством периодически, по спе¬ циальной программе. Прием и регистрация радиотелемет- рических передач на Земле велись рядом наземных теле¬ метрических станций. Программа научных исследований, связанных с прове¬ дением измерений на втором искусственном спутнике, бы¬ ла рассчитана на семь суток. После прекращения работы радиопередатчиков и радиотелеметрической аппаратуры наблюдения за вторым спутником, с целью изучения верх¬ них слоев атмосферы по изменению орбиты спутника и прогнозирования его движения, продолжались с помо¬ щью оптических и радиолокационных средств. Третий советский искусственный спутник Земли Третий советский искусственный спутник Земли, за¬ пуск которого был осуществлен 15 мая 1958 г., с полным правом может быть назван автоматической научной стан¬ цией в космосе. Его устройство и конструкция значи¬ тельно более совершенны, чем конструкция первых спут¬ ников. Вес спутника равен 1327 кг, а общий вес установленной на нем научной и измерительной аппаратуры вместе с источниками питдния составлял 968 кг. Спутник имел конусообразную форму. Длина его — 3,57 ль, наибольший диаметр — 1,73 ль, без учета выступающих антенн. 13 с. Г. Александров, Р. Е. Федоров
При конструировании спутника был учтан целый ряд специфических требований, связанных с проведением на нем различных научных экспериментов в условиях косми¬ ческого полета и размещением разнообразной научной и измерительной аппаратуры. Возможность взаимного влия¬ ния отдельных научных приборов потребовала тщатель¬ ной проработки компоновки спутника и размещения чув¬ ствительных элементов научной аппаратуры. Герметичный корпус спутника изготовлен из алюминие¬ вых сплавов. Поверхность его, как и поверхность первых спутников, была полирована и подвергнута специальной обработке для придания ей определенных значений коэф¬ фициентов излучения и поглощения солнечной радиации. Заднее днище корпуса съемное. Оно крепилось к стыково¬ му шпангоуту, приваренному к оболочке, большим количе¬ ством болтов. Герметичность стыка обеспечивалась спе¬ циальным уплотнением. Перед пуском спутник заполнял¬ ся газообразным азотом. Передняя часть спутника закрыта специальным за¬ щитным конусом, сбрасываемым после выведения спут¬ ника на орбиту, при отделении его от ракеты-носителя. Защитный конус предохранял переднюю часть корпуса спутника с установленными на ней датчиками научной аппаратуры от тепловых и аэродинамических воздействий в период полета ракеты-носителя в плотных слоях атмо¬ сферы. Конус состоял из носка и двух полуоболочек, ко¬ торые разделялись при сбрасывании. Помимо защитного конуса, значительная часть внешней поверхности корпу¬ са спутника закрыта на участке выведения четырьмя специальными щитками, соединенными шарнирами с корпусом ракеты-носителя. При отделении спутника эти щитки остались на ракете. Схема отделения спутника показана на рис. 88. На внешней поверхности спутника установлен ряд антенных систем в виде штырей и труб¬ чатых конструкций сложной формы. Внутри спутника, на задней приборной раме, выполнен¬ ной из магниевого сплава, расположены: радиотелеметри- ческая аппаратура, радиоаппаратура для измерения ко¬ ординат спутника, программно-временное устройство, ап¬ паратура системы терморегулирования и измерения тем¬ ператур, приборы, обеспечивающие включение и выключе¬ ние аппаратуры, электрохимические источники энергопи- 194
Рис. 88. Схема отделения спутника от ракеты-носителя: 1 — спутник; 2 — ракета-носитель; 3 — отделяющийся защитный конус; 4 — отделяемые от спутника щитки тания. Из научной аппаратуры на задней раме установле¬ ны приборы для измерения интенсивности первичного космического излучения и регистрации ядер тяжелых эле¬ ментов в космических лучах, а также аппаратура для ре¬ гистрации ударов микрометеоров. Приборная рама крепи¬ лась к силовым узлам, имеющимся на оболочке корпуса. Основная часть приборов для научных исследований, вместе с источниками питания, установлена на другой приборной раме, также находящейся внутри спутника в передней его части. На этой раме размещены электрон¬ ные блоки аппаратуры, служащей для измерения давле¬ ния, ионного состава атмосферы, концентрации положи¬ тельных ионов, величины электрического заряда, а также напряженности электростатического и .магнитного полей и интенсивности корпускулярного излучения Солнца. Здесь же установлен один из радиопередатчиков. Размещение датчиков (чувствительных элементов) науч¬ ной аппаратуры определялось назначением и особенностя¬ ми каждого из них. Магнитометр помещен внутри спутника в передней его части, что обеспечивало максимальное удаление магнито¬ метра от остальной аппаратуры. Счетчики космических лучей также установлены внутри спутника. Прочие дат¬ чики научной аппаратуры были размещены вне герме¬ тичного корпуса и имели непосредственный контакт с окружающим пространством. Фотоумножители, служащие для регистрации корпус¬ кулярного излучения Солнца, смонтированы на переднем днище корпуса.
В цилиндрических стаканах, вваренных в оболочку передней части корпуса, установлены один магнитный и два ионизационных манометра, измеряющих давление в верхних слоях атмосферы. Вблизи них расположены два электростатических флюксметра, служащих для из¬ мерения напряженности электростатического поля, а также трубка радиочастотного масс-спектрометра, опре¬ деляющего состав ионов на больших высотах. На двух трубчатых стержнях, шарнирно прикреплен¬ ных к оболочке корпуса, установлены сферические сет¬ чатые ионные ловушки, позволяющие измерять концент¬ рацию положительных ионов. В период выведения спут¬ ника на орбиту стержни с ловушками прижаты к поверх¬ ности корпуса и закрыты снаружи защитным конусом. После сброса защитного конуса стержни поворачивались на своих шарнирах и устанавливались перпендикулярно к боковой поверхности спутника. На заднем днище корпуса установлены четыре датчика для регистрации ударов микрометеоров. Размещение на¬ учной аппаратуры на спутнике показано на рис. 89. Многоканальная радиотелеметрическая система спут¬ ника способна одновременно передавать на Землю дан¬ ные о всех научных измерениях, проводимых на нем. Она отличается высокой разрешающей способностью — пе¬ редача каждого из измеряемых параметров осуществляет¬ ся много раз в секунду. Радиотелеметрическая система снабжена рядом запо¬ минающих устройств, которые непрерывно фиксировали данные научных измерений при движении спутника по ор¬ бите. При очередном пролете спутника над наземными измерительными станциями «запомненная» информация пе¬ редавалась на Землю. Имеющаяся на спутнике система измерения температур непрерывно регистрировала температуру в различных точ¬ ках поверхности спутника и внутри него. Для автоматического управления работой всей науч¬ ной и измерительной аппаратуры, периодических ее включений и выключений, на спутнике установлено электропное программно-временное устройство, выпол¬ ненное целиком на полупроводниковых элементах. Это устройство также периодически выдавало с большой точ¬ ностью отметки времени, что было необходимо для 196
метры; 6 — ионные ловушки; 7 — электростатические флюксметры; 8 — масс-спектрометрическая трубка; 9 — . прибор для регистрации тяжелых ядер в космических лучах; 10 — прибор для измерения интенсивности первич¬ ного космического излучения; 11 — датчики для регистрации микрометеоров. Электронные блоки научной аппа¬ ратуры, радиоизмерительные системы, программно-временное устройство и электрохимические источники питания расположены внутри корпуса спутника
последующей привязки результатов научных измерений к астрономическому времени и географическим координатам. Энергопитание аппаратуры спутника осуществлялось от электрохимических источников тока и полупроводни¬ ковой солнечной батареи. Солнечная батарея размещена в виде отдельных секций на внешней поверхности кор¬ пуса спутника. Четыре малых секции установлены на переднем днище, четыре секции — на боковой поверхно¬ сти и одна секция — на заднем днище. Все секции включались параллельно друг другу че¬ рез диоды. Такая схема солнечной батареи обеспечивала ее нормальную работу независимо от ориентации спут¬ ника относительно Солнца. Для обеспечения стабильного температурного режима на спутнике имелась система терморегулирования, кото¬ рая значительно усовершенствована по сравнению с си¬ стемами терморегулирования двух первых спутников. Регулирование теплового режима осуществлялось путем изменения принудительной циркуляции газообразного азота в спутнике, а также изменением коэффициента соб¬ ственного излучения его поверхности. С этой целью на бо¬ ковой поверхности спутника установлены жалюзи, со¬ стоящие из 16 отдельных секций, которые открывались и закрывались автоматически от системы терморегули¬ рования. Установленное на спутнике радиопередающее устрой¬ ство «Маяк» непрерывно излучало сигналы в виде телеграф¬ ных посылок на частоте 20,005 Мгц. Сигналы его могли приниматься как специальными станциями, так и с по¬ мощью обычных коротковолновых радиоприемников. Мощность излучения, равная 0,25 вт, обеспечивала прием на расстояниях, составляющих многие тысячи километров. Радиопередающее устройство «Маяк» состояло из двух передатчиков — основного и резервного. Высокочастот¬ ная часть каждого из передатчиков имела задающий гене¬ ратор с кварцевой стабилизацией и два каскада усиле¬ ния. В случае появления какой-либо неисправности в ос¬ новном передатчике включение резервного передатчика должно было осуществляться специальным коммутацион¬ ным устройством. Однако переход на резервный передат¬ чик в полете не производился, поскольку основной пере¬ датчик работал надежно, 198
'0,15 0,05 -г 0,15 - сек 0,3сек - сен г- Л 1 2 3 А 1 2 3 005сек 1 Z -ч03 сек 0,05-0,15 ^ сек Рис. 90. Форма сигналов радиопередающего устройства «Маяк»: вверху — при работе от солнечной батареи; внизу — при работе от химических источников тока (А — маркерные импульсы) Питание радиопередатчика осуществлялось в основном от солнечной батареи, а в периоды нахождения спутника в земной тени — от электрохимических источников тока. Переход от одного вида питания к другому осуществлял¬ ся автоматически. Напряжение солнечной батареи при освещении одной из ее секций Солнцем превышало напря¬ жение электрохимических источников тока. Поэтому их энергия в эти периоды не расходовалась. При попадании спутника в тень Земли напряжение на солнечной батарее падало и ток для питания передатчика поступал от элек¬ трохимических источников. По радиоканалу передатчика «Маяк» передавалась ин¬ формация о работе солнечных батарей и данные о косми¬ ческом излучении. Сигналы его имели вид, представлен¬ ный на рис. 90. За маркерной посылкой длительностью 300 миллисекунд следуют три посылки переменной дли¬ тельности. В случае работы радиопередатчика от солнеч¬ ных батарей длительность первой из посылок, следующей за маркерной, составляла 150 миллисекунд, а при питании от химических источников тока — 50 миллисекунд. Пока¬ зания счетчиков космических лучей передавались путем изменения длительности второй и третьей посылок со 150 до 50—100 миллисекунд. Замеренная на спутнике интенсивность космических лучей определялась частотой изменения характера посылок. 199
Орбиты советских искусственных спутников Первый советский искусственный спутник Земли был выведен на орбиту с высотой перигея 228 км и высотой апо¬ гея 947 км. Период его обращения вокруг Земли непосред¬ ственно после выведения составлял 96,17 мин. За сутки спутник совершал около 15 полных оборотов вокруг Земли. Вследствие вращения Земли на каждом следующем витке спутник оказывался над другим районом, смещаясь по долготе примерно на 24° к западу. Кроме того, плос¬ кость орбиты прецессировала в направлении с востока на запад со скоростью около 3° в сутки (примерно четверть градуса за один оборот спутника). В результате каждый следующий виток проходил западнее предыдущего на ши¬ роте Москвы примерно на 1500 км. В экваториальной об¬ ласти расстояние (по долготе) между смежными витками составляло более 2500 км. Угол наклонения орбиты к плоскости земного эква¬ тора равнялся 65°. В соответствии с этим трасса спутника проходила над районами Земли, находящимися прибли¬ зительно между Северным и Южным полярными кругами. Вследствие вращения Земли угол наклона трассы к эк¬ ватору отличался от наклонения орбиты и составлял око¬ ло 69°. Степень торможения спутника в атмосфере может быть охарактеризована изменением периода его обращения за определенный промежуток времени. Для первого спут¬ ника период обращения вокруг Земли в начале его суще¬ ствования уменьшался за сутки примерно на 1,8 сек. Ракета-носитель вначале двигалась по орбите, практи¬ чески совпадающей с орбитой спутника. Однако степень торможения ее примерно вдвое превышала степень тор¬ можения спутника. Вследствие этого изменение их скоро¬ стей происходило неодинаково, и параметры их орбит (высота апогея и период обращения) постепенно стали все больше и больше различаться. Большая степень торможе¬ ния ракеты-носителя привела к тому, что высота ее орби¬ ты и период обращения сделались меньше, чем высота орбиты и период обращения спутника: за один и тот же промежуток времени ракета совершала по орбите больше оборотов, чем спутник. Таким образом ракета-носитель 200
стала опережать спутник. 11 октября 1957 г. ракета-но¬ ситель опережала спутник примерно на 2 мин. (около 1000 яж), утром 13 октября — на 5 мин. (2500 км), а ве¬ чером 15 октября — на 10 мин. 28 октября ракета-носи¬ тель догнала спутник, сделав на один оборот больше. К 9 ноября высота апогея орбиты первого спутника умень¬ шилась до 810 км, а высота апогея ракеты-носителя — до 695 км. К 20 часам 9 декабря первый спутник совершил 1000 оборотов вокруг Земли. Период его обращения к этому времени уменьшился на 3,5 мин., а высота апогея орбиты составляла около 600 км. Различная степень торможения спутника и ракеты- носителя привела к различному времени их движения по орбите. Ракета-носитель первого спутника продолжала свое движение по орбите до конца ноября 1957 г. 30 нояб¬ ря было отмечено заметное уменьшение периода ее обра¬ щения и высоты. Особенно интенсивное снижение проис¬ ходило 1 декабря по трассе, проходящей через район г. Иркутск — Чукотский полуостров — Аляска и далее вдоль западного побережья Америки. При этом ракета- носитель начала входить в плотные слои атмосферы, сго¬ рать и разрушаться. Первый спутник просуществовал как космическое тело в течение 92 суток, совершив около 1400 оборотов вокруг Земли. По данным наблюдений и траекторных расчетов установлено, что 4 января 1958 г. он вошел в плотные слои атмосферы и прекратил свое существование. Второй советский искусственный рпутник был выведен на орбиту с высотой перигея 225 км и высотой апогея 1671 км. Период его обращения вокруг Земли непосред¬ ственно после выведения равнялся 103,75 мин., а умень¬ шение периода составляло 3,08 сек. в сутки. Угол накло¬ нения орбиты был равен 65°. Вследствие увеличенного периода обращения второй спутник в начале своего существования совершал за сут¬ ки около 14 полных оборотов вокруг Земли. Смещение каждого следующего витка по долготе для второго спут¬ ника было примерно на х/15 больше, чем для первого спут¬ ника. На такую же величину возросло и расстояние на поверхности Земли между трассами двух соседних витков. Второй искусственный спутник прекратил свое суще¬ ствование 14 апреля 1958 г., совершив около 2370 оборо¬ 201
тов вокруг Земли. Время его существования таким об¬ разом составило более 5 месяцев. При запуске третьего советского искусственного спут¬ ника 15 мая 1958 г. он был выведен на орбиту с высотой перигея 226 км и высотой апогея 1881 км. Угол наклоне¬ ния орбиты, как и при запуске первых спутников, соста¬ вил 65°. Период обращения спутника вокруг Земли в на¬ чале движения был равен 105,95 мин. Данные измерений, проведенных после запуска, пока¬ зали, что время существования третьего спутника будет значительно большим, чем время существования двух пер¬ вых спутников. В частности, об этом свидетельствовало весьма медленное убывание периода обращения третьего спутника, которое в начале его движения составляло око¬ ло 0,75 сек. в сутки. Для его ракеты-носителя умень¬ шение периода характеризовалось величиной 2,1 сек. в сутки. 3 декабря 1958 г. ракета-носитель третьего искусст¬ венного спутника, совершив 2907 оборотов вокруг Зем¬ ли, вошла в плотные слои атмосферы и прекратила свое существование. 18 декабря 1958 г. через 218 суток после запуска, тре¬ тий спутник совершил 3000 оборотов вокруг Земли. Пе¬ риод обращения спутника уменьшился на 3,71 мин. и стал равным 102,24 мин. Высота апогея орбиты умень¬ шилась до 1530 км, а суточное уменьшение периода обра¬ щения возросло до 1,5 сек. 15 июля 1959 г. третий спутник совершил 6000 оборо¬ тов. Период его обращения уменьшился до 98,45 мин., а высота апогея орбиты — до 1175 км. 1 февраля 1960 г. спутник совершил 9000 оборотов по орбите. Период его обращения к этому времени стал равным 92,85 мин., а высота апогея составляла 640 км. 6 апреля 1960 г. третий советский спутник вошел в плотные слои атмосферы и прекратил свое существование. Спутник находился в по¬ лете в течение 691 суток. Последние радиосигналы уста¬ новленного на нем передатчика «Маяк» принимались на территории СССР утром 6 апреля на 10035 обороте. На основании расчетов и результатов наблюдений в за¬ падном полушарии установлено, что спутник прекратил свое существование на 10037 обороте, при периоде обра¬ щения по орбите около 87 минут. 202
