IV. ИЗУЧЕНИЕ ЛУНЫ ПО ПРОГРАММЕ SURVEYOR

1. Программа создания космических аппаратов Surveyor.

Программа Surveyor («Наблюдатель», «Топограф») явилась следующим этапом в изучении Луны за программой Ranger. Ею предусматривалось создание аппарата для мягкой посадки на Луну и проведения исследований лунной поверхности как в рамках программы Apollo, так и в научных целях. В 1960 г. по заданию NASA Лабораторией по изучению технических проблем межпланетных полетов совместно с Лабораторией космической техники, McDonnel Aircraft Corp., North American Aviation и Hughes Aircraft Co. были начаты работы по созданию космического аппарата для мягкой посадки и исследования лунной поверхности (18). Общее руководство этими работами, а затем и разработкой аппарата осуществлялось Лабораторией реактивного движения. Руководство работами по программе в целом осуществлялось Управлением научных и прикладных космических исследований NASA. Первоначально предполагалось, что в начале 1961 г. NASA выберет один из представленных фирмами—разработчиками проектов для дальнейшей проработки. Первые запуски аппаратов Surveyor ракетами-носителями Atlas — Centaur были запланированы на 1963— 1964 гг., всего в период 1963—1965 гг. предполагались запуски 7 аппаратов. Техническим заданием предусматривалось создать аппарат весом около 1000 кГ при весе научной аппаратуры 45 кГ. На поверхность Луны предполагалось доставить приборный контейнер весом около 360 кГ (18). Система посадки должна была обеспечить посадку аппарата со скоростью 4 м/сек.
В декабре 1960 г. Лаборатории реактивного движения вышеуказанными организациями были представлены проекты аппарата по программе Surveyor. После их рассмотрения руководство NASA выбрало для дальнейших проработок проект Hughes Aircraft Co., назначенной головной организацией по разработке и изготовлению аппаратов, получивших. название Surveyor. Контракт NASA с Hughes Aircraft Co. заключен в марте 1961 г. По проекту аппарат после отделения от ракеты-носителя имеет вес 1100 кГ, в т. ч.: конструкция, связное оборудование и система терморегулирования —230 кГ; научные приборы и телевизионное оборудование —90-135 кГ; приборный контейнер, доставляемый на поверхность Луны,— 340 кГ. В качестве источника электроэнергии предусматривалось использование химических батарей, подзаряжаемых солнечными элементами. Одновременно прорабатывался вариант системы электропитания с применением термоэлектрического генератора с радиоактивным изотопом. Cm242 мощностью 30 вт [32]. Программой полета аппарата предусматривалось проведение коррекции траектории с помощью верньерных двигателей — трех ЖРД с тягой, регулируемой в диапазоне от 13,6 до 48,5 кг, работающих на монометилгидразине и четырехокиси азота. Предполагалось применить вытеснительную подачу топлива и регенеративное охлаждение двигателей. Предварительный контракт Hughes. Aircraft Co. на разработку и изготовление двигателей заключен в 1961 г. с Thiokol Chemical Corp. Торможение аппарата на участке посадки на Луну предполагалось обеспечить бортовым РДТТ, стабилизацию и управление на всех участках полета — ЖРД и управляющими реактивными соплами.
Для изучения лунной поверхности на аппарате предусматривалось установить следующее научное оборудование(4,8,65).
Четыре телекамеры для получения изображений лунной: поверхности и наблюдения за работой бортового оборудования. Камеры включаются до посадки аппарата на Луну, непосредственно после включения обозреваемая площадь поверхности составляет около 40 000 км2, а разрешающая способность — до 0,33 км. После посадки аппарата предполагалось объективы 3-х камер направить вверх, а объективы четвертой—вниз, для наблюдения за работой бурильной установки. При съемке на поверхности Луны 3 камеры, направленные объективами вверх, имеют круговой обзор в горизонгальной плоскости, обеспечиваемой системой зеркал, а четвертая — угол обзора в 65° в вертикальной плоскости. Камеры снабжены 3 сменными объективами: широкоугольным телеобъективом и объективом с высокой разрешающей способностью; при фокусировке оптической системы обеспечивается их разрешающая способность 4, 1 и 0,2 мм, соответственно. Предполагалось получить стереоскопические изображения лунной поверхности и провести фотометрические колориметрические и поляриметрические исследования.
Приборы для измерения температуры у поверхности Луны, которые в диапазоне 120—400° К при скорости изменения температуры до 3° К/мин, не должны иметь погрешность больше 1° К. Они располагаются на высоте 1,2 м от поверхности. Измерения температуры предполагалось производить несколько раз в течение лунного дня и ночи для определения скорости остывания поверхности.
Приборы для измерения скорости звука в лунных породах рассчитаны на измерение скорости от 100 до 7500 м/сек. Звуковые колебания предполагалось создавать зарядами взрывчатых веществ, подрываемых на некотором расстоянии от аппарата.
Акселерометры для изучения механических характеристик лунного грунта монтируются в «снаряды» конической и полусферической формы, сбрасываемые на поверхность с небольшой высоты; no показаниям акселерометров определяется скорость движения «снарядов» через поверхностный слой. Полученные данные предполагалось сравнивать с показаниями аналогичных «снарядов», сбрасываемых на различные почвы Земли.
Прибор для определения прочности лунного грунта. Это определение предполагалось проводить двумя пластинами различных размеров, вдавливаемыми в грунт, путем измерения скорости их углубления в зависимости от силы давления.
Буровая установка предназначалась для бурения и извлечения пробоотборником образцов лунного грунта из скважины диаметром 5 см и глубиной до 1,5 м. Образцы лунного грунта подвергаются химическому анализу на аппарате, результаты анализа передаются на Землю.
Зонд для изучения подпочвенного слоя предполагалось, опустить в пробуренную бурильным устройством скважину, с измерениями на различной глубине через каждые 15 сек.
Сейсмометр для проведения сейсмических исследований на поверхности Луны регистрирует сдвиги грунта в 1 μ, при этом создается напряжение от 25 до 50 мв.
Оборудование для отбора проб лунного грунта предназначено для отбора, размельчения и подачи проб в рентгеновский дифрактометр для минералогического анализа.
Приборы для проведения анализа образцов лунных пород: рентгеновский спектрометр для определения по наведенному рентгеновскому излучению процентного содержания в образце Al, Fe, К, Са, Mg, Mn, Na, Ni, S, Ti, С, Cr, (pacсчитан на проведение анализа 20 образцов); рентгеновский-дифрактометр для облучения рентгеновскими лучами образца породы и регистрации наведенного γ -излучения счетчиком Гейгера — Мюллера (излучение сравнивается с наведенным γ-излучением известных минералов и делается вывод о наличии в лунных породах тех или иных минералов); газовый хроматограф для анализа проб газов и органических соединений в породах, слагающих лунную поверхность.