Данные о параметрах орбит советских спутников при¬ ведены в табл. 28 и на рис. 91—94. Таблица 28 Параметры орбит советских искусственных спутников в начале движения Параметры | Первый спутник Второй спутник Третий спутник Период обращения вокруг Земли, мин 96,17 103,75 105,95 Минимальная высота, км .... 226—228 225 226 Максимальная высота, км . . . 947 1671 1881 Наклонение орбиты 65,1° 65,3° 65,2° Суточное изменение долготы вос¬ ходящего узла —3,157° —2,663° —2,528w Суточное изменение расстояния перигея от узла —0,432° —0,407° —0,326° Суточное уменьшение периода, сек/сутки 1,8 3,08 0,75 Наблюдения за движением спутников относительно центра тяжести позволили установить, что второй совет¬ ский спутник совершал прецессию около некоторой оси, причем угол между продольной осью спутника и осью прецессии составлял 86°. Период прецессии был равен примерно 206 сек. |/Ztf Ц/оо I ^ 95 £ 90 I ч \ 3 \ \ ^ч г и ч \ > \ \ \ \ \ Ч." "ч \ \ _. 1 О W00 2000 3000 ШО 3000 6000 7000 8000 9000 Число оборотов Рис. 91. Периоды обращения советских спутников: 1 — первый спутник; 2 — второй спутник; з — третий спутник 203
Вбсота апогея, км Число оборотов Рис. 92. Высота апогея орбит советских спутников: 1 — первый спутник; 2 — второй спутник; 3 — третий спутник Рис. 93. Высот 1 перигея орбит советских спутников: 1 — первый спутник;^ 2 — второй ^спутник; 3 — третий спутник 20 г 18- # *! * IF ^/4 |1/2- If- 1- ^ г Ноябрь Декабрь Январь ФевралЬ Март ДпрелЬ Рис. 94. Изменение периода обращения второго советского спутника
Режим движения третьего спутника относительно цент¬ ра тяжести также оказался близок к регулярной прецес¬ сии. Угол между его продольной осью и осью прецессии равняется 84°, период прецессии — примерно 140 сек., а период вращения спутника вокруг его продольной оси — около 18 мин. Наблюдения, относящиеся к третьему спутнику, указы¬ вают на наличие относительно медленного изменения * в пространстве направления оси прецессии. Первая советская космическая ракета — искусственная планета солнечной системы Первая советская космическая ракета была запущена в сторону Луны 2 января 1959 г. Пройдя вблизи Луны, ракета вышла из сферы земного тяготения и превратилась в спутник Солнца — искусст¬ венную планету. Целью ее запуска являлось проведение научных исследований в межпланетном пространстве — в окрестностях Земли, на пути к Луне и вблизи Луны. Последняя ступень ракеты имела вес после израсхо¬ дования рабочего запаса топлива 1472 кг. Управление ра¬ кетой осуществлялось автоматической системой, обеспе¬ чивающей ее стабилизацию на заданной траектории и выключение двигателя последней ступени после достиже¬ ния расчетной скорости. В корпусе последней ступени ракеты кроме аппарату¬ ры, необходимой для ее нормального полета, были распо¬ ложены: отделяемый космический аппарат с научной и радио¬ технической аппаратурой (рис. 95); радиопередатчики, работающие на частотах 19,995 и 19,997 Мгц\ прибор для измерения интенсивности космических лучей; радиосистема, служащая для определения траектории полета ракеты и прогнозирования ее дальнейшего движе¬ ния; аппаратура для образования натриевого облака — ис¬ кусственной кометы. Космический аппарат, установленный в верхней части последней ступени, был защищен от нагрева и аэродина-
Рис. 95. Макет последней ступени космической ракеты на монтаж¬ ной подставке. Половина носового конуса снята, виден отделяемый космический аппарат мических воздействий при прохождении ракетой плотных слоев атмосферы сбрасываемым коническим обтекателем. Отделение аппарата от последней ступени ракеты произ¬ водилось после окончания работы ее двигательной уста¬ новки.! Космический аппарат имел сферическую форму (рис. 96). Корпус его был изготовлен из алюминиевого сплава и состоял из двух тонких полуоболочек, герметически сое¬ диненных между собой шпангоутами с уплотнительной прокладкой из специальной резины. Конструкция корпуса обеспечивала высокую степень герметичности его внутреннего объема. На одной из полу¬ оболочек (верхней) размещались 4 стержня антенн радио¬ передатчика, работавшего на частоте 183,6 Мгц. Стержни антенн были расположены на корпусе симметрично от¬ носительно центрального штыря, на конце которого на- 206
Рис. 96. Космический аппарат (на монтажной тележке)
ходился датчик магнитометра, служащего для измерения магнитного поля Земли и обнаружения магнитного поля Луны. До момента сброса конического обтекателя антенны были сложены и закреплены на штыре магнитометра. После сброса обтекателя антенны раскрылись, заняв по¬ ложение, изображенное на рис. 96. На этой же полуоболочке размещались две протон¬ ные ловушки, служащие для обнаружения газовой компо¬ ненты межпланетного вещества и два пьезоэлектрических датчика для изучения метеорных частиц. На шпангоуте второй, нижней, полуоболочки была смонтирована приборная рама трубчатой конструкции, выполненная из магниевого сплава (рис. 97). На ней раз¬ мещалась следующая аппаратура. 1. Аппаратура для радиоконтроля орбиты и переда¬ чи на Землю основной научной информации, состоявшая из передатчика, работавшего на частоте 183,6 Мгц и блока приемника. 2. Радиопередатчик, работавший на частоте 19,993 Мгц в режиме телеграфных посылок переменной длитель¬ ности (0,5—0,9 сек.) и служивший для передачи части научной информации. 3. Телеметрический блок, предназначенный для пере¬ дачи по радиосистемам на Землю данных научных изме¬ рений, а также данных о температуре и давлении в кон¬ тейнере. 4. Аппаратура для изучения газовой компоненты межпланетного вещества и корпускулярного излучения Солнца. 5. Аппаратура для измерения магнитного поля Зем¬ ли и обнаружения магнитного поля Луны. 6. Аппаратура для изучения метеорных частиц. 7. Аппаратура для регистрации тяжелых ядер в пер¬ вичном космическом излучении. 8. Аппаратура для регистрации интенсивности и ва¬ риаций интенсивности космических лучей и для реги¬ страции фотонов в космическом излучении. Электропитание всей аппаратуры осуществлялось от химических источников тока — серебряно-цинковых ак¬ кумуляторов и окисно-ртутных батарей, размещенных на приборной раме. 208
Рис. 97. Приборная рама с аппаратурой и источниками питания (на монтажной тележке) ^4 с. Г. Александров, Р. Е. Федоров
Космический аппарат был наполнен газом при давле¬ нии 1,3 атм. Температура газа внутри аппарата поддерживалась в за¬ данных пределах (около 20°С) за счет придания его внеш¬ ней поверхности определенных значений коэффициентов поглощения солнечной радиации и собственного излуче¬ ния — путем ее специальной обработки. В аппарате имелся вентилятор, обеспечивавший принудительную цир¬ куляцию газа. Циркулировавший газ осуществлял пере¬ дачу выделяемого при работе приборов тепла к оболочке, являвшейся своеобразным радиатором. Отделение космического аппарата от последней сту¬ пени производилось, чтобы обеспечить нормальную работу антенн и магнитометра — в результате отделения исклю¬ чались магнитные влияния металлической конструкции ракеты на показания магнитометра. Отделение от ракеты способствовало также поддержанию стабильного темпе¬ ратурного режима в космическом аппарате. Радиопередатчики, установленные на последней сту¬ пени ракеты, работали на частотах 19,995 и 19,997 Мгц в режиме телеграфных посылок длительностью от 0,8 до 1,6 сек. Путем изменения вида этих сигналов пере¬ давались данные о космических лучах. Как указано выше, на последней ступени находилась также аппаратура для образования искусственной нат¬ риевой кометы. Основной частью этой аппаратуры яв¬ лялся испаритель натрия. Конструкция его обеспечивала испарение 1 кг натрия в течение короткого времени в ус¬ ловиях невесомости и глубокого вакуума с образованием облака паров натрия, находящихся в атомарном состоя¬ нии. Яркость искусственной кометы при наблюдении ее с Земли должна была по расчету быть примерно рав¬ ной шестой звездной величине. Приведение испарителя в действие осуществлялось в строго определенный момент времени по команде, поданной от малогабаритного элек¬ тронного командного устройства, основой которого яв¬ лялись кварцевые часы. Момент образования искусствен¬ ной кометы был выбран таким образом, чтобы наблюдение ее с территории СССР могло производиться в ночное вре¬ мя возможно большим числом наблюдательных станций. Общий вес научной и измерительной аппаратуры, раз¬ мещенной на последней ступени ракеты, с источниками 210
СОЮЗ СОВЕТСКИХ СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ РЕСПУБЛИК 98. Вымпел-лепта и сферический вымпел, символизирующий искусственную планету 14*
питания и отделяемым космическим аппаратом составлял 361,3 кг. В ознаменование создания в Советском Союзе первой космической ракеты, на ней были установлены два вымпела с Государственным гербом Советского Союза. Один вым¬ пел выполнен в виде тонкой металлической ленты (рис. 98). На одной стороне ленты имеется надпись: «Союз Совет¬ ских Социалистических Республик», а на другой по кра¬ ям изображен герб Советского Союза, а посредине над¬ пись «Январь 1959 Январь». Надписи нанесены специаль¬ ным, фотохимическим способом, обеспечивающим дли¬ тельное их сохранение. Второй вымпел имеет сферическую форму, символизи¬ рующую искусственную планету. Поверхность сферы покрыта пятиугольными элементами из специальной, не¬ ржавеющей стали. На одной стороне каждого элемента вычеканена надпись: «СССР Январь 1959», на другой — герб Советского Союза и надпись «СССР». В конце участка выведения, при выключении двига¬ теля, скорость последней ступени превышала вторую кос¬ мическую (параболическую) скорость. Вследствие этого движение последней ступени и отделившегося от нее космического аппарата относительно центра Земли проис¬ ходило по траектории, близкой к гиперболической (рис. 99). По мере удаления от Земли искривление траек¬ тории уменьшалось. Вместе с тем под действием земного тяготения снижалась и скорость движения ракеты и ап¬ парата. На высоте 1500 км скорость относительно центра Земли несколько превышала 10 км/сек, а на высоте 100 тыс. км она уменьшилась примерно до 3,5 км/сек. Скорость ракеты в конце участка выведения была вы¬ брана таким образом, чтобы прохождение ее вблизи Лу¬ ны можно было наблюдать радиосредствами, расположен¬ ными на территории СССР и в других странах Европы, а также в Африке и в большей части Азии. Продолжительность полета ракеты до Луны составила 34 часа. Во время наибольшего сближения расстояние ме¬ жду ракетой и Луной равнялось 5—6 тыс. км — пример¬ но полтора поперечника Луны. Трасса движения ракеты — перемещение проекции ее на поверхность Земли с течением времени — предста¬ влена на рис. 100. Скорость поворота радиуса-вектора, 212
Рис. 99.Схема траектории первой советской космической ракеты соединяющего центр Земли с ракетой, составляла в на¬ чале движения около 0,07°/сек, т. е. более чем в 15 раз превышала угловую скорость суточного вращения Зем¬ ли. Примерно через час она стала меньше угловой скоро сти Земли. Когда же ракета приближалась к Луне, ско¬ рость поворота ее радиуса-вектора уменьшилась более чем в 2000 раз. Эти особенности движения ракеты и опре¬ делили характер ее трассы. Пока скорость поворота радиу¬ са-вектора ракеты была велика по сравнению со скорей стью вращения Земли, проекция ракеты на поверхность Земли перемещалась на восток, постепенно отклоняясь на юг. Затем она стала перемещаться на юго-запад и через 6—7 часов после старта ракеты, когда скорость по¬ ворота радиуса-вектора стала весьма мала,— почти точ¬ но на запад. Движение ракеты на небесной сфере было неравномер¬ ным: быстрое вначале и очень медленное к моменту сбли¬ жения с Луной. Перемещение ракеты среди созвездий на небесной сфере изображено на рис. 101. Примерно через час полета она была в созвездии Волосы Вероники, за¬ тем переместилась в созвездие Девы. 3 января в 3 часа 57 минут по московскому времени, когда ракета находилась в созвездии Девы, примерно в середине треугольника, образованного звездами Аркту- ром, Спикой и Альфой Весов, специальным устройством, установленным на борту ракеты, была создана искусст¬ венная комета. 213
Во время прохождения около Луны ракета находилась на небесной сфере в созвездии Девы, между звездами Спи- кой и Альфой Весов. Путь ракеты на небесном своде при сближении с Лу¬ ной наклонен к пути Луны примерно на 50°. Вблизи Лу¬ ны ракета двигалась на небесной сфере приблизительно в 5 раз медленнее, чем Луна. Луна, двигаясь по своей орбите вокруг Земли, подхо¬ дила к точке сближения с ракетой справа, если смотреть с северной части Земли. Ракета приближалась к этой точке сверху и справа. В период наибольшего сближения ракета находилась выше и немного правее Луны. При движении ракеты в сфере действия Луны тяготе¬ ние последней привело к отклонению направления движе¬ ния ракеты и местному увеличению ее скорости. При сближении Луна находилась ниже ракеты, и поэтому на¬ правление движения ракеты отклонилось несколько вниз — в сторону южного полушария " небесной сферы. Местное увеличение скорости достигло максимума в райо¬ не наибольшего сближения. 215
Рис. 102. Расчетная орбита искусственной планеты относительно Солнца После сближения с Луной ракета продолжала уда¬ ляться от Земли. Скорость ее относительно центра Земли убывала, приближаясь к величине, равной примерно 2 км/сек. На расстоянии порядка 1 млн. км ракета вышла из сферы действия Земли. Дальнейшее ее движение проис¬ ходило в основном под действием одной лишь силы тяго¬ тения Солнца. Примерно 7—8 января 1959 г. советская космическая ракета вышла на свою орбиту вокруг Солн¬ ца и стала его спутником — первой в мире искусствен¬ ной планетой солнечной системы. Скорость ракеты в гелиоцентрической системе коорди¬ нат в это время составляла примерно 32,2 км/сек. Орбита ее вокруг Солнца (рис. 102) характеризуется следующи¬ ми данными: наклонение орбиты к плоскости орбиты Земли — около 1°; эксцентриситет орбиты — 0,148; минимальное расстояние искусственной планеты от Солнца (в пери¬ гелии) — 146,4 млн. км] максимальное расстояние искусственной планеты от Солнца (в афелии) — 197,2 млн. км] 216
скорость движения искусственной планеты в афелии — 23,9 км/сек; период обращения искусственной планеты вокруг Солнца — около 450 суток. Перигелий орбиты был впервые пройден искусствен¬ ной планетой 14 января 1959 г., а афелий — в начале сентября 1959 г. Расстояние между искусственной планетой и Землей при их движении вокруг Солнца будет изменяться, то увеличиваясь, то уменьшаясь. Наибольшее расстояние между ними может достигать величин 300—350 млн. км. В процессе обращения искусственной планеты и Зем¬ ли вокруг Солнца они могут сблизиться на расстояние порядка миллиона километров. Вторая советская космическая ракета. Первый полет на Луну Пуск второй советской космической ракеты к Луне был осуществлен 12 сентября 1959 г. Целью пуска явля¬ лось исследование космического пространства и осуще¬ ствление первого полета на Луну. Последняя ступень ра¬ кеты имела вес, после израсходования топлива, равный 1511 кг. Управление ракетой на участке выведения осуще¬ ствлялось автоматически — специальной системой управ¬ ления. На последней ступени был установлен отделяемый кос¬ мический аппарат с научной и радиотехнической аппара¬ турой, по своей конструкции близкий к аппарату, уста¬ новленному на первой советской космической ракете. Отделение аппарата производилось после выключения двигателя последней ступени. При отделении ему была сообщена небольшая дополнительная скорость относи¬ тельно ракеты. Научные приборы, установленные в космическом ап¬ парате, обеспечивали: исследование магнитного поля Земли и магнитного поля Луны; исследование поясов радиации вокруг Земли; исследование интенсивности и вариаций интенсивно¬ сти космического излучения; 217
исследование тяжелых ядер в космическом излучении; изучение газовой компоненты межпланетного веще¬ ства; изучение метеорных частиц. Для передачи научной информации на Землю и измере¬ ния параметров траектории в аппарате имелся радиопере¬ датчик, работавший на частоте 183,6 Мгц, а также радио¬ передатчик, работавший на частотах 39,986 и 19,993 Мгц. Сигналы последнего представляли собой импульсы пе¬ ременной длительности от 0,2 до 0,8 сек., следующие с частотой повторения 1+0,15 гц. Поддержание заданного температурного режима (20— 25° С) обеспечивалось системой терморегулирования и соответствующей обработкой внешней поверхности ап¬ парата. Кроме радиопередатчиков, размещаемых в отделяе¬ мом космическом аппарате, непосредственно на последней ступени был установлен радиопередатчик, работавший на частотах 20,003 и 19,997 Мгц. С помощью этого радиопере¬ датчика, излучавшего сигналы в виде телеграфных посы¬ лок длительностью от 0,8 до 1,5 сек., осуществлялись радио¬ наблюдения за полетом последней ступени и передавались данные об интенсивности космического излучения. На последней ступени имелось также специальное устрой¬ ство для создания искусственной натриевой кометы. Общий вес научной и измерительной аппаратуры на второй советской космической ракете вместе с источника¬ ми питания и космическим аппаратом составлял 390,2 кг. На ракете были помещены вымпелы с изображением Государственного герба Советского Союза и надписью «СССР. Сентябрь. 1959». Сохранность вымпелов при встре¬ че с Луной обеспечивалась соответствующими конструк¬ тивными мерами. Были также приняты меры для предот¬ вращения возможности заражения лунной поверхности земными микроорганизмами. Траектория полета второй советской космической ра¬ кеты (рис. 103) была выбрана таким образом, чтобы в пе¬ риод сближения ее с Луной и в момент встречи Луна на¬ ходилась для наблюдательных пунктов, расположенных в СССР, вблизи верхней кульминации, т. е. чтобы высота ее над горизонтом была наибольшей. При этом обеспечи¬ вались наиболее благоприятные условия для радиосвязи, 218