Приборы для измерения атмосферного давления и определения газового состава атмосферы, рассчитанные на измерение давления атмосферы в диапазоне 10-7-10-14 мм рт. ст. Магнитометр для обнаружения магнитного поля Луны. Телескоп с высокой разрешающей способностью. Прибор для изучения магнитных свойств лунных пород. Прибор для определения энергетического спектра космических частиц, достигающих поверхности Луны. Прибор для регистрации протонов c энергией Е > 10 Мэв, а-частиц с энергией Е > 40 Мэв и электронов с энергией Е >0,5 Мэв. Прибор (микрофон) для определения массы, скорости и направления полета частиц, выбиваемых из лунных пород метеорными телами. Регистрация этих частиц и их изучение необходимо для выяснения опасности для космонавтов на Луне, воздействия на объективы оптической аппаратуры, зеркала и солнечные элементы аппаратов, совершивших посадку на Луну. Контракт в размере 257,5 тыс. долл. на разработку и изготовление прибора NASA заключило с Научно-исследовательским центром космических полетов им. Маршалла.
Согласно предварительным проработкам стоимость создания аппарата Surveyor по этому проекту оценивалась в 50 млн. долл.
В ходе дальнейших работ выяснилось, что первые, а, возможно, и последующие образцы ракеты-носителя Atlas — Centaur, создававшейся в то время, не смогут вывести на траекторию полета к Луне аппарат весом 1100 кГ. В связи с этим проект аппарата был пересмотрен и вес уменьшен до 952 кГ при весе, доставляемом на поверхность Луны, 270 кГ. Этот аппарат получил обозначение Surveyor А. Впоследствии, модель аппарата Surveyor А весом 950-970 кГ получила наименование Block I, а модель весом 1130—1270 кГ— Block II.
В марте 1964 г. Лаборатория реактивного движения объявила конкурс на разработку тормозного РДТТ, а вскоре с Atlantic Research Corp. и Thiokol Chemical Corp. был заключен параллельный контракт. По условиям контракта Atlantic Research Corp. должна была провести испытания 2 двигателей, a Thiokol Chemical Corp.—одного. К апрелю 1965 г, Atlantic Research Corp. провела испытания первого двигателя, который при весе топливного заряда 450 кГ проработал 40 сек. При осмотре двигателя после испытаний существенной эрозии сопла не было обнаружено. К марту 1965г.Thiokol Chemical Corp. на базе ВВС Эдварде успешно проведены огневые испытания РДТТ, который проработал 35 сек. Топливо содержало 12% присадки бериллия (23). По результатам испытаний контракт Лаборатории реактивного движения на разработку и изготовление тормозных РДТТ для аппаратов Surveyor получила Thiokol Chemical Corp.
По контракту Hughes Aircraft Corp. верньерные ЖРД разрабатывались Reaction Motors, Div. (отделением Thiokol Chemical Corp.). Проектом предусматривалось регенеративное охлаждение и регулирование тяги в диапазоне от 29 до 100%. При отработке возникли трудности с обеспечением регенеративного охлаждения и разработкой системы регулирования тяги. В связи с задержкой работ Лаборатория реактивного движения заключила в 1963 г. параллельный контракт на разработку подобного двигателя с Лабораторией космической техники на сумму 345 тыс. долл. По контракту ЖРД должны иметь тягу 63,5 кГ и допускать регулирование тяги в диапазоне от 10 до 100%, обеспечиваемое форсунками с регулируемым проходным сечением. Возможность регулирования тяги в таком большом диапазоне должно было сделать двигатель Лаборатории космической техники более экономичным, чем двигатель Reaction Motors, Div. В гидроприводах управления двигателем предусматривалось использование одного из компонентов топлива, а не специальной гидравлической жидкости. Охлаждение предполагалось обеспечить за счет уноса разрушающегося покрытия. Огневые испытания двигателя должны были быть проведены до конца 1963 г. В ходе дальнейших работ (в конце 1963 г.) контракт Лаборатории реактивного движения с Лабораторией реактивной техники был продолжен на сумму 645 тыс. долл. Предусматривалось, в частности, увеличение тяги до 82 кГ и обеспечение регулирования ее в диапазоне от 9 до 82 кГ. В течение 1963 г. Лабораторией реактивной техники проводились огневые испытания двигателя, в ходе которых он трижды включался и проработал в общей сложности 330 сек. По результатам работ Лаборатории реактивной техники NASA в 1964 г. предполагало разорвать контракт с Reaction Motors, Div., несмотря на то, что ею к 1963 г. было израсходовано на разработку двигателя около 8 млн. долл. Однако, в ходе дальнейших испытаний Reaction Motors, Div., удалось устранить недостатки, и NASA приняло решение использовать этот двигатель для установки на аппарате Surveyor А модели Block I, а для более тяжелой модели Block II использовать двигатель Reaction Motors, Div. или Лаборатории реактивной техники.
Прорабатывались варианты системы энергопитания, использующей радиоизотопные источники (13). Martin Co. проводила работы по созданию радиоизотопного термоэлектрического генератора весом 13 кГ и мощностью 26 вт. Установка получила название SNAP-11 (Space Nuclear Auxiliary Power — вспомогательный ядерный источник для космических аппаратов). Экспериментальный вариант SNAP-11 был передан Лаборатории реактивного движения; в нем для нагрева рабочего тела использовался не изотоп, а электрический нагреватель. Первую установку с радиоизотопом фирма должна была передать Лаборатории реактивного движения в феврале 1966 г. Общая стоимость разработки SNAP-11, по предварительным оценкам, равнялась 1,5 млн. долл. Первоначальными планами NASA предполагалось установить SNAP-11 на аппарате Surveyor А модели Block I, однако в дальнейшем было принято решение использовать в системе-электропитания аппаратов Surveyor А химические батареи и солнечные элементы. Комиссией по атомной энергии (Atomic Energy Commission — АEС) были заключены параллельные контракты с General Electric Co. и RCA на сумму 64,5 тыс. долл. и 69 тыс. долл., соответственно, предусматривавшие изучение возможности создания радиоизотопной энергетической установки на Ри238 для аппарата Surveyor модели Block II. Контрактами предусматривалось создание установки весом не более 13,6 кГ, длиной 61 см, диаметром 25 см, обеспечивающей мощность 45—50 вт при напряжении-28 в и продолжительности работы 1 год. В 1965 г. в связи с отказом NASA от разработки аппарата Surveyor А модели Block II эти работы были прекращены.
Для запусков аппаратов Surveyor была разработана типовая программа полета. Ниже приводится вариант с выводом на промежуточную орбиту (7,20). После окончания работы двигателей I ступени ракеты-носителя и ее отделения включаются двигатели II ступени, которые выводят ступень с аппаратом на промежуточную круговую орбиту высотой 160 км, по которой она обращается 25 мин., затем производится повторное включение двигателей II ступени и ступень с аппаратом переходит на траекторию полета к Луне. По команде станции слежения в Крюгерсдорпе после окончания работы двигателей, аппарат отделяется от ступени, развертываются посадочная тренога и всенаправленная антенна и производится ориентация аппарата относительно Солнца и Канопуса. Солнечный датчик, по которому аппарат ориентируется на Солнце, выдает сигналы на электромотор, поворачивающий панели с солнечными элементами на Солнце. Через 15—20 час. после запуска, когда аппарат находится в поле зрения станции слежения в Голдстоуне, проводится коррекция траектории верньерными ЖРД (предусмотрено проведение нескольких коррекций), затем аппарат снова ориентируется по Солнцу и Канопусу. На 3 сутки полета (на расстоянии 1600 км от Луны) начинается цикл операций, обеспечивающий посадку аппарата.