Рис. 103. Схема траектории второй советской космической ракеты Выбранная траектория, гиперболического типа, обес¬ печила продолжительность полета к Луне около полутора суток. Скорость движения ракеты в конце участка выве¬ дения была несколько выше местной параболической ско¬ рости. Выбору траектории предшествовала большая расчет¬ ная работа, проведенная с помощью быстродействующих электронных счетных машин. При выполнении расчетов, помимо сил притяжения Земли и Луны, оказалось не¬ обходимым также учитывать отклонение поля тяготения Земли от центрального (вследствие сжатия Земли) и воз¬ мущающее воздействие притяжения Солнца. В резуль¬ тате расчетов была определена оптимальная траектория, обеспечивавшая максимальное значение веса полезного груза, и выбран момент старта ракеты. Необходимость точного выдерживания расчетного вре¬ мени старта определяется тем обстоятельством, что при за¬ данном направлении полета плоскость траектории пово¬ рачивается вместе с Землей при ее суточном вращении вокруг своей оси. Старт второй советской космической ра¬ кеты был осуществлен с чрезвычайно высокой точностью — отклонение от заданного момента времени составляло око¬ ло одной секунды. В 15 часов по московскому времени 12 сентября 1959 г. ракета удалилась от Земли на расстояние 78,5 тыс. км и находилась над пунктом, расположенным севернее острова 219
Новая Гвинея. К 22 часам того же дня расстояние ракеты от Земли составляло 152 тыс. км. В 21 час. 40 мин. по московскому времени, когда ра¬ кета наблюдалась в созвездии Водолея, приблизительно на линии, соединяющей звезды Альфа созвездия Орел и Альфа созвездия Южная Рыба, аппаратурой, установлен¬ ной на последней ступени, была образована искусствен¬ ная натриевая комета. Искусственная комета стала видимой в 21 час. 48 мин., когда размеры светящегося облака паров натрия достигли значительной величины. Она наблюдалась и фотографи¬ ровалась в течение 5—6 мин. многими обсерваториями. 13 сентября в 3 час. 20 мин. по московскому времени ракета, находясь на расстоянии 200 тыс. км от Земли, вышла из зоны наблюдения измерительных пунктов, расположенных на территории Советского Союза. В 9 час. 13 сентября она появилась из-за радиогоризонта с восточной стороны и измерительные пункты вновь при¬ ступили к приему научной информации и проведению ра¬ диоизмерений. К этому времени расстояние ракеты от Зем¬ ли увеличилось до 250 тыс. км. В 16 час. 40 мин. 13 сентября ракета достигла сферы действия Луны. Скорость ее движения составляла около 2,3 км/сек. В дальнейшем скорость ее движения относи¬ тельно Луны непрерывно возрастала, достигнув в момент соударения с Луной примерно 3,3 км/сек. В 0 час. 02 мин. 24 сек. по московскому времени 14 сентября 1959 г. вторая советская космическая ракета достигла поверхности Луны. Работа радиосредств, уста¬ новленных на ракете, надежно функционировавших в те¬ чение всего полета, в момент встречи с Луной прекрати¬ лась. Обработка данных наблюдений показала, что косми¬ ческий аппарат, установленный на второй советской кос¬ мической ракете, опустился на поверхность Луны восточ¬ нее моря Ясности вблизи кратера Аристид, кратера Архи¬ мед и кратера Автолик. Селенографическая широта точки встречи аппарата с поверхностью Луны, по полученным данным, равна 30°, а селенографическая долгота равна нулю. Отклонение точки прилунения от центра видимого диска Луны составляет примерно 800 км. В момент встре¬ чи траектория аппарата была наклонена к поверхности 220
150 180 150 120 90 60 30 0 30 60 90 120 150 180 Рис. 104.* Трасса второй советской космической ракеты на поверхности Земли
Луны под углом 60°. Обработка полученных данных показывает, что последняя ступень ракеты также достигла поверхности Луны. Таким образом, впервые был осуществлен космический полет с Земли на другое небесное тело. На поверхность Луны были доставлены вымпелы с изображением герба Советского Союза. Успешный полет второй советской кос¬ мической ракеты явился одним из важнейших этапов на пути исследования космического пространства и освое¬ ния межпланетных полетов. Третья советская космическая ракета. Автоматическая межпланетная станция 4 октября 1959 г. в Советском Союзе был произведен запуск третьей космической ракеты. Целью ее запуска являлось решение ряда проблем, связанных с исследо¬ ванием космического пространства. Важнейшей из них было получение фотографического изображения поверх¬ ности обратной стороны Луны, недоступной для наблю¬ дения с Земли. Для решения этих задач была создана автоматическая межпланетная станция, выведенная с помощью многосту¬ пенчатой космической ракеты на орбиту, огибающую Луну. Пройдя в полном соответствии с расчетами на рас- стоянии нескольких тысяч километров от Луны, автома¬ тическая“сташщя"под влиянием притяжения Луны изме- 1шла~нетраЖёнШ"сво Двигаясь в дальнейшем н&нговой эллтштинетжой~орГбите, огибающей Землю, стан¬ ция удалилась от”"нее в апогее на ^сс^яшщ^О1^^Г/480, ТБГс-.~?гж"Такая “ОрбйТй быйаГчрезвычайно удобна как для фотографирования невидимой с Земли стороны Луны, так и для передачи на Землю научной информации. Последняя ступень третьей советской космической ракеты имела вес 1553 кг (без топлива). Вес установлен¬ ной на ней автоматической межпланетной станции был - равен 278,5 кг. Кроме того, на последней ступени ракеты размещалась измерительная аппаратура с источниками питания общим весом 156,5 кг. Таким образом, суммар¬ ный вес полезной нагрузки третьей советской космиче¬ ской ракеты составлял 435 кг. Конструктивное совершенство и высокая точность си¬ 222
стемы управления многоступенчатой космической раке¬ ты, использованной для запуска автоматической межпла¬ нетной станции, позволили вывести ее на орбиту, практи¬ чески не отличающуюся от расчетной, что обеспечило ус¬ пешное выполнение всего комплекса научных исследова¬ ний и получение первых в истории фотографий обратной стороны Луны. Устройство автоматической межпланетной станции Автоматическая межпланетная станция — это косми¬ ческий аппарат, оснащенный сложным комплексом разно¬ образной аппаратуры. Основными системами, установленными на борту меж¬ планетной станции, являлись: радиотехническая система, обеспечивающая измере¬ ние параметров орбиты станции, передачу на Землю те¬ левизионной и телеметрической информации, а также пе¬ редачу с Земли команд для управления работой бортовой аппаратуры станции; фототелевизионная система, предназначенная для фото¬ графирования Луны с последующей автоматической обра¬ боткой пленки на борту межпланетной станции и переда¬ чей полученного изображения по телевизионному каналу и а Землю; комплекс научной аппаратуры для проведения даль¬ нейших исследований космического пространства, нача¬ тых на первых советских космических ракетах; специальная система ориентации, обеспечившая ориен¬ тацию межпланетной станции относительно Солнца и Лу¬ ны, необходимую для фотографирования невидимой сто¬ роны Луны; система энергопитания бортовой аппаратуры межпла¬ нетной станции; система терморегулирования. Управление работой бортовой аппаратуры станции производилось с наземных пунктов по радиолинии, а также автономными бортовыми программными устрой¬ ствами. Такая комбинированная система управления наиболее удобна для проведения научных экспериментов и позво¬ ляет получать информацию с любых участков орбиты, 223
находящихся в пределах радиовидимости с наземных из¬ мерительных пунктов. Автоматическая межпланетная станция имела форму цилиндра со сферическими днищами (рис. 105). Макси¬ мальный поперечный размер станции — 1200 мм, длина— 1300 мм (без учета антенн). Тонкостенная герметичная оболочка станции выпол¬ нена из легкого сплава. Внутри нее размещены бортовая аппаратура станции и химические источники питания. Снаружи установлена часть научных приборов, антенны и секции солнечной батареи. В верхнем днище имелся иллюминатор с крышкой, автоматически открывающейся перед началом фотографи¬ рования. Под иллюминатором расположены объективы фотоаппаратов и датчики лунной ориентации. На верхнем и нижнем днищах имелись также малые иллюминаторы для солнечных датчиков системы ориентации. На нижнем днище расположены управляющие двигатели этой си¬ стемы (рис. 106). Радиосистема межпланетной станции, как указано выше, обеспечивала совмещение ряда функций в единой линии радиосвязи. С помощью ее производилось изме¬ рение параметров движения межпланетной станции — дальности, радиальной скорости и угловых координат. Наряду с этим радиосистема осуществляла передачу телеметрической информации, поступающей от научных и контрольных приборов, передачу телевизионных сиг¬ налов и прием с Земли радиокоманд, по которым произ¬ водилось включение и выключение различных приборов на борту станции. Все эти функции в линии радиосвязи со станцией осу¬ ществлялись в режиме непрерывного излучения радио¬ волн (в отличие от широко применяемого импульсного излучения). Такое совмещение функций в единой радио¬ линии, работающей в режиме непрерывного излучения, было произведено впервые и дало возможность обеспе¬ чить надежную радиосвязь вплоть до максимальных рас¬ стояний при наименьших затратах энергии на борту стан¬ ции. Общий объем информации, передававшейся по радио¬ линии, намного превосходил объем информации, который передавался с первой и второй советских космических ракет. 224
Рис. 105. Автоматическая межпланетная станция (на монтажной тележке) 15 с. Г. Александров, Р. Е. Федоров
Радиоаппаратура межпланетной станции включала в себя радиопередатчики, работавшие на частотах 183,6 и 39,986 Мгц. Первый из них служил для контроля эле¬ ментов орбиты станции, передачи телевизионного изобра¬ жения, а также передачи основной научной информации. Часть научной информации передавалась с помощью вто¬ рого передатчика. Сигналы его представляли импульсы переменной длительности от 0,2 до 0,8 сек., повторяющие¬ ся с частотой 1 +0,15 гц. Аппаратура радиолинии была задублирована для по¬ вышения надежности связи. В случае выхода из строя любого радиотехнического прибора на борту он мог быть заменен дублирующим прибором, включаемым путем пе¬ редачи соответствующей команды с наземного пункта управления. Особое внимание было обращено на максимальное сни¬ жение веса и габарита бортовых приборов. В радиотехни¬ ческой аппаратуре были широко применены полупровод¬ ники, ферриты и другие современные радиоэлементы. Исходя из соображения экономии энергопитания, мощ¬ ность, излучаемая бортовыми радиопередатчиками, была установлена равной нескольким ваттам. Наземные устройства радиолинии, размещенные на измерительных пунктах, имели в своем составе мощные радиопередатчики, чувствительные приемники, команд¬ ные и регистрирующие приборы, а также антенные устрой¬ ства большой эффективной площади. Некоторое представление о трудностях, связанных с обеспечением надежной радиосвязи с межпланетной стан¬ цией, можно получить, если принять во внимание, что мощность, принимаемая наземной антенной при макси¬ мальном удалении станции от Земли, примерно в 100 миллионов раз меньше средней мощности, принимаемой обычным телевизионным приемником. Прием столь слабых сигналов на фоне шумов космического радиоизлучения является чрезвычайно сложной задачей и требует приме¬ нения очень чувствительных приемных устройств, обла¬ дающих малым уровнем собственных шумов, а также из¬ вестного снижения скорости передачи информации. В ра¬ диолинии межпланетной станции были применены такие методы обработки и передачи сигналов на борту станции и на наземных измерительных пунктах, при которых в 226
Рис. 106. Общий вид автоматической межпланетной станции (схема) 1 — иллюминатор для фотографических аппаратов; 2 — двигатель системы ориентации; з — солнечный датчик; 4 — секции солнечной батареи; б — жа¬ люзи системы терморегулирования; 6 — тепловые экраны; 7 — антенны; 8 — приборы для научных исследований
максимальной степени снижался уровень шумов при со¬ хранении допустимой скорости передачи. Для фотографирования Луны наиболее целесообраз¬ ной была признана схема, при которой фотоаппараты наводились путем поворота всей автоматической межпла¬ нетной станции. Поворот и удерживание межпланетной станции в заданном направлении осуществлялись систе¬ мой ориентации. Основными элементами этой системы являлись: оптические датчики (солнечные и лунный), гироскопические датчики, логические электронные уст¬ ройства и управляющие двигатели. Система ориентации была включена после сближения с Луной, в момент, когда станция находилась приблизи¬ тельно на прямой, соединяющей Солнце и Луну. При этом Земля находилась в стороне от направления Солнце — Луна. Расстояние до Луны в момент включения системы ориентации составляло, в соответствии с расчетом, 60— 70 тыс. км. При этом можно было произвести ориен¬ тацию на Луну при условии освещения станции тремя яркими небесными светилами — Солнцем, Луной и Зем¬ лей. В начале работы система ориентации прежде всего прекратила произвольное вращение автоматической меж¬ планетной станции вокруг ее центра тяжести, возникшее в момент отделения от последней ступени ракеты-носи¬ теля. После прекращения вращения станции с помощью сол¬ нечных датчиков была осуществлена ориентация ее на Солнце таким образом, чтобы станция была обращена к Солнцу своим нижним днищем. При таком положении станции оптические оси фотоаппаратов оказались напра¬ вленными в сторону Луны. Затем соответствующее оптическое устройство, в поле зрения которого Земля и Солнце уже не могли появиться, отключило датчики ориентации на Солнце, ориентируя фотоаппараты станции точно на Луну. Поступавший с опти¬ ческого устройства сигнал «присутствия» Луны разрешил автоматическое фотографирование. В течение всего вре¬ мени фотографирования система ориентации обеспечивала непрерывное наведение автоматической межпланетной станции на Луну. Схема процесса ориентации межпла¬ нетной станции приведена на рис. 107. 228
Рис. 107. Схема процесса ориентации межпланетной станции на Луну: последовательные положения станции. Положение Y — соответствует фотографированию Луны
После экспонирования всех кадров система ориента¬ ции была выключена. В момент выключения она сообщила автоматической межпланетной станции упорядоченное вращение с определенной угловой скоростью, выбранной так, чтобы, с одной стороны, улучшить тепловой режим, а с другой — не повлиять на функционирование научной аппаратуры. Основными элементами фототелевизионной системы являлись: фотоаппарат, устройство автомати¬ ческой обработки пленки, телевизионная аппаратура. Фотоаппарат был снабжен двумя объективами с фо¬ кусными расстояниями 200 и 500 мм . и относительными отверстиями 1:5,6и1:9,5. Объектив с фокусным расстоянием 200 мм давал изо¬ бражение диска Луны, полностью вписывающееся в кадр. Объектив с фокусным расстоянием 500 мм давал крупно¬ масштабное изображение части лунного диска. Фотографирование производилось на специальную 35- миллиметровую фотопленку, выдерживающую обработку при высокой температуре. Съемка производилась с автома¬ тическим изменением экспозиции различных кадров для получения негативов с наивыгоднейшими плотностями и длилась около 40 мин., в течение которых обратная сто¬ рона Луны была многократно сфотографирована. Весь процесс съемки и обработки пленки производил¬ ся автоматически по заданной программе. Для предотвращения вуалирования пленки под дей¬ ствием космического излучения была предусмотрена спе¬ циальная защита, выбранная на основании исследований, проведенных с помощью советских искусственных спут¬ ников и космических ракет. По окончании фотографирования пленка поступала в малогабаритное устройство автоматической обработки, где производилось ее проявление, фиксирование и суш¬ ка. После этого она поступала в специальную кассету и подготавливалась для передачи изображения. Передача изображений Луны производилась по коман¬ дам с Земли. Этими командами включалось питание борто¬ вой телевизионной аппаратуры, устройства для протяжки фотопленки и подключалась телевизионная аппаратура к бортовым передатчикам. Для преобразования имеющегося на негативной плен¬ ке изображения в электрические сигналы использовался 230
метод «просвечивания», аналогичный тому, который при¬ меняется при передаче кинофильмов телевизионными цент¬ рами: малогабаритная электронно-лучевая трубка высокой разрешающей способности создавала яркое светящее¬ ся пятно, которое при помощи оптической системы прое¬ цировалось на фотопленку. Свет, прошедший через фотопленку, попадал на фотоэлектрический умножи¬ тель, который превращал световой сигнал в электри¬ ческий. Световое пятно на экране электронно-лучевой трубки перемещалось в соответствии с управляющими электри¬ ческими сигналами, создаваемыми специальной схемой развертки. Изображение светящегося пятна на фотосним¬ ке равномерно перемещалось поперек пленки, от одного ее края к другому, после чего быстро возвращалось к исходному положению и вновь продолжало равномерное движение поперек пленки. Это обеспечивало «строчную» развертку изображения. Сама фотопленка медленно про¬ тягивалась мимо электронно-лучевой трубки, что обеспе¬ чивало «кадровую» развертку. Сила света, прошедшего от электронно-лучевой трубки через пленку на фотоэлектрический умножитель, опре¬ деляется плотностью негатива в той точке, в которой на¬ ходится световое пятно. При движении пятна по негативу сила тока в фотоэлектрическом умножителе изменялась в соответствии с законом изменения плотности изображе¬ ния вдоль строки; таким образом, на выходе фотоэлектри¬ ческого умножителя создавался электрический «сигнал изображения», повторяющий закон изменения плотности негатива вдоль строки разложения. Усиление и формирование сигналов изображения осу¬ ществлялось специально разработанным узкополосным стабилизированным усилителем. Поскольку средняя плотность негатива и контраст¬ ность изображения заранее не были точно известны, в уси¬ лителе было предусмотрено устройство автоматической регулировки, обеспечивающее компенсацию влияний из¬ менения средней плотности негатива на выходной сиг¬ нал. Была предусмотрена также автоматическая регули¬ ровка яркости просвечивающей трубки, компенсирую¬ щая изменения контрастности. 231
На пленку заранее были экспонированы испытатель¬ ные знаки, часть которых была проявлена на Земле, а другая часть проявлена на борту станции в процессе об¬ работки заснятых кадров с изображением обратной сто¬ роны Луны. Эти знаки были переданы на Землю и дали возможность проконтролировать процесс съемки, обработ¬ ки и передачи изображения. Была предусмотрена передача изображений в двух ре¬ жимах: более медленная передача на больших расстоя¬ ниях и более быстрая на близких расстояниях, при под¬ лете к Земле. Число строк, на которые разлагалось изображение, могло изменяться в зависимости от выбранного режима передачи. Максимальное число строк доходило до 1000 на один кадр. Для синхронизации передающих и приемных раз¬ вертывающих устройств использовался метод, обеспе¬ чивающий высокую помехоустойчивость и надежность работы аппаратуры. Прием на Земле сигналов изображения Луны произ¬ водился на специальных устройствах регистрации теле¬ визионных изображений на фотопленку, на аппаратах магнитной записи с высокой стабильностью скорости движения магнитной ленты, на скиатронах (электронно¬ лучевых трубках с длительным сохранением изображе¬ ния на экране) и на аппаратах открытой записи с реги¬ страцией изображения на электрохимической бумаге. Материалы, полученные от всех видов регистрации, ис¬ пользовались при изучении невидимой части Луны. С помощью радиотелевизионной аппаратуры, устано¬ вленной на борту автоматической межпланетной станции, передача изображений осуществлялась на различных расстояниях вплоть до расстояния в 470 тыс. км, Этим экспериментально подтверждена возможность передачи в космическом пространстве на сверхдальние расстояния полутоновых изображений высокой четкости без сущест¬ венных специфических искажений в процессе распростра¬ нения радиоволн. Энергопитание бортовой аппаратуры межпланетной станции осуществлялось от автономных блоков химичес¬ ких источников тока и от централизованной системы энергопитания. В состав этой системы входила солнеч- 232
нал батарея, отдельные секции которой располагались на внешней поверхности межпланетной станции, и химиче¬ ская буферная батарея. Расход энергии буферной батареи при работе бортовой аппаратуры компенсировался посту¬ плением энергии от солнечной батареи. Питание бортовой аппаратуры производилось через преобразовательные и стабилизирующие устройства. Автоматическая система терморегулирования осуще¬ ствляла поддержание стабильного температурного режима в межпланетной станции, обеспечивая отвод тепла, выде¬ ляемого приборами, через специальную радиационную поверхность в окружающее космическое пространство. Для регулирования теплоотдачи снаружи корпуса стан¬ ции были установлены жалюзи, открывающие радиаци¬ онную поверхность при повышении температуры внутри станции свыше Д 25°С. Полет автоматической межпланетной станции Особенности работы системы ориентации и условия радиосвязи с автоматической межпланетной станцией по¬ требовали выбора соответствующей траектории ее поле¬ та, удовлетворяющей ряду специфических требований. Для нормальной работы системы ориентации, как уже говорилось, было необходимо, чтобы в момент начала ее функционирования Луна, станция и Солнце располагались приблизительно на одной прямой линии, причем станция в это время находилась бы на определенном расстоянии от Луны. В связи с большим объемом информации, передавае¬ мой с борта межпланетной станции на Землю, траектория полета должна была позволять наземным приемным пунк¬ там, расположенным на территории СССР, получить ма¬ ксимальное количество информации на первом же обороте и, особенно, на близких расстояниях от поверхности Земли. Было также весьма желательно для целей научных ис¬ следований получить траекторию, обеспечивающую дви¬ жение межпланетной станции в космосе в течение доста¬ точно продолжительного времени. Как показали исследования, можно наиболее полно удовлетворить поставленным требованиям, если исполь¬ 233
зовать для формирования орбиты воздействие притяже¬ ния Луны. Существенное влияние Луны на движение межпланетной станции может быть достигнуто только в том случае, когда притяжение Луны достаточно велико, т. е. когда станция проходит достаточно близко от Луны. При этом для получения заданного изменения характери¬ стик орбиты станция должна пройти с определенной сторо¬ ны Луны. Для облета Луны с возвращением к Земле скорость в конце участка выведения дожна быть несколько меньше местной параболической скорости. При этом облет Луны может происходить по траекториям различных типов. Если траектория полета проходит на расстояниях в не¬ сколько десятков тысяч километров от Луны, то влияние Луны сравнительно невелико и движение станции относи¬ тельно Земли будет происходить по траектории, близкой к эллипсу с фокусом в центре Земли. Однако такие траек¬ тории далекого облета Луны имеют ряд существенных не¬ достатков. Во-первых, при пролете на больших расстоя¬ ниях от Луны становится невозможным прямое исследо¬ вание космического пространства в ее близкой окрестно¬ сти. Во-вторых, при запуске ракеты, произведенном из северного полушария Земли, возвращение к Земле про¬ исходит со стороны южного полушария, что затрудняет проведение наблюдений и прием научной информации станциями, расположенными в северном полушарии. Дви¬ жение вблизи Земли при возвращении происходит вне пределов видимости из северного полушария, и поэтому вблизи Земли радиосвязь со станцией не может осуще¬ ствляться. И наконец, в-третьих, при возвращении по та¬ кой траектории к Земле ракета входит в плотные слои атмосферы и сгорает. Полет ее, таким образом, заканчи¬ вается после первого витка. Использование для формирования орбиты межпланет¬ ной станции направленного воздействия лунного притя¬ жения при близком прохождении станции от Луны позво¬ лило получить орбиту, лишенную недостатков, свойствен¬ ных траекториям далекого облета. Траектория полета автоматической межпланетной стан¬ ции проходила на расстоянии 7900 км от центра Луны и была выбрана с таким расчетом, чтобы в момент макси¬ мального сближения станция находилась южнее Луны. 234
Вследствие притяжения Луны траектория автоматической станции в соответствии с расчетом отклонилась к северу. Это отклонение было столь существенным, что возвраще¬ ние к Земле происходило со стороны северного полуша¬ рия. При этом после сближения с Луной наибольшая вы¬ сота станции над горизонтом для наблюдательных пунк¬ тов, расположенных в северном полушарии, увеличива¬ лась от суток к суткам. Соответственно возрастали и про¬ межутки времени, на протяжении которых была возможна прямая связь с автоматической станцией. При прибли¬ жении к Земле автоматическая станция могла наблюдаться в северном полушарии как незаходящее светило. При возвращении к Земле на первом обороте станция не вошла в атмосферу и не сгорела, а прошла на расстоя¬ нии 47,5 тыс. км от центра Земли, двигаясь по вытянутой орбите, близкой по форме к эллиптической. Наибольшее удаление станции от Земли составляло 480 тыс. км (рис. 108). Пролет межпланетной станции вблизи Земли на первых витках происходил на таких больших расстояниях от ее поверхности, что торможение вследствие сопротивления атмосферы практически полностью отсутствовало. По¬ этому, если бы движение происходило только под действи¬ ем силы притяжения Земли, автоматическая станция ока¬ залась бы спутником Земли с неограниченно большим сро¬ ком существования. Однако в действительности время движения станции ограничено вследствие возмущающего влияния притяже¬ ния Солнца, которое вызывает систематическое уменьше¬ ние высоты перигея орбиты. Поэтому, совершив некото¬ рое число оборотов, станция при очередном возвращении к Земле войдет в плотные слои атмосферы и прекратит свое существование. Величина убывания высоты перигея за один оборот за¬ висит в первую очередь от высоты апогея и может резко возрасти при ее увеличении. Поэтому при выборе траектории межпланетной станции необходимо было стре¬ миться к тому, чтобы высота апогея была по возможности меньше и не намного превышала расстояние от Земли до Луны. Необходимо было также обеспечить достаточно большую высоту перигея на первом обороте станции во¬ круг Земли. От степени выполнения обоих требований 235
зависит общее количество оборотов автоматической станции вокруг Земли и время ее существования. Воздействие Луны не ограничивается тем эффектом, который она производит в период первого сближения. Возмущения орбиты станции от притяжения Луны не имеют такого регулярного характера, как возмущения от при¬ тяжения Солнца, и в сильной степени зависят от периода обращения станции вокруг Земли. Влияние Луны может оказаться существенным, если на каком-то из последую¬ щих оборотов траектория автоматической станции вновь пройдет достаточо близко от Луны. Характер движения станции может при этом существенно измениться. Если межпланетная станция пройдет около Луны с южной сто¬ роны, т. е. сближение будет того же типа, что и первое, то резко увеличится количество оборотов и время существо¬ вания станции при сохранении основного свойства ее траектории — приближения к Земле со стороны северного полушария.Если прохождение будет иметь место с северной стороны, то высота перигея орбиты уменьшится, и в слу¬ чае достаточно сильного возмущения, станция может войти в атмосферу Земли при ближайшем же возвраще нии к ней. На тех витках орбиты, где не происходит достаточно тесного сближения с Луной, Луна тем не менее оказывает некоторое воздействие на движение станции. Хотя сила притяжения Луны в этом случае весьма мала, однако, дей¬ ствуя на значительном числе витков траектории, притя¬ жение Луны оказывает заметное влияние на движение автоматической станции, вызывая уменьшение высоты перигея и времени существования станции на орбите. Картина движения автоматической межпланетной станции под влиянием одновременно действующих сил тяготения Земли, Луны и Солнца весьма сложна. Опре¬ деляющим для всего движения межпланетной станции является характер ее прохождения вблизи Луны при пер¬ вом сближении. Так как никакой коррекции движения межпланетной станции в пути не производится и весь полет ее опре¬ деляется в конечном счете параметрами движения в конце участка выведения, то реализация описанной выше траек¬ тории станции возможна лишь при чрезвычайно точной системе управления ракеты-носителя. 236
Рис. 108. Схема траектории полета автоматической межпланетной станции.
Рис. 109. Траектория полета автоматической межпланетной станции. Вид со стороны точки весеннего равноденствия
Рис. 110. Траектория полета автоматической межпланетной станции. Проекция на плоскость земного экватора
Можно представить, что через центр Луны перпенди¬ кулярно линии Земля — Луна проведена плоскость, ко¬ торую назовем картинной плоскостью. Особенности про¬ хождения траектории относительно Луны могут быть оха¬ рактеризованы положением точки пересечения траекто¬ рии с картинной плоскостью. Расчеты показывают, что при отклонении точки пере¬ сечения траектории с картинной плоскостью от номиналь¬ ного положения на 1000 км минимальное расстояние стан¬ ции от Земли в конце первого оборота может измениться на 5—10 тыс. км, а время возвращения к Земле — на 10—14 часов. Требования по точности на участке выведения остают¬ ся столь же жесткими, как и в случае попадания. Это в основном связано с тем, что ошибки в величине скорости в конце участка выведения в случае эллиптических тра¬ екторий облета вызывают отклонения точки пересечения траектории с картинной плоскостью в 3—4 раза больше, чем в случае гиперболических траекторий, которые целе¬ сообразно использовать для попадания. Возмущающее действие Луны при близком прохожде¬ нии около нее существенно усиливает влияние отклоне¬ ний параметров движения в конце участка выведения на характер движения станции при ее возвращении к Зем¬ ле после облета Луны. Поэтому даже небольшие ошибки определения этих параметров приводят к весьма сущест¬ венным ошибкам расчета характеристик движения меж¬ планетной станции при ее возвращении к Земле. Траектория движения автоматической межпланетной станции представлена на рис. 109—111. 5 октября 1959 г. в 20 час. по московскому времени станция удалилась на расстояние 284 тыс. км от Земли. В 16 час. 16 мин. 6 октября она находилась на кратчай¬ шем расстоянии от Луны, равном 7900 км. Координаты межпланетной станции при ее дальнейшем движении даны в табл. 29. Установленные в результате обработки траекторных измерений данные о положении межпланетной станции во время фотографирования, необходимые для привязки обнаруженных объектов на невидимой стороне Луны к селенографической сетке координат, приведены в табл. 30. 240
Рис. 111. Проекция орбиты межпланетной станции на Землю
Таблица 29 координаты автоматической межпланетной станции при ее движении после сближения с Луной Дата Расстояние от Земли, тыс. км Склонение Прямое вос¬ хождение 7/Х—59 г. 20ч. 417 —11°36' 16h 32' 8/Х—59 г. 20ч. 448 —6°48' 16h36' 9/Х—59 г. 20ч. 466 —2°36' 16h40' 10/Х—59 г. 20ч. 470 1°23' 16h44' 13/Х—59 г. 20ч. 430 13°54' 16h55' 16/Х—59 г. 20ч. 267 34°53' 16Ы5' 18/Х—59 г. 20ч. 40 Таблица 30 Координаты автоматической межпланетной станции в период фотографирования Луны Дата Время (мос¬ ков¬ ское) Расстоя¬ ние от центра Луны, км Селенографическая проекция Широта долгота Начало фотографи- рорания 7/Х—1959 6h 30' 65 200 16,9° о СО Окончание фотогра¬ фирования .... 7/Х—1959 7h 10' 68 400 17,3° 117,1° Обработка траекторных измерений позволила устано^ вить, что автоматическая станция совершила по орбите около 11 оборотов вокруг Земли. Радиотехнические и оптические наблюдения за советскими искусственными спутниками Земли и космическими ракетами Радиотехнические наблюдения за искусственными спут¬ никами Земли имеют своей целью решение ряда задач, ос¬ новными из которых являются: определение параметров орбиты спутника, изучение ее эволюции, исследование 242
распространения радиоволн в ионосфере и некоторых вопросов ее строения. В радиотехнических наблюдениях за советскими спут¬ никами принимали участие научные радиолокационные станции, а также ряд радиоклубов и большое количество радиолюбителей во всех странах земного шара. Установленные на первом и втором спутниках радио¬ передатчики, работавшие на частотах 40,002 и 20,005 Мгц, а также радиопередатчик третьего спутника «Маяк», ра¬ ботавший на частоте 20,005 Мгц, обеспечили надежный прием радиосигналов советских спутников на очень боль¬ ших расстояниях, достигавших 10—15 и более тысяч километров. Для измерения координат спутников при движении их по орбите использовались радиопеленгация, методы, ос¬ нованные на использовании допплеровского эффекта, а также методы радиолокации. После обработки результа¬ тов наблюдений уточнялись параметры орбит спутников и прогнозировалось их дальнейшее движение. При радионаблюдениях за сигналами спутников изме¬ рялись частота и форма, а также напряженность поля принимаемых радиосигналов. Регистрация частоты с помощью специальной аппара¬ туры позволила, используя эффект Допплера, определять моменты прохождения спутника на наименьшем рас¬ стоянии от пунктов наблюдения с точностью до 0,1 —* 0,2 сек. Проведенные наблюдения показали, что эффект Дош- плера, при простоте и надежности применяемой аппарат туры, с успехом может быть использован для определения параметров орбиты спутников. Результаты измерения напряженности позволяют оце¬ нить поглощение радиоволн в ионосфере, включая те ее области, которые лежат выше максимума ионизации, и поэтому недоступны для обычных измерений, проводимых с поверхности Земли. Эти измерения позволяют также судить о возможных путях распространения радиоволй в ионосфере. В некоторых случаях, как показали наблюдения, радиоволны приходили в точку приема не кратчайшим рас^ стоянием, а в результате обхода земного шара по более Длинной дуге большого круга. Были зарегистрированы случаи кругосветного эха радиосигналов. В отдельных