I этап. Расстояние аппарата до Луны —от 1600 до 84 км, скорость аппарата относительно Луны — от 2500 до 2620 м/сек. Реактивными управляющими соплами аппарат ориентируется так, чтобы его продольная ось, по которой размещен тормозной РДТТ, совместилась с вектором скорости. На расстоянии 250 км от Луны по команде с Земли включается радиолокатор AMR, измеряющий расстояние до Луны. Далее все операции осуществляются автоматически. На расстоянии 95 км от Луны AMR подает команду на программно-временное устройство (ПВУ), по команде которого через определенные промежутки времени (временные уставки закладываются на борт по командам с Земли) включается ЖРД (обеспечивают ориентацию аппарата во время работы РДТТ и торможение аппарата после выключения РДТТ), РДТТ (обеспечивает гашение скорости), радиовысотометр и доплеровский датчик скорости. В случае неудачно проведенной коррекции траектории на этом этапе посадки предусмотрено включение «подлетной» телекамеры.
II этап. Расстояние аппарата от Луны—от 84 до 12 км; скорость аппарата относительно Луны—от 2620 до 119±38 м/сек. На высоте 84 км последовательно включаются ЖРД и РДТТ. AMR устанавливается перед соплом РДТТ и после включения РДТТ отбрасывается истекающей струёй газов (с этого момента работа ЖРД и РДТТ осуществляется по командам от ПВУ).
III этап. Расстояние аппарата от поверхности Луны—от 12 км до 12 м; скорость аппарата относительно Луны—от 119±38 м/сек до 1,5 м/сек. РДТТ работает 40 сек, снижая скорость падения до 15-12 м/сек, и прекращает работу на высоте 10 км. По достижении фиксированной скорости снижения на расстоянии 8 км от поверхности Луны РДТТ сбрасывается по команде ПВУ от сигнала инерционного выключателя. Дальнейшее торможение и ориентация аппарата обеспечивается непрерывно работающими ЖРД. Работа ЖРД в этот период вначале обеспечивается по командам от ПВУ, а затем, после того, как радиолокационный альтиметр и допплеровский радиолокатор (RADVS) начинают получать устойчивые отраженные сигналы от поверхности Луны, по командам от этих устройств. Расстояние до Луны в этот момент 4 км, а скорость—0,1 км/сек.
IV этап. Расстояние аппарата от поверхности Луны — от 12 до 4 м; скорость аппарата относительно Луны постоянна— 1,5 м/сек. Спуск аппарата с постоянной скоростью обеспечивается работой ЖРД, которые на расстоянии 4,2 м до поверхности Луны выключаются.
V этап. Расстояние аппарата до поверхности Луны—от 4 до 0 м; скорость аппарата относительно Луны—от 1,5 до 5 м/сек. В течение 2 сек, аппарат совершает свободное падение. Расчетная скорость посадки аппарата в момент удара о поверхность не должна превышать 4 м/сек, а отклонение продольной оси аппарата от вертикали — не более 5°. В момент посадки перегрузки не должны быть более 20, хотя бортовое оборудование проектировалось на перегрузки до 100. Время полета аппарата от старта до момента посадки — около 66 час.
Для наземных испытаний и отработки бортовых систем Hughes Aircraft Co. создала натурный макет, модель и экспериментальный образец аппарата Surveyor А. Натурный макет предназначался для определения способности аппарата совершать посадку на горизонтальную и наклонную поверхности разной структуры. Для имитации веса аппарата к каркасу макета прикреплялись стальные пластины, а для имитации лунного тяготения использовались противовесы, компенсировавшие 5/6 веса. Падение макета на поверхность, имитирующую скалистую или пылевую структуру грунта, осуществлялось при различных значениях вертикальной и горизонтальной составляющих вектора скорости. Для имитации пылевой поверхности применялись древесные стружки и тальк, для определения устойчивости макета поверхность, имитирующая лунный грунт, устанавливалась под различными углами (до 25°) к горизонту, для имитации свободного падения после выключения верньерных двигателей макет сбрасывался с высоты 4,5 м. Поверхность, на которую сбрасывался макет, имела наклон для того, чтобы 2 опоры находились выше третьей и вся нагрузка приходилась на третью ногу. Макет при этих испытаниях не опрокидывался (55, 62, 72).
Модель аппарата предназначалась для испытания системы, обеспечивающей посадку на Луну, в том числе системы наведения и управления, и снабжалась верньерными двигателями, радиолокаторами, аппаратурой инерциальной системы и соответствующим электронным оборудованием. Испытания проводились с 1964 г. на базе ВВС Холломан (шт. Нью-Мексико) , на полигоне White Sands Proving Ground (Ракетный испытательный полигон Уайт Сэндс). Программой испытаний предполагалось провести сбрасывания модели, поднятой на воздушном шаре или аэростате на высоту 300—500 м. Модель снабжалась небольшим парашютом, обеспечивающим ее стабилизацию при падении. При достижении скорости падения 24,5 к/сек предполагалось включить систему ориентации, а затем верньерные двигатели, которые должны снизить скорость падения до 1,5—3,0 м/сек. Во время падения модели до высоты 150—180 м система управления и наведения должна работать в том режиме, который необходим для обеспечения посадки аппарата на Луну. На высоте 150—180 м предполагалось раскрыть большой парашют для смягчения удара при посадке. Намечалось провести 8 таких испытаний. При дальнейших испытаниях, когда модель не оснащается парашютом и скорость составит около 6 м/сек, для смягчения удара при посадке предполагалось применить пневматические амортизаторы. Предполагалось провести дополнительно 2 испытания, при которых не будет использоваться посадочный парашют, а модель аппарата совершит посадку с помощью верньерных двигателей, работающих по командам системы наведения и управления. Модель аппарата, предназначавшаяся для испытаний системы управления верньерными двигателями, получила обозначение Т—2. В 1964 г. на полигоне Уайт Сэндс проведены 2 испытания этой системы, при которых модель аппарата сбрасывалась с аэростата. Они были неудачными из-за некачественного изготовления моделей и плохой подготовки испытаний Hughes Aircraft Co. Испытания этой системы продолжены в 1965 г. В ноябре 1965 г. проведены первые успешные летные испытания элементов системы, обеспечивающих мягкую посадку на Луну. Для этих испытаний модель аппарата подвешивалась к аэростату, который поднимался на высоту 420 м. После подъема аэростата были включены бортовой допплеровский радиолокатор, установленный на модели, и другое оборудование системы управления и 3 верньерных двигателя. Затем модель отделилась от аэростата и на высоте 150 м был раскрыт парашют, обеспечивший её посадку. После проведения этих испытаний высказывались опасения, что радиолокационные устройства, устанавливаемые на аппарате, не смогут правильно измерять расстояние до поверхности Луны потому, что по некоторым данным лунная поверхность может иметь сравнительно толстый слой радиопрозрачного материала и излучение радиолокатора будет отражаться не от поверхности Луны, а от твердых пород, залегающих на некоторой глубине. Испытания радиолокатора и допплеровского датчика скорости проводились с использованием вертолета. Радиолокатор и датчик скорости работали во время спуска вертолета с высоты 1800 м до 6 м. Первые испытания посадочной системы (без тормозного РДТТ) начались в ноябре 1965 г. Вес модели, предназначенной для этих испытаний, составлял около 100 кг. При первых испытаниях в ноябре 1965 г. и феврале 1966 г. модель сбрасывалась с высоты 420 м, на высоте 150 м выключались работавшие до этого момента верньерные двигатели и развертывался посадочный парашют (55, 62, 72). В мае 1966 г. продолжены испытания посадочной системы; модель весом 102 кГ была сброшена с высоты 300 м, при достижении скорости 16,8 м/сек были включены верньерные двигатели, которые снизили ее до 1,5 м/сек. Спуск продолжался в течение 36 сек. и впервые был осуществлен без применения парашютов. Программой проведения наземных испытаний предполагалось экспериментальный образец аппарата доставить на станцию слежения системы DSIF в Голдстоуне и провести испытания бортового оборудования, которое работает по сигналам этой станции. Дальнейшими испытаниями на базе Холломан предусматривалось изучение возможности затухания сигналов бортовых радиолокаторов при прохождении их сквозь факел верньерных двигателей. Испытание носового обтекателя, прикрывающего аппарат Surveyor А во время прохождения ракеты-носителя через плотные слои атмосферы, проводились на стенде комплекса CSTS Astronautics.