случаях измеренные значения напряженности поля ока-' зывались больше, чем расчетные, что говорит о наличии волноводных каналов в ионосфере. Наиболее совершенные средства и методика были при¬ менены при организации радиотехнических наблюдений за третьим советским спутником и космическими раке¬ тами. Третий советский спутник был снабжен несколькими радиопередающими устройствами, позволявшими произ¬ водить весьма точные измерения его координат. Данные о координатах спутника, измеренных наземными радио¬ локационными устройствами, автоматически привязы¬ вались к единому астрономическому времени и передава¬ лись по специальным линиям связи в координационно- вычислительный центр, где с помощью быстродействую¬ щих электронных счетных машин вычислялись текущие значения параметров орбиты спутника и на их основании прогнозировалось его дальнейшее движение. Такой сложнейший измерительный комплекс, вклю¬ чающий в себя большое количество электронных, радио¬ технических и других устройств, обеспечивает измерение координат спутника и быстрое определение параметров его орбиты с очень большой точностью. Большое число наблюдений позволило выделить слу¬ чайные ошибочные измерения и определить эволюцию ор¬ бит советских спутников с большой точностью. Так, по первому спутнику было обработано около 60 ООО радио¬ технических измерений, по второму—12 800, по треть¬ ему спутнику — свыше 120 000 радиотехнических изме¬ рений. Визуальные оптические наблюдения за искусственны¬ ми спутниками и ракетами-носителями позволяют опре¬ делять их угловые координаты с точностью от 0,5-до 1° при фиксации момента наблюдения с точностью до 1 сек. Такие наблюдения возможны, если яркость спутника не ниже яркости звезд восьмой величины. Наблюдения за искусственными спутниками произво¬ дятся в сумерки, при заходе или восходе Солнца, когда фон неба достаточно темен, а сам спутник еще освещен Солнцем (рис. 112). В большинстве случаев эти наблюдения проводились с помощью астрономических трубок АТ-1 (рис. ИЗ). 244
Cnymnuh JohQ нсилучи/еи видимости Орбита Направление сол- нечнб:х лучей Рис. 112. Условия видимости спутника Трубка АТ-1 представляет собой небольшой широко¬ угольный телескоп с диаметром входного зрачка 50 мм при шестикратном увеличении и поле зрения около 11°. Трубки снабжены треногами или настольными подстав¬ ками. В поле зрения трубки имеется система колец с ин¬ тервалом в 1° и крест нитей с делениями в 20'. Спутник перемещается по небесной сфере со скоростью до 1—2° в секунду. Для более уверенной фиксации по¬ ложения спутника, когда орбита его движения известна 'лишь приближенно, на станциях оптического наблюдения устраиваются «оптические барьеры» из ряда зрительных трубок. Барьеры располагаются в меридиане или по вер¬ тикальному кругу, перпендикулярно видимой орбите спутника. Линии визирования зрительных трубок напра¬ вляются так, что каждый участок оптического барьера перекрывается дважды. Наблюдения ниже 20°от горизонта не производятся из-за большого поглощения света в ат¬ мосфере. Для определения момента прохождения спутника каж¬ дая станция снабжена радиоприемником, магнитофоном, генератором звуковой частоты с рядом телеграфных клю-
Рис. 113. Астрономическая трубка АТ-1 чей. В период наблюдения на станции подаются сигналы единого времени, которые записываются на магнитофон¬ ную ленту, движущуюся с большой скоростью. На эту же ленту одновременно записывается и сигнал, подавае¬ мый наблюдателем, который в момент прохождения спут¬ ника через определенный участок небесной сферы или через нить зрительной трубки нажимает телеграфный ключ, соединенный со звуковым генератором. После окон¬ чания наблюдений запись на ленте магнитофона воспроиз¬ водится с малой скоростью и с помощью секундомера опре¬ деляется момент наблюдения. Точность такой привязки по времени составляет несколько десятых долей секунды. Координаты спутника определяются по звездным картам. 245
Оповещает станции о предстоящем прохождении спут¬ ника вычислительный центр на основе обработки данных предшествующих наблюдений. Всего было произведено свыше 40 тыс. оптических на¬ блюдений за советскими спутниками. Помимо оптических станций и обсерваторий Совет¬ ского Союза, число которых превышает 90, в наблюдениях принимали участие обсерватории многих зарубежных стран. Обсерватории в Скалнате Плесо и Братиславе (Че¬ хословакия), Эдинбургская обсерватория (Шотландия), обсерватории в Нанкине и Куньмине (Китайская Народная Республика), обсерватория Медон (Франция), станции Сенпол и Орджеи (США) и многие другие регулярно при¬ сылали данные наблюдений за советскими искусственны¬ ми спутниками Земли. Ряд станций оптического наблюдения был снабжен малоформатными камерами типа «Зоркий» с объективом «Юпитер-Д». Во время прохождения сутника через поле зрения камеры ее затвор открывается на короткий проме¬ жуток времени (2—5 сек.). Моменты начала и конца экс¬ позиции регистрируются. Проявленная пленка проекти¬ руется на соответствующую звездную карту таким обра¬ зом, чтобы масштаб карты и проекции совпадали. Начало и конец следа относительно звезд отмечаются на карте, по которой и определяются экваториальные координаты спутника. Точность наблюдений сравнима с визуальными. Кроме того, проводилось фотографирование специаль¬ ными широкоугольными аэрофотосъемочными камерами с использованием для отметки точного времени печата¬ ющих хронографов. Еще более точные координаты спутников получаются при наблюдении с помощью специально приспособлен¬ ных больших телескопов. На рис. 114 показан снимок ракеты-носителя первого спутника, полученный 10 октяб¬ ря 1957 г. в Пулкове при помощи двойного широкоуголь¬ ного астрографа. Вследствие суточного вращения Земли звезды вышли в виде черточек. На снимке виден перерыв в следе ракеты-носителя, сделанный путем кратковремен¬ ного закрытия затвора для определения момента пролета. Наряду с вышеописанными методами, была разрабо¬ тана методика наблюдения за спутниками с помощью фотоэлектрических и электроннооптических устройств. 247
Для наблюдения за полетом космических ракет, изме¬ рения параметров их орбит и приема на Земле данных научных измерений был создан большой комплекс изме¬ рительных средств, расположенных но всей территории Советского Союза. В состав измерительного комплекса входили: автомати¬ зированные радиолокационные станции, предназначен¬ ные для точного определения элементов начального уча¬ стка орбиты; радиотелеметрнческие станции для регистра¬ ции научной информации, передаваемой с борта косми¬ ческой ракеты; радиотехническая система, служащая для измерения параметров ракеты на больших удалениях от Земли; радиотехнические станции, используемые для приема сигналов на частотах 19,997, 19,995 и 19,993 Мгц\ оптические средства для наблюдения и фотографирования искусственной кометы. Для согласования работы всех измерительных средств и привязки результатов измерений к астрономическому времени имелась специальная аппаратура единого вре¬ мени и система радиосвязи. Обработка данных траекторных измерений, поступаю¬ щих из районов расположения станций, определение эле¬ ментов орбиты и целеуказаний измерительным пунктам выполнялись в координационно-вычислительном центре с помощью электронных счетных машин. Автоматизированные радиолокационные станции ис¬ пользовались для оперативного определения начальных условий движения космической ракеты, выдачи долго¬ срочного прогноза о ее движении и данных целеуказаний всем измерительным и наблюдательным средствам. Дан¬ ные измерений этих станций с помощью специальных счетно-решающих устройств преобразовывались в двоич¬ ный код, осреднялись, привязывались к астрономическо¬ му времени с точностью до нескольких миллисекунд и автоматически передавались в координационно-вычисли¬ тельный центр по линиям связи. Чтобы предохранить данные измерений от возможных ошибок при передаче по линиям связи, измерительная информация кодировалась. Применение кода позволяло находить и исправлять одну ошибку в передаваемом числе и находить и отбрасывать числа с двумя ошибками. Преобразованная таким образом измерительная ин¬ 243
Рис. 114. Снимок ракеты-носителя первого спутника формация поступала в координационно-вычислительный центр, в котором электронные счетные машины произво¬ дили совместную обработку результатов измерений. На основе использования большого числа траекторных из¬ мерений в результате решения краевой задачи с приме¬ нением метода наименьших квадратов определялась тра¬ ектория движения ракеты. Применение описанного комплекса измерительных средств позволило при пуске второй советской космичес¬ кой ракеты в течение первого часа полета рассчитать тра¬ екторию ее дальнейшего движения и убедиться, что она выведена достаточно точно для попадания в Луну. Телеметрические наземные станции производили при¬ ем научной информации и ее регистрацию на фотопленках
и магнитных лентах. Для обеспечения большой дально¬ сти приема радиосигналов были применены высокочув¬ ствительные приемники и специальные антенны с большой эффективной площадью. Приемные радиотехнические станции, осуществляв¬ шие прием радиосигналов с космических ракет на часто¬ тах 19,997, 19,995 и 19,993 Мгц, производили измерения напряженности поля. Измерение параметров движения космических ракет вплоть до расстояний 400—500 тыс. км осуществлялось радиотехническими системами, работавшими на частоте 183,6 Мгц. Данные этих измерений в строго определен¬ ные моменты времени автоматически фиксировались в цифровом коде на специальных устройствах. Радионаблюдения за советскими космическими раке¬ тами велись и отдельными зарубежными учеными. Так, доктор Ловелл посредством крупнейшего в Анг¬ лии радиотелескопа (в Джодрел Бэнк) наблюдал движе¬ ние второй советской космической ракеты до момента ее встречи с Луной. Для осуществления оптических наблюдений за первой и второй советскими космическими ракетами на них была установлена аппаратура, обеспечивающая создание в за¬ ранее намеченный момент времени облака паров натрия — искусственной кометы. Пары натрия, находящегося в атомарном состоянии, обладают свойством интенсивно рассеивать солнечный свет. При этом рассеивание света происходит для строго определенной длины волны (0,589 р), соответствующей спектральной линии натрия, что позволяет, используя специальные светофильтры, проводить наблюдения нат¬ риевого облака даже на довольно ярком фоне неба. Искусственная комета при полете первой космической ракеты была образована 3 января 1959 г. в 3 часа 57 мин. по московскому времени, когда ракета находилась на расстоя¬ нии ИЗ тыс. км от Земли. Яркость ее соответствовала примерно шестой звездной величине. Наблюдение искус¬ ственной кометы было возможно из районов Средней Азии, Кавказа, Ближнего Востока, Африки и Индии. Несмотря на пасмурную погоду в районах расположения большей части оптических станций, на отдельных пунктах искус¬ ственная комета успешно наблюдалась, 250
Рис. 115. Камера для фотографирования искусственных комет Искусственная комета, образованная с борта второй советской космической ракеты 12 сентября 1959 г. на рас¬ стоянии около 150 тыс. км от Земли, наблюдалась мно¬ гими астрономическими станциями — в Алма-Ате, Бю- ракане, Абастумани, Тбилиси, Сталинабаде и других городах Советского Союза. На ряде станций она была сфо¬ тографирована. Искусственная комета стала видимой в 21 час 48 мин. по московскому времени и была видна в течение 5—6 мин. Максимальная ее яркость была равна приблизительно 4—5-й звездной величине. Наблюдения искусственных комет позволяют опреде¬ лять угловые координаты космических ракет с чрезвычай¬ но высокой, астрономической, точностью. Результаты этих наблюдений служат дополнительными данными для опре¬ деления траекторий движения ракет. Для фотографирования искусственных комет была раз¬ работана специальная светосильная аппаратура двух типов: фотографическая и электронно-телескопическая с электронно-оптическими преобразователями. Одна из таких фотокамер показана на рис. 115.
Г ЛАВА IV РЕЗУЛЬТАТЫ НАУЧНЫХ ИССЛЕДОВАНИЙ НА ИСКУССТВЕННЫХ СПУТНИКАХ И КОСМИЧЕСКИХ РАКЕТАХ Проведенные па советских искусственных спутниках Земли и космических ракетах измерения дали огромный научный материал. Ниже излагаются основные результа¬ ты этих экспериментов. Определение давления и плотности верхней атмосферы Определение плотности верхней атмосферы по торможению искусственных спутников Земли Одним из методов определения плотности верхних сло¬ ев атмосферы с помощью советских искусственных спут¬ ников являлось вычисление плотности по изменению пара¬ метров их орбит, происходящему в результате торможения спутников в атмосфере. Как указано выше, торможение спутника в атмосфере пропорционально плотности атмосферы. При этом наи¬ большее влияние оказывает плотность атмосферы в обла¬ сти высот перигея орбиты, где и происходит наиболее интенсивное торможение спутника. Теоретический анализ показывает, что изменение пе¬ риода обращения спутника зависит как от плотности ат¬ мосферы в районе перигея, так и от быстроты убывания плотности по высоте. Быстрота убывания плотности может быть охарактери¬ зована так называемой высотой однородной атмосферы: где к = 1,372*10 16 эрг/град\ т—средняя масса молекулы; 252
Т —температура; g — ускорение силы тяжести. Для первых спутников, орбиты которых имели достаточно большой эксцентриситет, скорость изме¬ нения периода обращения спутника в основном опреде¬ ляется значением произведения плотности на корень квадратный из высоты однородной атмосферы в области перигея: сРп Ун =-\ r--dN - , (4.2). 3 (1 + в)]/2яг„ (1-е) где с = ——i оаллистическии коэффициент, F — площадь миделя; 7п*—масса спутника, Сх— коэффициент аэро¬ динамического сопротивления; N — порядковый номер оборота спутника вокруг Земли; е — эксцентриситет; гп —расстояние от центра Земли до перигея орбиты; Т* — период обращения спутника вокруг Земли. Из приведенной формулы видно, что определяемая -t/'Tj cl In Т* величина рк у Н при заданном —не зависит от того, какое значение II принято для расчета. Таким образом, при определения величины ря нет необхо¬ димости при выборе значения Н опираться на какую- либо из существующих моделей атмосферы. Для расчета коэффициента Сх использовались резуль¬ таты аэродинамики разреженных газов. Для неориенти¬ рованных спутников было вычислено наиболее вероят¬ ное значение Сх = 0,525. __ Для более точного определения величины рте YН расчеты проводились путем интегрирования системы уравнений: ,. ч d In Т* Р* =. г т. г . (4-р) 253
drn __ 2rn(i — e) / 2 e i f — У/3 dr* гт* К1 + ^2A — ^2j ’ e l У/м ; где . Г £Ad& J _ ? £A (1 — C08fl)d& . 1 3=5 j (1 + e ^os ^)2 * 2 j (1 + e cos #)2 ’ z- | s jA -f 2ecosft + e2; A = e H ; d — истинная аномалия. Здесь для зависимости плотности р от высоты прини¬ малась формула: Р = Рпв н , (4.4) где z и zn — текущая и начальная высота перигея над поверхностью Земли; prt — плотность на высоте zn. Расчеты проводились для значении’# =г15, 3(Ги 6СГ«ж. Среднее значение плотности атмосферы на высотах пе¬ ригея орбит советских спутников (225—228 км), определен¬ ное таким методом, оказалось равным 3-10-13 г-сж"3* Полученное значение в 5—10 раз превышает величины плотности, указанные для этих высот в ряде ракетных мо¬ делей атмосферы, построенных на основании измерений на высотных ракетах до запуска спутников, и свидетель¬ ствует о более высокой температуре верхней атмосферы, чем принимаемая в ракетных моделях. За время существования спутника происходит медлен¬ ное изменение положения области перигея из-за регрес¬ сии орбиты, вызываемой нецентральностью поля земного тяготения. Широта и долгота перигея постепенно изме¬ няются. Это обстоятельство позволило провести определе¬ ние плотности атмосферы над различными точками зем¬ ной поверхности, на освещенной и теневой сторонах Земли. На основании данных по торможению двух пер¬ вых советских спутников Земли было установлено, чти произведение плотности атмосферы на корень квадратный 254
йз высоты однородной атмосферы на освещенной стороне Земли на 20—30% больше, чем на теневой ее стороне. Анализ движения третьею спутника выявил еще более резкие суточные колебания указанной величины. Было установлено также уменьшение плотности атмосферы при переходе от северных широт к югу. Когда появились данные о результатах наблюдения торможения амери¬ канских спутников, оказалось возможным построить кри¬ вую распределения плотности атмосферы на высотах 228—368 км от поверхности Земли, не опираясь на какие- либо существовавшие модели атмосферы. Так, для американского спутника 1958 а на высоте 368 км имеем: — о 476-10'5 dN ’ * Согласно формуле (4.2) получим: (р ]ГН)Ш = 0,10825-10"6 яг/и42 • Для апроксимации зависимости параметров атмосферы от высоты на высотах 228—36& км можно воспользоваться следующими формулами: р - (45> V кНш ) гг гг I z 228 tt — п 228 Н ^ ♦ Если теперь обозначить (р ]/~//)228 = Q j (Р 1//Г-^)зб8 ^ (4*6) то получим: (4Л) Р228 = УЖ Таким образом, при заданных а, b, к можно найти про¬ межуточные значения р для z от 228 до 368 км. 265
T а б л и л а 61 Значении плотности, подученные при обработке данных торможения спутника 2,-' 7.-Л11 р, г/см3 Л=4 Л=5 к=6 Л=8 к=оо [228 го 7 о сч 2,95-10~13 2,84-10 13 2,71-10-13 2,38 -10—13 250 1,606-10-13 1,58-10"18 1,58-10-13 1,58-10"13 1,54-10”13 270 9,38-10-14 9,54-10“14 1 о Г- |>- 05 9,97 • 10-14 1,04-10-13 290 5,84-10“14 6,03-10~14 6,23-10~14 6,45-Ю"14 7,03-Ю-14 310 3,82-10~14 3,96-10-14 4,10-10~14 4,27-10-14 4,74-10~14 -330 2,61 -10~14 2,68-10-14 2,77 • 10-14 2,88 • 10~14 3,20-10-14 350 1,84-Ю"14 1,87-10-14 1,92* 10-14 1,98 • 10~14 2,16-10~14 368 1,37 -Ю-14 1,38"10~14 4N О 1 1,44-Ю"14 1,51-10~14 jf?228> 29 33 36 39,5 51 ■Н368) 64 61 59 57 51 По наблюдаемому торможению первых советских спутников было вычислено а = 1,7-10“6 кг/м2-км1/г\ по торможению спутника 1958 а получено значение Ь — 0,108-КГ6 кг/м2-км1'2. Результаты вычислений плотности при различных предположениях о величине к представлены в табл. 31. Определение плотности верооней атмосферы методом диффузии паров натрия Новым оригинальным методом определения плотности атмосферы на больших высотах является метод искусст¬ венной кометы, разработанный советскими учеными. В этом методе используется явление искусственного рас¬ сеяния некоторыми газами отдельных спектральных лийий и полос (характерных для данного газа). Это явление на¬ зывается резонансной флуоресценцией. Как показали рас¬ четы, наиболее подходящим элементом для создания искус¬ ственной кометы является натрий. Рассеивающее солнечные лучи натриевое облако пред¬ ставляет собой исключительно мощный источник света. Мощность этого источника при массе паров натрия в 1 кг составляет около 7 тыс. кет. 256
Рис. 116. Различные стадии образования натриевого облака на высоте 430 км
Неоценимым достоинством натриевого облака является" то обстоятельство, что оно рассеивает свет строго опре¬ деленной длины волны X = 0,589 р (желто-оранжевая часть спектра). Это позволяет применением подходящих светофильтров проводить наблюдения натриевого облака, даже если оно проектируется на довольно яркий фон неба. Этот метод получил экспериментальное подтверждение при пуске геофизической ракеты на высоту 430 км и при пусках первой и второй космических ракет. Являясь аб¬ солютным оптическим методом для наблюдения за дви¬ жением космических объектов, метод натриевой кометы по расплыванию паров натрия позволяет определить плот¬ ность среды, в которой происходит образование искус¬ ственной кометы (рис. 116). Таким образом на основе теории диффузии была рассчитана плотность атмосферы на высоте 430 км. Как известно, среднее смещение частицы вследствие диффузии пропорционально средней длине свободного пробега (/) и числу столкновений (п) за время t: 5 = Vi 'l' (4-8) Замечая, что п = (где v — средняя скорость частицы), имеем: 5=|/уг>&. (4.9) Величина у vl определяется непосредственно из данных наблюдений и равна 0,85 -1011 см2/сек. Для атомов натрия при температуре 1600° имеем: v =1,5- Ю5 см/сек. Отсюда I— 1,7-106. Но, с другой стороны, (4.10) ni-Qd где пг — концентрация атомов атмосферы; 258
Qd — эффективное сечение диффузии. Принимая о точностью до 20 — 30%, Qd = 3,85-1(Г16 г/см*, получим пг *= 1,6«108сж~3. (4Л1) Учитывая, что атмосфера до высоты 500 км является в ос¬ новном азотно-кислородной, получим плотность на вы¬ соте 430 км р = 4,7-10“16 г/сж3. (4.12> Более точный количественный расчет, основанный на ре¬ шении дифференциального уравнения диффузии, дает сле¬ дующие значения: Пх = 2,5 -108 слГ3, р = 6,7• 10-15 г/сж8. (4*^-3) Ошибки в этих измерениях составляют не более 30%. Манометрические измерения плотности и давления Наряду с определением характеристик верхней ат¬ мосферы по изучению торможения спутников, по диффузии паров натрия (искусственная комета), по наблюдению яа радиосигналами спутников, на третьем советском искус¬ ственном спутнике осуществлялось непосредственное из¬ мерение давления и плотности на различных высотах с помощью ионизационных и магнитного электроразряд- ного манометров. Методика эксперимента соответствова¬ ла методике, изложенной в главе II. Аппаратура для из¬ мерения давления, установленная на третьем спутнике, показана на рис. 117 и 118. Магнитный электроразрядный манометр (рис. 117) был рассчитан на измерение давления в диапазоне 10-5 — 10_7жжрт. ст., а ионизационные манометры (рис. 118) — в диапазоне 10'7 — 1(Г9 мм рт. ст. Для исключения влияния на результаты измерений имеющихся в ионосфере ионов и электронов ионизационные манометры были снабжены специальными экранами и ло¬ вушками. Все манометры имели откаченные и запаянные
Рис, 117, Магнитный манометр^ колбы, которые вскрывались специальными механизмами после выведения спутника на орбиту. На протяжении всего времени измерения давления производилась периодиче¬ ская калибровка усилителей, а также измерение тока эмиссии манометров и температуры стенки одного из них. При подготовке эксперимента был проведен ряд теоре¬ тических и лабораторных исследований. Большое внима¬ ние было уделено определению газовыделения спутника, для чего производились измерения продолжительности де¬ газации различных конструктивных материалов, а также Рис. 118. Ионизационные манометры
разработка мероприятий, обеспечивающих максимальную герметичность спутника. В связи с длительностью измерений, проводимых на спутнике, представляется возможность изучить по показа¬ ниям манометров процесс дегазации его внешней поверх¬ ности и установить момент времени, начиная с которого га- зовыделение спутника перестает влиять на результаты из¬ мерений. При определении давления по показаниям маномет¬ ров, установленных на спутнике, необходимо учитывать его ориентацию в пространстве, скорость движения, состав и температуру газа. Для окончательной интерпретации показаний мано¬ метров необходимо установить зависимость между давле¬ нием внутри манометра, которое измеряется и передается на Землю, и давлением внешней среды. Такую связь теоре¬ тически можно получить, исходя из законов молекуляр¬ ной аэродинамики (см. прилож. 4). Величина давления Ръ измеренная манометром, связана с концентрацией частиц N в данной точке атмосферы соотношением: N= r Л'Р± , (4.14) УгяАГЯТЧ Vsinft где А — число Авогадро; R — газовая постоянная; М — молекулярный вес; V — скорость спутника; 0 — угол между вектором скорости спутника и пло¬ скостью отверстия манометра; 7\ — температура стенки манометра. После определения N рассчитывалась плотность и вы¬ сота однородной атмосферы: И = 2,3(lgiV" — lg/V') ’ (4.15) где N" и N' — концентрация частиц в единице объе¬ ма атмосферы в двух точках, отстоящих по высоте на Д& = 10 км. 261
Далее вычислялась температура Т: т _ MgH ~ R (4.16) и внешнее давление Р: Р = kNT. (4.17) Для вычисления угла ориентации 0 применялась формула (15) прилож. 4. Анализ полученных данных при некоторых предполо¬ жениях о среднем молекулярном весе М позволил впер¬ вые построить разрез атмосферы на высотах 225—500 км, структурные параметры которой приведены в табл. 32. Проведенные измерения относятся к различному вре¬ мени 16 мая 1958 г. (13—19 часов местного пояса времени) и к различным географическим широтам (57° N—65° N). Данные табл. 32 хорошо согласуются со значениями плотности, полученными по торможению спутников, по диффузии паров натрия и по результатам радионаблюде¬ ний за спутниками. На рис. 119 представлены результаты измерений плот¬ ности, полученные всеми указанными методами. Сведения о плотности верхней атмосферы (о = 3 ■ • 10-13г • см'3 на высоте 225 км), полученные по торможению первых искусственных спутников Земли и диффузным мето¬ дом (о = 6,7-Ю'15 г-см'3 на высоте 430 «ж), произвели суще¬ ственное изменение в наших представлениях о параметрах верхней атмосферы. Эти измерения показывают, что плот¬ ность атмосферы на высоте 220 км больше днем, чем ночью, и больше в полярных, чем в экваториальных областях. Ма¬ териалы, полученные при помощи первых искусственных спутников Земли, позволяют делать пока предположения только о суточном режиме. Наблюдаемое большое тормо¬ жение спутников может быть объяснено более высокой температурой верхней атмосферы, чем это предполага¬ лось в старых «ракетных моделях». Эту точку зрения подтверждают обширные манометри¬ ческие измерения, которые позволяют надежно опреде¬ лить высоту однородной атмосферы на различных уровнях верхней атмосферы. Полученное в результате измерений возрастание высоты однородной атмосферы с увеличением 262
Высо¬ та, км 225 230 235 240 245 250 255 260 265 270 275 280 285 290 295 300 305 310 315 320 325 330 335 340 О параметры атмосферы на высоте 225 р, 8/СЛ1* Н, км т, вк Р, Оин/см* 2,12-10-13 40,0 936 7,76.10-4 1,79 40,6 938 6,88 1,7 41,3 941 6,1 1,42 42,0 946 5,44 1,25 42,8 952 4,88 1,1 43,5 958 4,36 9,73-10-14 44,3 964 3,91 8,66 45,2 971 3,54 7,77 46,0 979 3,19 6,83 47,0 987 2,89 6,1 .47,9 996 2,63 5,44 48,8 1005 2,39 4,87 49,7 1015 2,17 4,36 50,7 1026 1,98 3,93 51,7 1037 , 1,82 3,53 52,7 1048 1,66 3,26 53,7 1059 1,56 2,9 54,5 1072 1,42 2,63 55,9 1084 1,31 2,39 57,0 1097 1,21 2,17 58,1 1110 1,12 1,98 59,2 1124 1,04 1,82 60,3 1138 9,69-10-5 1,66 61,5 1153 9,04
Таблица 32 (продолжение) Высо¬ та, км N, см~9 р, г/см* Я, км т, вк Р, дин/см* Р, мм рт. ст. 345 5,22 1,52 62,8 1169 8,96 7,46 350 4,82 1,4 64,8 1185 7,88 6,58 355 4,46 1,29 65,2 1200 7,39 6,18 360 4,13 1,19 66,7 1219 6,95 5,82 365 3,86 1,1 68,1 1237 6,59 5,53 370 3,56 1,02 69,5 1257 6,18 5,19 375 3,31 9,4М0~15 70,9 1276 5,83 4,9 380 3,08 8,72 72,4 1295 5,51 4,64 385 2,92 8,24 73,9 1305 5,26 4,44 390 2,69 7,56 75,2 1335 4,96 4,19 395 2,52 7,07 76,7 1353 4,71 3,98 400 2,36 6,6 78,9 1373 4,47 3,79 405 2,21 6,16 79,7 1393 4,25 3,6 410 2,08 5,78 81,2 1417 4,07 3,46 415 1,95 5,41 82,9 1440 3,88 3,3 420 1,84 5,09 84,6 1465 3,72 3,17 425 1,73 4,79 86,3 1489 3,56 3,04 430 1,64 4,51 88,1 1514 3,43 2,93 435 1,55 4,25 90,0 1539 3,29 2,82 440 1,47 4,03 91,7 1563 3,17 2,72 445 1,39 3,8 93,6 1589 3,05 2,62 450 1,32 3,6 95,5 1614 2,94 2,53 455 1,25 3,4 98,6 1643 2,84 2,44 460 1,19 3,23 99,9 1675 2,75 2,37 465 1,13 3,06 102,0 1709 2,66 2,3 470 1,08 2,92 104,5 1745 2,6 2,25 475 1,03 2,79 107,0 1781 2,53 2,19 480 9,82*107 2,65 109,3 1810 2,45 2,13 • 485 9,4 2,53 111,5 1845 2,39 2,08 490 8,97 2,42 113,9 1880 2,33 2,02 495 8,61 2,31 116,5 1917 2,28 1,98 500 8,24 2,21 119,0 1953 2,22 1,94 264
Рис. 119. Результаты определения плотности раз¬ личными методами:< I — третий спутник (манометры); 2 — тормошение спутников (советские исследования); з — натриевое облако (высотная ракета); 4 — первый спутник (радионаблюдения) 6 — торможение спутников (американские исследования) расстояния от Земли указывает на уменьшение молекуляр¬ ного веса М вследствие диссоциации молекул и постепен¬ ное увеличение температуры атмосферы. Так, на высотах 225—500 км температура оказалась равной 1200—2000° К. Масс -спектрометрические измерения ионного состава верхней атмосферы Для^измерения ионного состава ионосферы на третьем советском спутнике был установлен радиочастотный масс- спектрометр, принцип устройства которого изложен в гла- 265
Рис. 120г Радиочастотвый масс-спектрометр ве 2. Масс-спектрометр был рассчитан на регистрацию ионов с массовым числом от 6 до 50. Общий вид прибора показан на рис. 120. За период с 15 по 25 мая-[1958 г. было получено около 15 тыс. массовых* спектров на высотах от 225 до 980 км. Измерения велись в северном полушарии в интервале ши¬ рот 27—65°. Полученный материал относится к дневному времени (от 7 до 11 часов по московскому времени). Мас¬ совое число М пика определялось по формуле: м-Ч Yl±i \(418) k \l —300m0Va/2?A/ * ' ' где V*— значение напряжения развертки в момент по¬ явления пика; Ф — величина отрицательного потенциала спутника; к — постоянная прибора; тп0 — масса атома водорода; q — заряд иона; V — скорость спутника. Основная трудность при дешифровке материала заклю¬ чалась в отделении основных (истинных) массовых ионов от гармонических (ложных). В результате полученного ма¬ териала было показано, что на высотах 225—980 км пре¬ обладающим по интенсивности ионом является пик с
Рис. 121. Изменение относи- Рис. 122. Изменение относитель- тельной интенсивности ионных ной интенсивности ионных пиков пиков атомарного азота в за- атомарного азота в зависимости висимости от высоты по дан- от географической широты по ным двух витков 23 мая 1958 г. данным двух витков'21 мая 1958 г. массовым числом 16, т. е. ион атомарного кислорода 0+. Вторым по интенсивности является ион с массовым числом 14, т. е. ион атомарного азота N+. В области перигея выделяется группа пиков с мас¬ совыми числами 32, 30 и 28. Наиболее значитель¬ ным из них является пик с массовым числом 30, т. е. ион окиси азота NO+. Пики с массовым числом 32 и 28 относятся к ионам молекулярного кислорода О* и моле¬ кулярного азота N3 . Если сравнить интенсивность всех массовых ионов с интенсивностью ионов атомарного кисло¬ рода, то картина получается следующая: отношение *^"n+ / J0+ на высотах 230—650 км меняется от 1,3 до 8—10 %, в зависимости от высоты и географической широты (рис. 121 и 122); отношение интенсивностей /о+/«Лэ+ в южных широтах меняется от 2,5 до 8%, на высотах 250—230 км (до перигея), а в северных пик ионов моле¬ кулярного кислорода можно проследить до высот 400 км, причем отношение на этих высотах /о+/Л)+- — 0,1%; на высотах 400—500 км отношения /no+ / Jq+ и Jn+/Jo+ при¬ 267
мерно одинаковы и равны 0,2—0,1%. Выше 500 км молекулярные ионы перестают прослеживаться и ионосфе¬ ра с точностью до 0,1% становится чисто атомарной, кис* лородно-азотной. До высот 250 км наиболее распространенными ионами являются ионы N0% которые, по имеющимся представле¬ ниям, образуются в результате реакции кислородных ионов с нейтральными молекулами азота, или в результате реакции атомов кислорода с ионизированными молекула¬ ми азота. Измерения ионного состава, проведенные на третьем спутнике, показывают, что на высотах до 500 км наблюдаются молекулярные ионы, а выше — только ато¬ марные. Этот результат важен с точки зрения выяснения процессов баланса ионизации в атмосфере. Весьма интерес¬ ным является также факт обнаружения заметной концен¬ трации ионов кислорода 0+ на высотах порядка 1000 км. Водород не является основной (преобладающей) компо¬ нентой ионосферы вплоть до высот порядка 1000 км, что меняет имевшиеся ранее представления. Исследование ионосферы Изучение распространения радиоволн в ионосфере, степени иэо поглощении и определение ионизации верзсией атмосферы В настоящее время накоплен обширный материал с за¬ писями радиосигналов искусственных спутников Земли. Эти наблюдения проводились пунктами, расположенными на различных географических широтах и долготах, радио- пеленгаторными станциями, клубами ДОСААФ, рядом высших учебных заведений и тысячами радиолюбителей. Известно, что благодаря электромагнитным свойствам ионосферы радиоволны распространяются на очень боль¬ шие расстояния. В этой связи можно указать на одно интересное явление, которое было известно и ранее, но особенно ярко проявилось при наблюдениях за сигнала¬ ми советских искусственных спутников Земли. Явление это названо антиподным эффектом и состоит в следующем: мощность принимаемых сигналов увеличивается в точке, расположенной в антиподе передающей радиостанции. По записям результатов приема радиосигналов первого 268
спутника в Антарктиде, в поселке Мирном, видно (рис. 123), как принимались радиосигналы спутника на частоте 20 Л/г if, когда он был в районе поселка Мирный и в анти¬ поде к нему. Такие случаи, когда в течение длительного времени в ионосфере осуществляются благоприятные ус¬ ловия для «стекания» радиоволн к диаметрально-противо¬ положной точке Земли, представляют большой интерес. Очень важное значение имеют измерения напряженно¬ сти поля принимаемых со спутника радиосигналов. Ре¬ зультаты измерения напряженности поля радиосигналов позволяют оценить поглощение радиоволн в ионосфере, включая те ее области, которые лежат выше главного ма¬ ксимума ионизации ионосферы слоя F2, а поэтому недо¬ ступны обычным измерениям, ведущимся на поверхности Земли. Эти измерения позволяют также судить о возмож¬ ных путях распространения радиоволн в ионосфере. Ре¬ зультаты приема радиосигналов спутника и измерения их уровней показывают, что эти сигналы на волне 15 м при¬ нимались на очень больших расстояниях, далеко превы¬ шающих расстояния прямой видимости. Эти расстояния достигали 10,12 и 15, а в отдельных случаях и более ты¬ сяч километров. Особенный интерес представляет то обстоятельство, что спутник, совершая движения по эллиптической орби¬ те, занимает различное положение относительно основ¬ ного максимума ионизации слоя F2. При обработке ма¬ териалов радионаблюдений учитывалось, находится ли спутник в данный момент времени выше или ниже истин¬ ной высоты максимума ионизации слоя F2, полученной на основе высокочастотных характеристик ионосферы, снятых ионосферными станциями. Если в южном полуша¬ рии спутник движется выше слоя F2, то в северном полу¬ шарии он в некоторые моменты находится выше максимума ионизации этого слоя, в некоторые — ниже него, а в иные моменты — вблизи этого максимума. Такие условия со¬ здают большое разнообразие в путях распространения ко¬ ротких радиоволн на значительные расстояния. Выше мы уже говорили об антиподном эффекте в рас¬ пространении радиоволн. Другим из возможных путей распространения радиоволн является отражение их от земной поверхности, прошедших сверху через всю толщу ионосферы, с последующим однократным отражением от 269