В качестве первой ступени ракеты-носителя Atlas-Centaur использовалась ранее созданная ракета Atlas, а второй ступенью должна была служить ракета Centaur, разрабатывавшаяся под руководством Научно-исследовательского центра космических полетов им. Маршалла. Все запуски ракет-носителей Atlas-Centaur по программе Surveyor осуществлялись со стартовых комплексов №№ 36А и 36В м. Кеннеди, созданных специально для этой программы. Отработка экспериментальных образцов ракеты-носителя Atlas-Centaur началась в 1962 г. Первый запуск (АС-1) экспериментальной ракеты-носителя Atlas-Centaur произведен 8 мая 1963 г. После неудачного запуска АС-1 решением NASA руководство работами по ракете Centaur было возложено на Научно-исследовательский центр им. Льюиса ввиду того, что Центр Маршалла был в основном занят разработкой ракеты-носителя Saturn. В связи с важностью программы Surveyor в 1963 г. решением правительства работы по ракете-носителю Atlas-Centaur были отнесены к категории «самых первоочередных работ». Для обнаружения возможных неисправностей систем ракеты-носителя NASA и Центром Льюиса было принято решение проводить до старта полную комплексную проверку ракеты-носителя на специальном стенде Astronautics в г. Сан-Диего. После запуска АС-1 в конструкцию ракеты-носителя были внесены существенные усовершенствования и проведены длительные, продолжительностью 14 месяцев, наземные испытания отдельных узлов и ракеты-носителя в целом. Запуски экспериментальной ракеты-носителя Atlas-Centaur AC-2 и АС-3 состоялись, соответственно, 27 ноября 1963 г. и 30 июля 1964 г. Программой запусков предусматривалось проведение испытаний стартового комплекса, бортовых систем и ракеты-носителя в целом. Запуск экспериментальной ракеты-носителя Atlas-Centaur АС-4 состоялся 11 декабря 1964 г. Программой испытаний предусматривались те же задачи, что и при запуске АС-3, а также ряд дополнительных испытаний бортовых систем, в частности, повторного включения двигательной установки II ступени и системы, с помощью которой совершается пространственный маневрII ступени. Полезной нагрузкой являлся макет аппарата Surveyor, который имитировал его весовые и вибрационные характеристики. В полете не была осуществлена ориентация и стабилизация II ступени, повторное включение двигательной установки осуществить не удалось.
Параллельно с разработкой аппарата Surveyor А в 1961— 1962 гг. проводились работы по созданию аппарата Surveyor В для вывода на селеноцентрическую орбиту и получения снимков лунной поверхности. В связи с недостатком средств разработка аппарата Surveyor В в 1963 г. была прекращена и аппараты Surveyor А моделей Block I и Block II стали называться Surveyor. Первоначально NASA планировало начиная с 1963 г. по 1966 г. осуществить запуск 17 аппаратов Surveyor: 7 экспериментальных аппаратов модели Block 1 и 10 отработанных аппаратов модели Block II. Планами NASA предусматривалось в период МГСС (1964—1965 гг.) осуществить запуск 2 аппаратов Surveyor. Расходы на разработку всех этих аппаратов, изготовление и запуски должны были составить около 620 млн. долл. В начале 1964 г. срок запуска первого экспериментального аппарата Surveyor модели Block I был перенесен на II квартал 1965 г. Этот аппарат предназначался для проведения испытания бортовых систем. Три последующих аппарата, предназначавшихся для изучения Луны, предполагалось запустить с 3-месячными интервалами. Первые телевизионные изображения лунной поверхности планировалось получить при запуске 5-го аппарата в середине 1966 г. Против этого плана возражали конструкторы, проектировавшие лунную кабину корабля Apollo, для которых получение изображений и характеристик лунной поверхности позволило бы на ранней стадии проектирования лунной кабины учесть реальные условия при посадке. Поэтому было выдвинуто предложение о получении изображений при запусках первых четырех аппаратов. Были изменены и сроки запуска отработанных аппаратов Surveyor модели Block II (эту модель предполагали оснастить самоходным устройством, а запуски ее начать с 1967 г.). В связи с сокращением Конгрессом в середине 1964 г. бюджетных ассигнований NASA на 1965 финансовый год руководство NASA пересмотрело программу запусков аппаратов Surveyor (26). Новой программой предусматривалось сокращение числа запусков отработанных аппаратов модели Block I с 7 до 5. Первые 3 аппарата предназначались для испытания бортовых систем, обеспечивающих мягкую посадку. Их предполагалось оснастить телекамерой для получения изображений лунной поверхности в период посадки аппарата, научную аппаратуру устанавливать не предполагалось.
После запуска АС-4 в январе 1965 г. был вновь уточнен план дальнейших запусков: для отработки ракеты-носителя Atlas-Centaur предполагалось осуществить 4 запуска (AC-5--АС-8), отработку бортовых систем экспериментального аппарата Surveyor модели Block I—при 3 запусках (AC-9—AC-11), доставку на Луну отработанных аппаратов Surveyor модели Block II начать с запуска АС-12, но не ранее, чем в 1966 г. К началу 1965 г. ассигнования, потребные на реализацию программы Surveyor, стали оцениваться в размере 760 млн. долл., причем уже было израсходовано около 531 млн. долл. (6). Однако этот план был скорректирован и утверждена новая программа запусков (42). В марте 1965 г. предполагалось осуществить запуск АС-5 с макетом аппарата в качестве полезной нагрузки и продолжить отработку бортовых систем ракеты-носителя. В июне 1965 г. планировалось. осуществить запуск АС-6 с теми же задачами, что и при запуске АС-5, и закончить этап обработки ракеты-носителя Atlas-Centaur. В сентябре-октябре 1965 г. предусматривалось. осуществить запуск АС-7 м доставить на Луну первый экспериментальный аппарат Surveyor модели Block I для получения телевизионных изображений лунной поверхности и отработки системы, обеспечивающей мягкую посадку аппарата.
К августу 1965 г. были завершены виброиспытания экспериментального аппарата Surveyor и начались испытания в барокамере. В ходе испытаний ошибочно было использовано напряжение, превышающее допустимое, и ряд транзисторов и диодов был поврежден, что задержало окончание испытаний. Необходимость в проведения дополнительных испытаний заставила отложить запуск АС-7 на декабрь 1965 г. Запуск АС-5 произведен 2 марта 1965 г. В результате самопроизвольного прекращения работы двигателей I ступени ракета-носитель взорвалась через 2 секунды после включения двигателей и был поврежден пусковой стол стартового комплекса № 36А. Полезной нагрузкой являлся динамический макет аппарата Surveyor. После ряда неудачных запусков ракеты-носителя Atlas — Centaur Комитет Палаты Представителей по научным вопросам и астронавтике рекомендовал в 1965 г. руководству NASA рассмотреть возможность использования для запусков аппаратов Surveyor ракету-носитель Titan IIIC (9). В связи с отставанием отработки ракеты-носителя Atlas—Centaur Конгресс включил в бюджет NASA на 1965 ф. г. ассигнования в размере 10 млн. долл. на приспособление ракеты-носителя Titan IIIC для запусков аппаратов Surveyor. В июле 1965 г. из-за сокращений бюджетных ассигнований руководство NASA рассмотрело вопрос о создании отработанного аппарата Surveyor модели Block II, оснащенного самоходным устройством, и приняло решение прекратить эти работы (22). Запуск АС-6 произведен 11 августа 1965 г. со стартового комплекса № 36В. Полезной нагрузкой являлась динамическая модель аппарата Surveyor. Задачи запуска были выполнены. По результатам запусков АС-1—АС-6 руководством NASA ракета-носитель Atlas-Сеntaur признана отработанной. Однако для отработки бортовых систем впоследствии произведено еще 2 запуска (АС-8 и АС-9).
В конце 1965 г. была уточнена программа запусков аппаратов Surveyor. Предполагалось осуществить запуск 10 экспериментальных аппаратов модели Block I и отработанных аппаратов модели Block II, которые получили название Surveyor A, Surveyor В, . .., Surveyor I и Surveyor J, запускам этих аппаратов было присвоено обозначение «SC» (Surveyor-Centaur), SC-1 до SC-10. Запуск SC-1 первого экспериментального аппарата Surveyor А согласно этой программе был намечен на февраль 1966 г., но ввиду отставания проведения наземных испытаний аппарата Surveyor А запуск был перенесен на май 1966 г. Всего предполагалось провести 7 испытаний, в частности, испытания в термобарокамере, причем некоторые испытания—в течение 66 час. Экспериментальные аппараты Surveoyr А, В, С и D модели Block I должны были иметь вес не более 1020 кГ. Программой предусматривалось получить телевизионные изображения поверхности Луны и провести отработку бортовых систем аппарата. Установка научных приборов на этих аппаратах не предусматривалась. С 1967 г. уточненной программой предусматривалось начать запуск аппаратов Surveyor E, F и G модели Block II весом по 1020 кГ, в том числе научных приборов— 52 кГ. Предполагалось провести изучение Луны и получить. детальные телевизионные изображения лунной поверхности. На каждом из аппаратов предполагалось установить (7, 20): 3 телевизионные камеры для получения изображений лунной поверхности, причем объектив одной из камер предполагалось, направить вертикально вниз, а две другие использовать для направленной съемки с использованием системы зеркал; блок приборов для исследования динамики посадки аппарата, включающий 9 тензометров, 3 линейных акселерометра, 3 скоростных гироскопа, 6 индикаторов соприкосновения с поверхностью, 3 индикатора положения амортизирующих опор на посадочных ногах аппарата, с их помощью предполагалось определить ускорения, скорости, смещение осей аппарата при ударе о поверхность, прочность и сопротивление грунта на сдвиг, глубину проникновения аппарата в грунт; устройство для изучения механических свойств лунного грунта. Устанавливаемый акустический детектор метеорных частиц и частиц лунного грунта, выбиваемых метеорными телами, позволяет регистрировать частицы с импульсом до 10-5 дин/сек. Предусматривалось измерить число, массу, скорость частиц и определять траекторию их полета. С помощью устройства для анализа проб лунного грунта по рассеянному α-излучению, создаваемому радиоактивным источником, входящим в него предполагалось обеспечить идентификацию химических элементов с атомным номером более 5. Устанавливаемый сейсмометр предназначен для регистрации сейсмической обстановки на Луне (определение числа, мощности и пространственного распределения естественных сейсмических колебаний). Сейсмометр регистрирует колебания поверхности с частотой от 0,05 до 10 гц и вертикальное смещение до 10-3 мк при частоте 1 гц и позволяет регистрировать падение метеорных частиц в районе радиусом 160 км от места посадки аппарата.
После завершения запусков этой серии предполагалось осуществить запуски аппаратов Surveyor Н, I и J модели Block II весом по 1110 кГ для продолжения изучения лунной поверхности. В начале 1966 г. произошло новое изменение программы Surveyor из-за сокращения бюджета NASA на 1966 ф. г. По новой программе был сокращен объем исследований, предполагавшихся осуществить с помощью аппаратов Surveyor E, F, G модели Block II, что повлекло за собой уменьшение числа приборов, устанавливаемых на этих аппаратах: вместо 3 телевизионных камер и 5 комплектов научного оборудования на каждом аппарате предполагалось установить 1 камеру и один неполный комплект научного оборудования (блок приборов для исследования динамики посадки аппарата). Такое изменение программы не позволило разрабатывать аппараты Surveyor А модели Block II весом 1020 кГ. Запуски 4 экспериментальных аппаратов Surveyor А, В, С, D модели Block I, согласно измененной программе, должны были быть закончены до конца 1967 г., а отработанных аппаратов Surveyor Н, I и J модели Block II весом 1110—1130 кГ—начаться во второй половине 1968 г. На отработанных аппаратах предполагалось установить 3 телекамеры (2 для получения панорамных изображений и одна, с объективом, направленным вниз, для получения детальных снимков) и научные приборы. Несмотря на сокращение объема исследований американские ученые предполагали с помощью экспериментальных аппаратов Surveyor получить необходимые данные о лунном грунте (73). Датчики напряжения, устанавливаемые на опорах шасси, могут дать некоторые сведения о прочности грунта. Панорамная телекамера может дать сведения о рельефе. Если в поле зрения камеры попадает опора шасси, то по степени ее погружения в грунт можно судить о его прочности. Разрешающая способность камеры при съемке объектов, находящихся на переднем плане, достаточна для того, чтобы отличить лавовые породы от сцементированной или несцементированной пыли, колориметрические исследования могут быть проведены с помощью сменных цветных светофильтров. Радиолокационные устройства, используемые в системе посадки, могут дать сведения об отражательной способности грунта и о глубине залегания слоя, отражающего радиолокационное излучение. При помощи температурных датчиков можно получить сведения о температурных условиях на поверхности Луны.