йоносферы в тех ее областях, где Критические частоты до¬ статочно велики. В иных случаях радиоволны, падающие сверху под некоторым углом на ионосферу, испытывают в ней значительное преломление и проникают вследствие этого в область, лежащую за пределами геометрической прямой видимости. Положение спутника вблизи области максимальной ионизации атмосферы создает особенно благоприятные ус¬ ловия для распространения радиоволн путем ионосфер¬ ных радиоволноводов. В некоторых случаях радиоволны приходили в точку приема не по кратчайшему расстоянию, а путем обхода земного шара по более длинной дуге боль¬ шого круга. В отдельных случаях наблюдалось явление кругосветного эха радиосигналов. В некоторых случаях измеренные значения напряженности поля оказались больше, чем рассчитанные по закону обратной пропорци¬ ональности первой степени расстояния, что также говорит о наличии волноводных каналов в ионосфере. Описанные явления — искривление путей распростра¬ нения радиоволн, их отражение, частичное или полное поглощение — определяются состоянием ионосферы, и в частности, значением электронной концентрации, которая является одним из основных параметров ионосферы. До последнего времени электронная концентрация из¬ мерялась в основном в пределах высот до 300 км, т. е. ниже главного максимума слоя F2. Наибольшее значе¬ ние электронной концентрации, наблюдаемое на средних широтах, достигло 2—3 млн. электронов в 1 сж3. При этом электронная концентрация возрастает с высотой: на высоте 300 км она в 10—15 раз больше, чем на высоте порядка 100 км, С созданием искусственных спутников появились но¬ вые возможности для эффективного изучения слоев ионо¬ сферы, лежащих выше максимума ионизации. С целью», изучения распределения электронной концентрации с вы¬ сотой был использован метод наблюдения «радиовосхода» и «радиозахода» спутника. Этот метод радионаблюдения состоит в следующем. При движении спутника по орбите траектория при¬ нимаемых сигналов в ионосфере между спутником и точ¬ кой наблюдения имеет вид, изображенный на рис. 124 (кривые 1, 2, S). Допустим, что спутник, излучающий 270
Рис. 123. Запись радиосигналов при нахождении спутника в антиподе
Рис. 124. Траектории'* распространения радиоволн в ионосфере между спутником и точкой наблюдения радиоволны частоты ш, проходит над точкой наблюдения выше главного максимума электронной концентрации ионо¬ сферы (Nm), критическая частота /с которой определяется из соотношения: ©2 = (2тг/с)2= ^ЛГм = 3,18.109ЛГМ. (4.19) Если <*>>сос, то распространение радиоволн близко к оп¬ тическому и соответствующие трактории представляют собой прямые линии Т, 2', 3', при этом, как хорошо из¬ вестно, видимый оптический «заход» или «восход» характе¬ ризуется тем, то световой луч, идущий от наблюдаемого тела, представляет собой прямую, касательную к точке наблюдения. Если же значение д> не очень велико, то вследствие ис¬ кривления траектории волны в иносфере радиолуч не представляет собой прямую линию (кривая 3). Поэтому 272
«радиозаход» наступает позднее оптического, а «радиовос¬ ход», наоборот, раньше оптического. Зная теперь высоту спутника и состояние ионосферы до ее главного максимума по данным наземных ионосферных станций, можно рас¬ считать ход электронной концентрации выше главного мак¬ симума ионосферы. Указанным способом были обработаны результаты радионаблюдений в шести пунктах за 5, 6 и 7 октября 1957 г. В результате было получено распреде¬ ление электронной концентрации до высоты 600—650 км. Электронная концентрация во внешней ионосфере убы¬ вает с высотой значительно медленнее, чем она растет в нижней ее части. Темп ее изменения замедляется при¬ мерно в 5—6 и более раз. Кроме того, полученные дан¬ ные позволяют рассчитать значение плотности нейтраль¬ ных частиц (я). Если считать, что для h >400 км время жизни те свободного электрона достигает 105—103 сек, Таблица 33 Значение электронной концентрации и плотности нейтральных частиц, полу¬ ченные по записям радиосигналов Высота Z, км Электронная концентрация N в 1 см3 Г1 л от н сечь нейтрали, них частин п в 1 см* 200 105 320 1,8-10° t — 400 1,4-10® 6.108 600 7 • 105 107 1150 МО5 2 * 105 1800 1-104 2-103 2450 МО’ 20 3100 МО2 < 1 то в квазистационарных условиях отношение n/N имеет значение тп/те, где хп — время между отдельными актами ионизации. Отсюда 18 С. Г. Александров, Р. Е. Федоров 273
то I | POO 1 Результаты расчетов^при- ведены в табл. 33 и'1 на рис. 125 (значения п и N выше 650 км получены ме¬ тодом экстраполяции). Определение концент¬ рации положитель¬ ны оо гюнов в вержией атмосфере Наряду с использова¬ нием радиометодов, для изучения степени иониза¬ ции на третьем советском искусственном спутнике О 10 /Ум 2-105 был поставлен экспери- Злек^лромтя^км^ О, мент по непосредственному \ РезулвтатЬ/ нвдл/о- \ дени и с помощвкг _ \ первого спутника Главный ^jwhcu- Рис. 125. Кривая зависимости электронной концентрации ионо¬ сферы от высоты над поверхностью Земли измерению концентрации положительных ионов до высоты 900 — 1000 км. С этой целью на спутнике была установлена специ¬ альная аппаратура с дву¬ мя ионными ловушками (рис. 126). Принцип работы такой аппаратуры изложен в главе 2. Помимо концентрации положительных ионов, Рис. 126. Аппаратура для измерения концентрации положительных ионов 274
она позволяет определять потенциал спутникаотноси- тельно окружающей среды. На освещенных Солнцем участках орбиты он ока¬ зался равным минус 1—7 в. Величину .отрицательного потенциала спутника, по- видимому, можно интер¬ претировать как результат воздействия на него быст¬ рых электронов, энергии которых значительно пре¬ вышают среднюю энергию частиц атмосферы. В результате обработ¬ ки полученного материала построены графики изме¬ нения концентрации по¬ ложительных ионов по виткам. Общий вид кривых, полученных различными методами, имеет один и тот же характер до высот 660, 760, 800 и 980кл£над уров¬ нем Земли. Наибольший интерес представляет кривая, на которой представлен ход ионной концентрации до высоты 1000 км (рис. 127). Начиная с высоты 850 км и выше наблюдается значи¬ тельное замедление спада концентрации положительных ионов с высотой. Концентрация положительных ионов на высоте 980 км равна 6-101 ион!смъ при условии, что ионами являются ионы атомарного кислорода. Это пред¬ положение экспериментально подтверждается измерением ионного состава на этих высотах. Можно вполне уверенно утверждать, что концентрация ~3,6 Ю3 ион!см3 является нижней границей концентра¬ ции положительных ионов на высоте около 1000 км. г'исло jjiekmpOHoB или положи- телЬнЬ/л ионоб 6 f см3 л Рис. 127. Кривые изменения элек¬ тронной концентрации, полу¬ ченные разными методами: 1—первый спутник 5—8.Х 1957 г. 7 ч. 40 м.— 9 ч. 40 м. (радиосигналы) 2 — третий спутник 19.Л7 1958 г. 11ч. 00 м. (ионная ловушка;); 3 — высот¬ ная ракета 21.11 1958 г. 11 ч. 40 м. (радиоинтерферометр) 18* 275
Обнаружение в ее распей атмосфере электронов с энергией около 10 кэв Одним из факторов дополнительной ионизации атмо¬ сферы являются движущиеся от Солнца потоки корпус¬ кул — быстрых протонов, альфа-частиц, электронов и т. д. Эти корпускулярные потоки проникают в земную атмосферу в основном в полярных областях на высоких геомагнитных широтах, что объясняется влиянием на них магнитного поля Земли. При проникновении интенсивных корпускулярных по¬ токов в верхние слои атмосферы обычно имеют место явле¬ ния полярных сияний, наблюдения за которыми и служи¬ ли до последнего времени основным методом исследо¬ вания корпускулярного излучения. Данные, полученные в результате анализа спектров полярных сияний, поз¬ волили сделать предположение, что в верхней атмосфере, вследствие переменных магнитных полей, создаваемых межпланетной средой и корпускулярными потоками Солнца, может иметь место ускорение атмосферных элек¬ тронов до энергии, превышающейэнергию электронов в кор¬ пускулярных потоках Солнца. Однако постоянное при¬ сутствие не особенно жестких корпускул — электронов даже над низкими широтами не предполагалось и связыва¬ лось только с корпускулярными вторжениями в зоне полярных сияний. На третьем советском спутнике был поставлен экспе¬ римент по непосредственному обнаружению в верхней ат¬ мосфере не особенно жестких электронов. С этой целыо была применена аппаратура, регистрирующая корпускулы с помощью флуоресцирующих экранов и фотоумножи¬ телей (рис. 128). Принцип работы подобной аппаратуры из¬ ложен в главе II. Тонкие флуоресцирующие экраны из сернистого цинка, активированного серебром, содержащие 2 мг/см2 вещества, делали их малочувствительными к рентгеновскому излучению, создаваемому электронами в атмосфере и в корпусе спутника. Для подавления прото¬ нов с энергиями в несколько десятков килоэлектронвольт перед экраном располагались пластинки алюминиевой фольги с содержанием 0,4 и 0,8 мг вещества на 1 см2. С помощью этой аппаратуры были впервые непосред¬ ственно обнаружены не особенно жесткие электроны с 276
Рис. 128. Аппаратура для исследования корпускулярного излучения энергией около 10 кэв. Они регистрировались на высотах от 470 до 1880 км над уровнем моря. Их интенсивность в дневное время больше, чем ночью. Кроме того, интенсив¬ ность непрерывно меняется, значительно увеличивается с высотой и над высокими геомагнитными широтами. Наи¬ меньшая интенсивность зарегистрирована над геомагнит¬ ным экватором. Обнаруженные электроны, как правило, движутся вблизи направлений, перпендикулярных к магнитным силовым линиям. Плотности токов, создавае¬ мые потоками электронов в направлениях, перпендику¬ лярных магнитным силовым линиям, в большинстве слу¬ чаев на порядок больше, чем в направлении вдоль и про¬ тив магнитных силовых линий. ПлотнЬсть тока в сторону Земли, по-видимому, несколько больше, чем в обратном направлении (рис. 129 и 130). Поток энергии не особенно жестких электронов на по¬ роге чувствительности аппаратуры составлял около одной миллионной доли потока солнечной энергии, падающей на единицу площади земной поверхности. В момент «за¬ шкаливания» аппаратуры он был равен приблизительно од¬ ной тысячной от потока энергии солнечного излучения. Регистрируемые таким образом электроны не могут быть непосредственно солнечными корпускулами, по¬ скольку скорость их намного превышает скорость движе¬ ния солнечных корпускул, определенную по наблюде¬ ниям полярных сияний. Они скорее всего могут быть отне¬ сены к атмосферным электронам, ускоренным во внешней атмосфере за счет переменных геомагнитных полей. 277
Рис. 129. Схема расположения прибора в пространстве с указанием ориентации датчиков относительно магнитной си¬ ловой линии. Интенсивность облучения индикатора корпус¬ кулами приведена на рис. 130 в полярных координатах, связан¬ ных с прибором. Полярный угол характеризует направление оси датчика с магнитной силовой линией Обнаруженное новое явление представляет большой интерес с точки зрения физики верхней атмосферы. Оно может объяснить ряд аномалий в ионосфере и быть до¬ полнительным источником разогревания верхней атмо¬ сферы над полярными районами. Изучение радиации вблизи Земли и в космическом пространстве На втором и третьем советских искусственных спут¬ никах Земли, космических кораблях-спутниках и косми¬ ческих ракетах была установлена аппаратура для изуче¬ ния радиации вблизи Земли и в космическом пространст¬ ве (рис. 131 —133). Принципы устройства этой аппара¬ туры изложены в главе II. Измерения на втором спутнике проводились с по¬ мощью счетчиков заряженных частиц. 278
w 5 Рис. 130. Интенсивность облучения индикатора с фольгой 0,8мг!смг корпускулами в зависимости от ориентации датчика по отноше¬ нию к магнитной силовой линии (по радиусу отложена интен¬ сивность в условных единицах) а — датчик регистрирует поток корпускул, идущий вдоль силовой линии к Земле; б — датчик регистрирует поток корпускул, идущий вдоль силовой линии от Земли
Количество вещества, окружавшее счетчик, составляло в среднем 10 г/см2. При полете спутника над территорией Советского Сою¬ за измерения производились на прямых и обратных вит¬ ках. Высота полета спутника на прямых витках состав¬ ляла 225—240 км, а на обратных она возрастала с 350 до 700 км при уменьшении широты от 65° до 40° с. ш. Измерения на этих высотах позволили выявить зависи¬ мость интенсивности первичного космического излуче¬ ния от высоты, а также от географической широты и долготы. На рис. 134 представлена зависимость от высоты отно¬ шения интенсивности космических лучей на обратных витках к интенсивности на прямых витках в одних и тех же географических пунктах. Из рисунка видно, что на средних широтах при изменении высоты с 225 до 700 км интенсивность космического излучения возрастает при¬ мерно на 40%. Этому обстоятельству можно дать различ¬ ное толкование. Возможно, что возрастание интенсив¬ ности обусловлено уменьшением экранирующего действия Земли и влияния ее магнитного поля, препятствующего проникновению космического излучения к Земле. Не исключено также, что увеличение интенсивности косми¬ ческого излучения было связано с началом проникнове¬ ния в радиационную зону. Измерения интенсивности космических лучей по ши¬ ротам представляют большой интерес с той точки зрения, что они позволяют получить новые данные о магнитном поле Земли на больших расстояниях от ее поверхности. Построенные по измерениям на втором спутнике ли¬ нии постоянной интенсивности космического излучения (изокосмы) оказались несовпадающими с геомагнитными параллелями. Это свидетельствует, что характеристики магнитного поля на больших высотах отличаются от тех, которые были получены на основании магнитных измере¬ ний на поверхности Земли. При измерениях на втором спутнике были зарегист¬ рированы короткопериодические вариации (колебания) интенсивности космического излучения, связанные, по- видимому, с состоянием межпланетной среды вблизи Земли. В одном случае было отмечено резкое возрастание (на 50%) числа частиц космического излучения (рис. 135), 280
Рис. 131. Счетчик космических лучен, установленный на втором спутнике Рис. 132. Счетчик космических лучей, установленный на третьем спутнике
Отношение интенсидно- сти на вЬюоте Н к интен¬ сивности на Bbicome Z25 км Рис. 133. Люминесцентный счетчик, установленный на третьем спутнике / V , ] V*" - У О 20 ВО 60 80 200 Ш 600 800 —^ /У, км Рис. 134. Зависимость от высоты отношения интенсивности космических лучей на прямых и обратных витках
! 72 г Л р о 1 1 7 J лл ! Ч г 1 ochodcki | 1 ie время 4 ч.Збм. 4ч. 40 м 6ч.45м 4 ч.50м 40° 60° 50° 600 65° Северная широта Рис. 135. Регистрация повышенной интенсивности на высоких шпротах па втором искусственном спутнике 7 ноября 1957 г. в то время как наземные станции не обнаружили каких- либо заметных изменений его интенсивности. Возможно, что указанное возрастание было вызвано попаданием спут¬ ника в потоки электронов высокой энергии (связанные с корпускулярным излучением Солнца) или генерацией на Солнце космических лучей малой энергии, сильно погло¬ щаемых атмосферой Земли. На третьем советском искусственном спутнике Земли была установлена значительно более чувствительная аппа¬ ратура — люминесцентный счетчик4(см. рис. 133). Счетчик состоит из цилиндрического кристалла йоди¬ стого натрия и фотоумножителя с фотокатодом. В этом приборе производились измерения: темпа счета событий, когда импульс соответствовал энерговыделению в кристалле более 35 кэв\ величины анодного тока фотоумножителя; величины тока промежуточного динода. Последние два параметра характеризуют полное энер¬ говыделение в кристалле в единицу времени, что позво¬ ляет определить значение суммарной ионизации, произ¬ водимой в кристалле. Работа такого счетчика и его схема описаны в главе II. Передача данных измерений люминесцентного счетчи¬ ка на Землю осуществлялась с помощью радиопередатчика 283
JfH и го JSo(i fjo3 Время (московское) Рис. 136. Характерная запись интенсивности счета и ионизации по данным люминесцентного счетчика 19 мая 1958 г.: 1 — ионизация по измерениям динодного тока; 2 — ионизация по измерениям анодного тока; 3 — интенсивность счета «Маяк» на частоте 20 Мгц, работа которого происходила непрерывно во время полета спутника. Передатчик «Маяк» передавал информацию путем изменения длительности телеграфных посылок, вид которых изображен на рис. 83. В результате показаний счетчика" установлено, что во всех без исключения случаях при попадании спутника в поле геомагнитных широт 55°—65° как в северном, так и в южном полушариях наблюдалось резкое возрастание ин¬ тенсивности рентгеновского излучения, которое создается электронами, бомбардирующими корпус спутника. Энер¬ гия этих электронов около 100 кэв и меньше, а их поток оценивается величиной 103—104 частиц!см-сек • стер. На рис. 136 приведена характерная запись интенсив¬ ности счета и ионизации. Нижняя кривая изображает темп счета, верхние кривые — ионизацию по измерениям динодного и анодного токов. Результаты измерений пока¬ зывают, что зарегистрированная величина ионизации в несколько раз превышает ионизацию, вызываемую кос¬ мическими лучами. Это подтверждается также показанием динодного и анодного токов, разница в измерениях которых не велика. 284