В дальнейшем осуществление программы Surveyor проходило по несколько измененному плану. 7 апреля 1966 г. произведен запуск седьмой экспериментальной ракеты-носителя Atlas-Centaur, получившей обозначение АС-8. По первоначальным планам седьмую ракету-носитель предполагалось использовать для доставки первого экспериментального аппарата Surveyor на Луну, но позже было принято решение использовать ее для вывода макета аппарата Surveyor на геоцентрическую орбиту.
При проведении наземных испытаний аппарата Surveyor А были обнаружены неисправности, часть из которых устранена в ходе подготовки к запуску, устранение некоторых из них повлекло за собой изменение состава бортового оборудования и программы полета. В частности, электромоторы и привод устройства ASPP (Antenna/Solar Pannel Positioner—устройство для установки антенны и панели с солнечными элементами), обеспечивающего ориентацию панели с солнечными элементами на Солнце, а направленной антенны — на Землю, не работали при температуре ниже—100° С; согласно расчетам, в полете это устройство будет охлаждаться до температуры —106° С. Было принято решение не проводить его модификацию, а изменить программу полета при запуске SC-1: не использовать направленную антенну до посадки аппарата, зафиксировать ее параллельно мачте, на которой она монтируется (это необходимо для предотвращения смещения центра тяжести аппарата, что важно в момент посадки), а устройство ASPP, пока оно не охладится, включить сразу после отделения аппарата от ракеты-носителя для установки панели с солнечными элементами перпендикулярно продольной оси аппарата; после завершения этой операции устройство выключается. Для последующих аппаратов Surveyor было разработано устройство ASPP, работавшее при температуре —143° С. Другой неисправностью было то, что при низкой температуре электродвигатель, поворачивающий зеркало «подлетной» телекамеры, срабатывал только после многократного повторения команд. Вначале было принято решение не устанавливать на аппарате Surveyor «подлетную» камеру. Это решение мотивировалось тем, что для ее нормальной работы направленная антенна должна быть обращена к Земле, а уверенности в том, что это удастся сделать не было, а также тем, что передача телевизионных изображений, полученных ею, заставит делать перерывы в передаче телеметрической информации на участке подлета и посадки. Однако, все же было решено установить на этом аппарате «подлетную» камеру, но включение ее предусматривалось только в том случае, если аппарат вследствие неудачной коррекции пройдет мимо Луны. Испытания обнаружили также, что при работе верньерных ЖРД возникает вибрация, которая может помешать нормальной работе радиолокационных устройств в системе, обеспечивающей посадку аппарата. Высказывались также опасения, что могут возникнуть трудности с получением информации от блока приборов для исследования посадки аппарата. Передача этой информации производится в момент посадки, когда шумы и вибрации могут ослабить сигнал бортового передатчика. Для преодоления этого предполагалось. принять меры по своевременному вводу в эксплуатацию антенны с отражателем диаметром 64 м на станции слежения системы DSIF в Голдстоуне.
После успешного запуска SC-1 программа Surveyor вновь была уточнена (24) и принято решение сократить число запусков экспериментальных аппаратов, а научные приборы устанавливать такие же, как на аппарате Surveyor E (запуск SC-5), а не как на аппарате Surveyor Н (запуск SC-8). 26 октября 1966 г. произведен последний запуск (АС-9) экспериментальной ракеты-носителя Atlas-Centaur. Полезной нагрузкой был весовой макет аппарата Surveyor.
В конце 1966 г. NASA приняло решение отказаться от создания 3 отработанных аппаратов Surveyor модели Block II (Surveyor Н, I и J) для изучения потенциальных мест посадки лунной кабины корабля Apollo, мотивированное тем, что они не могут быть созданы достаточно быстро, чтобы обеспечить получение необходимых данных, которые можно было бы использовать при проектировании лунной кабины. Кроме того, изучение потенциальных мест посадки лунной кабины возможно провести в достаточном объеме 5 экспериментальными аппаратами Surveyor С—Surveyor G. Сокращение числа запусков позволило сократить расходы на программу примерно на 100 млн. долл.
Запуск SC-3 экспериментального аппарата Surveyor С был задержан примерно на 2 месяца из-за того, что при наземных испытаниях был обнаружен ряд неполадок в бортовых системах, в результате чего аппарат был демонтирован, а неисправные системы отправлены для устранения обнаруженных дефектов фирмам-изготовителям. После успешного запуска аппарата и получения данных о характеристиках лунной поверхности американскими учеными было высказано мнение, что оставшиеся 4 аппарата Surveyor D—Surveyor G целесообразно использовать не для изучения сравнительно ровных районов Луны, с точки зрения определения возможности посадки лунной кабины, а для изучения весьма пересеченных и интересных в научном отношении районов. Аппарат Surveyor D целесообразно было бы использовать для посадки в районе Центрального залива, где аппаратами Lunar Orbiter были обнаружены пересеченные участки местности. Первоначально в этот район предполагали доставить аппарат Surveyor С, но после того, как стало ясно, что этот район весьма пересечен и для доставки лунной кабины не приемлем, его направили в восточную часть Океана Бурь. Этапы осуществления программы Surveyor приведены ниже.
2. Космический аппарат Surveyor I (Surveyor A)
Основная цель запуска — доставка аппарата Surveyor на Луну с осуществлением мягкой посадки, получение телевизионных изображений лунной поверхности в районе посадки и отработка систем аппарата. При этом запуске продолжалась отработка систем ракеты-носителя. При запуске решались задачи по изучению характеристик лунного грунта по погружению опор посадочного устройства; по испытаниям систем коррекции траектории, мягкой посадки, связи и отработки систем ракеты-носителя. В одну из полых трубок каркаса был помещен американский национальный флаг.

Рис. 14. Космический аппарат Surveyor I (без тормозного РДТТ).
1 — панель с солнечными элементами; 2 — остронаправленная антенна; 3 — всенаправленная антенна; 4 — панорамная телевизионная камера; 5 — контейнер с электронным оборудованием (2 шт.); 6 — антенна радиолокационного альтиметра; 7 — блок разрушающейся сотовой конструкции; 8 — контейнер с вспомогательной химической батареей; 9 — баллон с гелием, используемым в вытеснительной системе подачи топлива в ЖРД; 10 — «нога» посадочного шасси; 11 — верньерный ЖРД; 12 — антенна доплеровского радиолокатора.
Запуск SC-1 аппарата (рис. 14) произведен 30 мая 1966 г. в 14 час. 41 мин. 09 сек. (расчетное время — 14 час. 41 мин.), со стартового комплекса № 36А м. Кеннеди ракетой-носителем Atlas-Centaur AC-10. Азимут запуска — 102,3°. «Окном» для запуска 30 мая было время с 14 час. 39 мин. до 15 час. 27 мин. Комплекс № 36А восстановлен после разрушения в результате взрыва ракеты-носителя при запуске АС-5 2 марта 1965 г., затраты на восстановление комплекса составили около 2 млн. долл. Полет ракеты-носителя и аппарата проходил по программе близкой к расчетной. Вывод аппарата на траекторию полета к Луне производился по программе, несколько отличной от штатной: не предусматривался повторный запуск двигателей II ступени, а аппарат выводился непосредственно на траекторию полета к Луне. Ниже приведена программа полета при запуске от момента выключения основных двигателей II ступени (в скобках указано расчетное время): 
Т—момент старта; Т+11 мин. 55 сек.— развертывание посадочного шасси аппарата; 
Т+12 мин. 05 сек.—подача команд на развертывание стержней, несущих всенаправленные антенны (один из стержней не развернулся), и переключение передатчиков на работу при полной мощности (10 вт вместо 0,1 вт); 
T +12 мин. 31,1 сек. (12 мин. 31 сек.) —отделение аппарата от II ступени. После выхода аппарата Surveyor А на траекторию полета к Луне он получил название Surveyor I, а по международной системе—обозначение 1966—45А. После того как II ступень совершила разворот на 180°, была осуществлена подача в основные двигатели II ступени компонентов топлива, которые, истекая из сопел без воспламенения создают некоторую тягу; торможение ступени обеспечивается РДТТ, установленными на ней. Через 5 час. после запуска ступень отдаляется от аппарата на расстояние не менее-300 км. После этого маневра II ступень переходит на геоцентрическую орбиту с апогеем 400 000 км, наклонением. 33,6° и периодом обращения 11 сут.
Т+(21 мин. 30 сек.) —начало цикла операций по командам ПВУ (успокоение аппарата, поиск Солнца, ориентация продольной оси аппарата на Солнце, ориентация панели с солнечными элементами на Солнце). Развертывание панели и поиск Солнца могут осуществляться и по командам с Земли; 
Т+(32 мин.)-Т+(60 мин.)—установление связи с аппаратом станцией слежения в Иоганнесбурге; 
Т+1 час. 21 мин.—завершение ориентации на Солнце панели с солнечными элементами; 
Т+4 час 29 мин (6 час) —захват датчиком звезды Канопус. Поиск Канопуса может осуществляться 2 способами; по первому способу аппарат вращается со скоростью 0,5 град/сек, при захвате какой-либо звезды на Землю поступает сигнал о ее яркости и осуществляется сверка с эталоном; другой способ предусматривает вращение аппарата на 360°, регистрацию всех звезд, яркость которых находится в диапазоне чувствительности датчика и сравнение полученной карты неба с контрольной.
Без коррекции траектории аппарат достиг бы поверхности Луны в точке, находящейся в 400 км к юго-западу от расчетной точки (3,25° ю. ш. и 43,83° з. д.). Потребная величина корректирующей скорости для компенсации промаха и обеспечения требуемой продолжительности полета составляла 6,4 м/сек, а только для компенсации промаха — 3,8 м/сек. 31 мая была проведена коррекция траектории. В период её проведения аппарат находился на расстоянии 156 000 км. от Земли и был в зоне видимости станции слежения в Голдстоуне. Двигатели были включены в 6 час. 45 мин. и проработали 20,75 сек (расчетная продолжительность 20,65 сек), обеспечив приращение скорости 20,3 м/сек. Коррекция проведена с таким расчетом, чтобы аппарат опустился в 32 км от первоначально намеченной точки. Новая расчетная точка посадки имела селенографические координаты 2,3° ю. ш. и. 43,85° з. д. 31 мая в 7 час 03 мин аппарат вновь был ориентирован по Солнцу и Канопусу. Операции, обеспечивающие посадку на Луну, начались на 34 мин. до расчетного времени включения тормозного РДТТ. Аппарат совершил разворот по крену на 89,3°, затем по рысканию на 59,92° и снова по крену на 94,2°, в результате чего продолвная ось аппарата была совмещена с вектором скорости. Маневры завершились за 29 мин. до расчетного времени включения РДТТ. При посадке аппарата РДТТ и ЖРД работали по расчетной программе. Направление вектора тяги РДТТ отличалось от расчетного на 0,3° (допустимое отклонение 1°), а вектор тяги проходил в 0,5 мм от центра масс (допустимое отклонение 4,5 мм). В момент прекращения работы РДТТ скорость аппарата относительно Луны равнялась 131,7 м/сек (расчетная скорость 119±33 м/сек (40). Вертикальная составляющая скорости при посадке аппарата равнялась примерно 3,3 м/сек (74), а горизонтальная составляющая была очень мала (расчетное значение вертикальной составляющей скорости—не более 6 м/сек, горизонтальной—не более 2,2 м/сек). При сближении аппарата с Луной угол между вектором скорости и местной вертикалью составлял 6° (предельный угол сближения для аппаратов Surveyor равен 45°) (63). 2 июня в 6 час. 17 мин. 37 сек. аппарат совершил посадку в Океане Бурь в точке с селенографическими координатами 2°27' ю. ш. и 43°13' з. д. в 14 км от новой расчетной точки посадки.
Опоры шасси аппарата коснулись поверхности с интервалами 0,01 сек, нагрузки на опоры составили 610, 730 и 520 кг, соответственно (21). При первом касании аппарата нагрузка на грунт составила 0,56 кГ/см2, после успокоения аппарата—0,035 кГ/см2 (19). Площадка, на которую сел аппарат, почти параллельна лунному горизонту (уклон не более 1—2°). Первой коснулась поверхности Луны опора 2, затем 1 и 3. Нагрузки при посадке соответствовали тем, которые были рассчитаны по результатам сбросов макета аппарата на имитированный лунный грунт. После первого касания аппарат подскочил на 6 см и опустился через 1 сек., причем опоры погрузились в грунт на 2,5 см (24, 57|). Не развернувшийся в полете стержень с одной из всенаправленных антенн при ударе аппарата развернулся, и антенна в дальнейшем использовалась для связи. В полете связь с аппаратом осуществлялась через одну всенаправленную антенну, на аппарат было послано около 300 прямых команд. Полет аппарата от момента старта ракеты-носителя и до посадки продолжался 63 час. 36 мин. 28 сек. (25,53).