80° WOa Рис. 137. Схема мест входа (точки) и выхода («крестики») третьего спутника из внешней зоны со стороны низких широт На рис. 137 приведена географическая карта, где точ¬ ками указаны места попадания спутника в зону большой интенсивности, а «крестиками» — места выхода из этой зоны. Пунктирной линией обозначена геомагнитная параллель. Как видно из рисунка, зона высокой интенсив¬ ности pie располагается симметрично относительно маг¬ нитного полюса. В описываемых опытах было также установлено, что интенсивность радиации увеличивается с высотой. Этот факт показывает, что в зоне полярных сияний происходит накопление заряженных частиц, которые совершают коле¬ бания вдоль силовых линий магнитного поля. Таким образом, опыты на третьем искусственном спутнике Земли с несомненностью доказывают наличие зоны интенсивной радиации, которая получила название внешнего радиационного пояса вокруг Земли. Из этого обстоятельства следует, что магнитное поле Земли яв¬ ляется для заряженных частиц небольшой энергии свое¬ образной ловушкой, в которой частицы могут двигаться по практически замкнутым траекториям в течение весь¬ ма долгого времени. Условия накапливания частиц не выполняются на широтах больше 65°, и поэтому районы, прилегающие к полюсам, оказываются свободными от излучения. 285
Помимо внешней радиационной зоны вокруг Земли, существует внутренняя радиационная зона, расположен¬ ная в районе экватора на высоте —1000—2000 км (рис. 138). С помощью третьего спутника были получены подроб¬ ные данные об этой зоне. На рис. 139 воспроизводится одна из записей показаний счетчика, полученная в южном полушарии на высотах 1600—1100 км. Данные измерений показывают, что при движении спут¬ ника к экватору интенсивность радиации резко возрастает, несмотря на уменьшение высоты спутника с 1600 до 1100 км. Главную роль при этом играет широта. Оказалось, что заряженные частицы внутренней зоны заполняют на вы¬ соте около 1000 км область от 35° южной геомагнитной ши¬ роты до 35° северной геомагнитной широты. Высота ниж¬ ней границы внутренней зоны оказалась различной в вос¬ точном и западном полушарии: в восточном — 1500 км, а в западном — 500 км. Это обстоятельство обусловлено смещением магнитного диполя относительно центра Зем¬ ли. Анализ данных показал, что во внутренней зоне наи¬ более характерны протоны с энергией порядка 100 млн. эв. Дальнейшее изучение внешней радиационной зоны было продолжено при полете советских космических ракет. На первой космической ракете регистрация интенсив¬ ности радиации вблизи Земли и космического излучения осуществлялась с помощью двух счетчиков Гейгера и двух сцинтилляционных счетчиков. Первый прибор со сцинтилляционыым счетчиком был аналогичен прибору, установленному на третьем спутни¬ ке. С помощью этого прибора измерялось число событий с порогами по энергиям: 1—45 кэв, II —450 кэв; III — 4,5 Мэе; IV —суммарная ионизация. Оба счетчика Гейгера и первый сцинтилляционный счетчик находились внутри оболочки толщиной. 1 г!см2 алюминия. Около 20% полного телесного угла было эк¬ ранировано веществом порядка 10 г!см2. Второй сциитил- ляционный счетчик был расположен вне экранирующей оболочки. Сцинтиллятор толщиной 0,3 г!см2 был закрыт со стороны свободного пространства алюминиевой фоль¬ гой толщиной 1,9 мг!см2. Этим прибором регистрировалась только суммарная ионизация в кристалле. Измерения производились на расстояниях 8-*--150 тыс. км от центра 286
и'нешияя jo на Рис.^138. Конфигурация окружающих Землю зон повышен¬ ной радиации. Сплошная линия—траектория движения космической ракеты эд/ceh Рис. 139. Характерная запись люминес¬ центного счетчика, полученная в южном полушарии
Земли. В результате измерений было получено простран¬ ственное расположение внешней зоны и изучен более де¬ тально состав излучения во внешней зоне. Оказалось, что эффективная энергия электронов в районе максимума составляет около 25 кэв, а на границе зоны —около 50 кэв. Сопоставление показаний всех приборов, установлен¬ ных на первой космической ракете, позволяет установить, что максимум интенсивности достигается на расстоянии 26 тыс. км от центра Земли. На расстоянии 55 тыс. км ин¬ тенсивность излучения практически становится равной нулю (по отношению к фону постоянного космического из¬ лучения). Кроме зависимости от расстояния, интенсив¬ ность излучения существенным образом определяется тем, на какой магнитной силовой линии производится измере¬ ние. Установлено, что поток частиц не направлен в одну сторону. Частицы совершают колебания вдоль магнит¬ ных силовых линий из одного полушария в другое, испы¬ тывая полное отражение при приближении к Земле по закону: в const, (4.20) где 0 — угол между вектором скорости частицы и векто¬ ром магнитного поля в данной точке траектории. Таким образом, внешнюю зону по данным первой кос¬ мической ракеты следует представлять расположенной в пространстве между магнитными силовыми линиями 55° и 67°. Максимальная интенсивность наблюдается на сило¬ вой линии 62° (рис. 140). За пределами внешней зоны (66-^—150 тыс. км) на первой космической ракете произво¬ дилось измерение первичного космического излучения, на которое магнитное поле Земли на таких расстояниях не оказывает никакого влияния. Это означает, что либо магнитное поле Земли на расстояниях 10 радиусов «исче¬ зает», либо в космосе отсутствуют частицы, которые могут отклоняться магнитным полем порядка 3 *10_4а. Поток первичных космических лучей составляет 2,3 + ±0,1 частиц!см2 • сек. Интенсивность фотонов составляет в интервале 45+450 кэв 3,2-4-0,1 фотон!см2 - сек и в интер¬ вале 450+4500 кэв 1+0,1 фотон!см2 - сек. Поток энергии фотонов весьма мал и практически не дает никакого вкла¬ да в ионизацию (см. рис. 140). 288
Рис. 140. Траектория движения первой советской космической ра¬ кеты в геомагнитных координатах. Вдоль траектории указано мос¬ ковское время полета и интенсивность излучений (вертикальные ;гинии, опирающиеся на траекторию) в данной точке (по измере¬ ниям ионизации в кристалле йодистого натрия). Изображены магнитные силовые линии, пересекающие поверхность Земли на геомагнитных широтах 50, 55, 60, 65 и 70°. Штриховкой обозначен внешний пояс, точками — внутренний На второй космической ракете была установлена раз¬ нообразная аппаратура, с помощью которой удалось про¬ вести еще более углубленные исследования во внешней зоне, а также исследования по обнаружению поясов радиа¬ ции вокруг Луны. Весь комплект аппаратуры состоял из газоразрядных п сцинтплляционных счетчиков. Они располагались как внутри контейнера, так и вне его. Внутри контейнера был расположен один сцинтилля- ционный счетчик, регистрирующий полную ионизацию и темп счета импульсов (соответствующих энерговыделе¬ нию в кристалле: I 60 кэв, II 600 кэв, III 3,5 Мэе) и два газоразрядных счетчика с дополнительными экра¬ нами, у одного счетчика —медный толщиной 1,5 мм, у другого — свинцовый и алюминиевый толщиной соот¬ ветственно 3 и 1 мм. Все три прибора находились вну¬ три оболочки толщиной 1 г!см2 алюминия. Кроме того, около 20 /о полного телесного угла было закрыто веще¬ ством толщиной 10 г!см2. 19 о. г. Александров, Р. Е. Федоров ооу
Вне контейнера были расположены два сцинтилля- ционных счетчика. Один из них регистрировал пол¬ ную ионизацию и был закрыт со стороны свободного про¬ странства алюминием толщиной 1,2 жг/сж2, другой—реги¬ стрировал полную ионизацию и темп счета импульсов соответствующих энерговыделению: 45 кэв, II ^>450 кэв. Кристалл этого счетчика был экранирован 1 г/сж2 алюми¬ ния, а большим количеством вещества (—10 г/сж2) было закрыто лишь около 5% полного телесного угла. Вне контейнера были расположены также три газоразряд¬ ных счетчика. Первый был экранирован 3 мм- свинца плюс 1 мм алюминия с окошком площадью 0,28 см2, второй с таким же экраном, но с окошком площадью 1,6 сж2, закрытым медной фольгой толщиной 0,2 жж, третий с та¬ ким же экраном и окошком площадью 1,6 сж2, закрытым медной фольгой толщиной 0,5 жж. Кроме того, окошки всех трех счетчиков были снаружи закрыты алюминие¬ вой фольгой толщиной 0,2 жж. Толщина стенок всех счет¬ чиков составляла 50 жг/сж2 нержавеющей стали. Второй и третий газоразрядные счетчики, расположенные вну¬ три контейнера, работали только в зоне высокой интен¬ сивности. После выхода из зоны высокой интенсивности происходило переключение каналов телеметрии, переда¬ вавших данные газоразрядных счетчиков, на передачу ин¬ формации, поступающей от сцинтилляционных счетчиков. Установленная на борту второй космической ракеты аппаратура позволила получить новые дополнительные данные о пространственном расположении внешней зоны радиации. На рис. 141 изображено расположение максимумов зоны высокой интенсивности по данным первой и второй космических ракет. Как уже говорилось, максимум внешней зоны радиации 2 января наблюдался на расстоя¬ нии 27 тыс. км на силовой линии 62°. 12 сентября макси¬ мум наблюдался на расстоянии 17 тыс. км от центра Земли на силовой линии 59°. Причины этого обстоятельства мо¬ гут быть различными. Это, во-первых, разное, расположе¬ ние траекторий 2 января и 12 сентября относительно направления на Солнце, что могло вызвать систематиче¬ скую деформацию магнитного поля Земли; во-вторых, де¬ формация пояса могла быть обусловлена переменным ха¬ рактером корпускулярных потоков, а следовательно, 290
Рис. 141. Максимум зоны высокой интенсивности по данным первой и второй космических ракет переменным характером инжекции частиц в радиацион¬ ную зону. В пользу последнего обстоятельства говорит различие в спектре частиц, зарегистрированных 2 янва¬ ря и 12 сентября 1959 г. Результаты измерений состава частиц внешнего пояса на второй космической ракете подтверждают данные первой космической ракеты о том, что частицы с пробегом в несколько г/сж2 отсутствуют во внешнем радиационном поя¬ се. Существенно новые данные получены по показаниям газоразрядных счетчиков, помещенных внутри контейнера и экранированных дополнительными фильтрами из меди и свинца. Оба счетчика регистрировали фотоны с энер¬ гией более 400 кэе. Анализ показаний газоразрядных счет¬ чиков позволяет считать, что существуют две разобщен¬ ные группы частиц: электроны с энергией 20 кэе и электро¬ ны с энергией 2 Мэе (либо протоны с энергией—10 Мэе).
Рис. 142. Прибор для измерения количества тяжелых ядер в космическом излучении По-видимому, механизм образования обеих групп суще¬ ственно различный. Одной из важнейших задач при запуске космической ракеты 12 сентября было обнаружение поясов радиации Луны. Результат получен отрицательный: при подлете к Луне вплоть до расстояния 1000 км от ее поверхности не обнаружено возрастание интенсивности радиации в пределах 10% от космического фона. Таким образом, можно считать, что практически лун¬ ного радиационного пояса не существует. На третьем искусственном спутнике Земли и косми¬ ческих ракетах была установлена аппаратура для измере¬ ния тяжелых ядер в первичном космическом излучении. Чувствительным элементом прибора служил так назы¬ ваемый черенковский счетчик, состоящий из плексигла¬ сового детектора и фотоумножителя. Один из таких при¬ боров показан на рис. 142. Определение заряда частицы производится в череп¬ ковском счетчике путем измерения интенсивности свече¬ ния, которая пропорциональна квадрату заряда (см. главу 2). Прибор, установленный на третьем искусственном спутнике, регистрировал ядра с кинетической энергией больше 3-10^эв/нуклон. Прибор был настроен на регист¬ рацию двух групп ядер: с зарядом более 15—20 и с зарядом более 30—40. Обработка данных о работе при¬ бора за 9 суток показала, что через прибор в среднем проходило за минуту 1,22+0,8 частицы с Z +15—20. За все 9 суток был отмечен лишь один случай срабаты¬ вания канала, настроенного naZ + ЗО—40. Проведенная
оценка показала, что максимальное число ядер cZ%>30—40, прошедших через черепковский счетчик, не превышает j 3. Отсюда следует, что поток ядер с Z > 30—40 со¬ ставляет не более 0,03% от потока ядер с Z^> 15—20. Таким образом, следует считать, что поток тяжелых ядер мал, и указание на существование потока ядер с Z %> 30, сравнимого по величине с потоком ядер группы железа, не подтверждается. На второй космической ракете были установлены черенковские счетчики для регистрации а-частиц, ядер с Zy> 5 и Z > 15. Счетчик для регистрации а-частиц нахо¬ дился вне герметизированного контейнера, остальные внутри него. Толщина оболочки контейнера не превыша¬ ла 1г/см2 алюминия. Установленные счетчики регистри¬ ровали ядра с полной энергией более 1,3 -109 эв/пуклон. Каналы, по которым передавалась информация о реги¬ страции ядер, были рассчитаны на определенные порого¬ вые значения энергии, по которым можно производить счет а-частиц и ядер с Z %> 5 и Z >15. Кроме каналов счета ядер, имелся канал для регист¬ рации интенсивности всех заряженных частиц в радиа¬ ционных поясах, так называемый индикатор излучения. Индикатор излучения, помимо регистрации заряженных частиц малой энергии (электроны с энергией 15—20 кэв), создающих рентгеновское излучение в оболочке контей¬ нера, к которому чувствительны фотоумножители череп¬ ковских счетчиков, мог также регистрировать электроны, прошедшие через оболочку контейнера и имеющие кине¬ тическую энергию больше 2 Мэе. По черепковскому излу¬ чению регистрировались протоны н ядра с полной энер¬ гией больше 1,3-10° эв! нуклон. На рис. 143 показан ход интенсивности излучения, регистрируемый индикатором излучения, в зависимости от расстояния. Кривая 1 получена во время полета первой космической ракеты и свидетельствует о наличии макси¬ мума интенсивности излучения на расстоянии 22 тыс. км от поверхности Земли; кривая 2 получена во время полета второй космической ракеты и свидетельствует о наличии максимума интенсивности излучения на расстоянии 10 тыс. км от поверхности Земли. Из этих кривых, как и из сопоставления данных люминесцентных счетчиков (см. выше), видно, что максимум интенсивности излучения, 293
f сек /ооо ООО ООО т 200 1;—тЬ Lb т £ Щ /г 1V т 1J ! jL {Ц / *** д Ьж г-0".' *4 /0,5 /6,9 22,9 28,5 33,9 Расстояние от поверхности Земли, тыс. нм 39,0 Рис. 143. Ход интенсивности излучения, регистрируемого череп¬ ковским счетчиком, установленным на первой и второй космических ракетах как и весь радиационный пояс, полученный во время полета второй космической ракеты, сместился по направ¬ лению к Земле по сравнению с максимумом, зарегистри¬ рованным при полете первой космической ракеты. Вне внешнего радиационного пояса индикатор излу¬ чения регистрировал только протоны первичных косми¬ ческих лучей. Регистрируемый поток равен 2—4 ча¬ стицы! см2 -сек. В окрестности Луны и при подлете к ней индикатор не обнаружил заметного увеличения интенсивности. Этот результат согласуется с данными, полученными с помощью люминесцентных счетчиков. Информация по каналам, регистрирующим а-частицы и ядра с Z 5 и Z > 15, указывает на то, что средние значения потоков а-частиц и указанных групп ядер на больших расстояниях от Земли не меняются с расстоянием. Для а-частиц получено прибли¬ зительное значение потока 140 ± 10ч-150 ± Ю частиц! м2 -сек -стер.; для ядер с Z> 5 10,0 ±0,3 частиц!'м2'- сек - -стер.; для Z±>15 0,37 ±0,06 частиц/м2-сек-стер, при определенных значениях геометрического фактора черен- ковских счетчиков г. 1 Геометрическим фактором в данном случае называется вели¬ чина, имеющая размерность [см2,-стер.], произведение которой на величину потока [частиц{см2-сек-стер.] равно числу отсчетов счет¬ чика в 1 сек. 294
При полете второй космической ракеты было обнару¬ жено одно интересное явление, а именно: 12 сентября 1959 г. в И час. 27 мин. по мировому времени число по¬ падавших в счетчики ядер с Z 15 возросло в 11,8 раза (11,8 + 0,7) по сравнению со средней интенсивностью. Это возрастание продолжалось около 17 минут. Число ядер cZ^>2hZ^5 возросло за это же время соответственно в 1,3 + 0,1 и 1,5 + 0,3 раза. Анализ этого явления показал, что оно связано с про¬ цессами, происходящими на Солнце: в интервале времени, близко совпадающем с повышением интенсивности ядер- ной компоненты, с помощью наземных станций были заре¬ гистрированы две хромосферные вспышки, а также всплеск радиоизлучения. Сопоставление этих данных наводит на мысль, что на Солнце, по-видимому, протекают процессы, в которых ядра ускоряются до энергий, превышающих 1,5-109 эв/нуклон. Существенно новые результаты по изучению косми¬ ческих лучей получены при полетах второго и третьего кораблей-спутников. Как известно, орбита кораблей-спутников располага¬ лась на высотах 200—300 км. В результате измерений по¬ лучена карта распределения интенсивности по всему зем¬ ному шару. Из этой карты следует, что вблизи экватора интенсивность излучения сравнительно невелика. На экваторе присутствуют частицы космических лучей боль¬ ших энергий. При удалении от экватора к большим широ¬ там интенсивность излучения растет. Это происходит по той причине, что вдали от экватора к Земле из космоса проникаю