После посадки были выключены радиолокационный альтиметр, доплеровский радиолокатор и датчики напряжения на посадочных ногах и принята телеметрическая информация, показавшая исправность бортовых систем. После проверки панорамной телекамеры началась передача на Землю изображений лунной поверхности и деталей аппарата с разверткой 200 строк. Передача изображений производилась через всенаправленную антенну (высота Солнца над горизонтом в момент начала съемки — 28°). Было получено около десятка изображений опор посадочного устройства, участка лунной поверхности около аппарата и горизонта. В непосредственной близости от аппарата видны камни высотой 1,5 м и длиной до 2 м. Перед запуском аппарата зеркало панорамной телекамеры было установлено в такое положение, чтобы получить изображение одной из опор посадочного устройства. Расстояние от камеры до опоры составляло 2,4 м. При съемке в кадре фиксируется участок поверхности размером 0,3х0,3 м. Объектив камеры перед запуском аппарата был установлен на минимальное фокусное расстояние. Съемка производилась через нейтральный светофильтр (73). Первые снимки были переданы в телевизионную сеть США и через связной спутник Early Bird в телевизионную сеть Западной Европы (57). После передачи изображений была проведена ориентация панели с солнечными элементами на Солнце (в дальнейшем положение панели относительно Солнца корректировалось один раз в сутки), а остронаправленной антенны — на Землю.
Через 3 час. 15 мин. после посадки аппарат был подготовлен для передачи изображений с разверткой 600 строк с помощью остронаправленной антенны. Скорость передачи этих снимков составляла 4400 двоичных единиц в сек. Мощность принимаемого на Земле сигнала составляла 101,7 дб/вт (25). Со 2 по 8 июня ежедневно, в те периоды (в течение 9—10 час. в сутки), когда аппарат находился в зоне видимости комплекса «Пионер» в Голдстоуне, проводилась передача телевизионных изображений с разверткой 600 строк, в остальное время поступала только телеметрическая информация, принимавшаяся станциями в Крюгерсдорпе и Тидбинбилле (74). В каждом сеансе станция в Голдстоуне в течение 45 мин. принимала изображения, затем оборудование аппарата во избежание перегрева выключалось на 20—30 мин., после чего начиналась передача телеметрической информации, затем цикл возобновлялся. 4 июня для изучения воздействия истекающих газов на грунт 7 раз включена одна из пар управляющих реактивных сопел системы ориентации, расположенная на опоре № 2. Сопла находятся на расстоянии около 20 см от поверхности и направлены вниз под углом 72° от вертикали. Сопла работали импульсами по 20 мсек с интервалами между включениями в 30 мсек, длительность одного из импульсов составила 1 сек. Общее время работы — 4,5 сек. Сопла развивали тягу 0,014 кГ. Съемка этого эксперимента производилась камерой. Снимки, сделанные до и после включения сопел, различий не имеют. Это позволило предположить, что работа сопел не привела к образованию пылевого облака (77). К 5 июня на Землю было передано 2503 изображения. В тот же день поворотное зеркало камеры было ориентировано на Сириус и после ряда попыток были получены его снимки, предназначенные для точного определения места посадки аппарата (77). 8 и 9 июня передача изображений не производилась — был период лунного полудня, и высокая температура поверхности препятствовала нормальной работе оборудования (кроме того, решено предоставить отдых персоналу, обеспечивающему прием и обработку снимков — выяснилась его неподготовленность к обработке большого количества поступающей информации) (75). До 8 июня получено 4000 изображений, часть из них через цветные фильтры, которые реконструировались на Земле в цветные снимки. Позже получены изображения Канопуса и Юпитера (33), получить телевизионные изображения Земли не удалось.
12 июня отказал потенциометр, проработавший около 100 час. (расчетное время—25 час.), входящий в систему определения угла возвышения камеры (75). 14 июня в 15 час. 39 мин. через место посадки прошел лунный терминатор. На телевизионных изображениях, переданных во время и после захода Солнца (съемка производилась в отраженном свете Земли) видны звезды, Солнце, его корона, тень аппарата длиной до 30 м. 14 июня в 16 час. 18 мин. передача изображений прекратилась с наступлением ночи в районе посадки аппарата. С начала съемки до этого момента получено 10 338 телевизионных изображений, с момента посадки на аппарат подано около 10 000 команд. Вероятность возобновления работы аппарата по окончании лунной ночи руководителями полета оценивалась в 25% (52). Перед прекращением связи панель с солнечными элементами была ориентирована так, чтобы прямые солнечные лучи на нее упали примерно 6 июля, т. е. в лунный полдень, через 7 дней, (29 июня) после восхода Солнца над местом посадки. Это было сделано, чтобы основная батарея и электрические цепи успели прогреться примерно до —23° С прежде, чем начнется подзарядка батареи, иначе вследствие нагрева могли возникнуть неисправности в электрической системе. Первоначально во избежание повреждения бортового оборудования было решено не делать попытки войти в связь с аппаратом до наступления лунного полудня, позже было принято решение войти в связь с аппаратом, не дожидаясь, пока он разогреется на Солнце, чтобы получить температурные и другие характеристики сразу же после восхода Солнца. 16 июня в 20 час. 30 мин. получены последние телеметрические данные: температура на поверхности панели с солнечными элементами (—173°С), в контейнере А (+1,7° С), в контейнере В (—17,8° С), основной батареи (+1,1° С). После этого сеанса все оборудование было выключено за исключением 2-х приемников. Оставшейся в основной батарее емкости (около 100 а-ч) было достаточно для питания приемников до 6 июля. 29 июня, после восхода Солнца над местом посадки, была сделана первая попытка войти в связь с аппаратом, но попытка оказалась неудачной. 30 июня эта попытка была повторена, но также оказалась неудачной. 6 июля в 12 час. 29 мин. в период лунного полудня с аппаратом удалось установить связь. В момент установления связи в контейнере А была температура —6,6° С, в контейнере В +15,5° С. Проверка показала, что бортовые системы работали удовлетворительно, однако мощность, обеспечиваемая солнечными элементами, была на 12% ниже номинальной (24). 7 июля от панорамной камеры была получена серия из 38 снимков. 9 июля температура основной батареи достигла 54° С (максимальная допустимая температура основной батареи 60° С), однако перегрев батареи удалось предотвратить. Был проведен эксперимент по включению одного из верньерных двигателей и наблюдению степени воздействия истекающих газов на состояние грунта. После проведения эксперимента следов воздействия не было обнаружено. За второй лунный день с 7 до 13 июля получено 812 телевизионных изображений, в их числе изображения Сириуса и Канопуса. Общее время работы аппарата, в течение которого принимались его сигналы до 13 июля, составило 612 час. 14 июля перед заходом Солнца сделана попытка получить изображение солнечной короны, однако при передаче девятого изображения связь с аппаратом внезапно прекратилась, вероятно из-за резкого падения напряжения основной батареи (после захода Солнца прекратилась ее подзарядка). Всего с начала съемки до этого момента от аппарата было получено 11 150 изображений (54): 23 имеют развертку 200 строк (14 изображений, полученных 2 июля, и неполных 9 изображений солнечной короны, полученных 14 июля), остальные имеют развертку 600 строк (14).
На одном из последних снимков видны разбитые пластинки зеркального стекла, которым облицованы контейнеры. За время полета и функционирования аппарата на Луне с Земли было подано более 100 000 управляющих команд (37). В конце июля все работы, связанные с аппаратом Surveyor I, были прекращены. 8 октября связь с аппаратом Surveyor I, удалось снова восстановить. Аппарат выполнил посланные команды и передал телеметрическую информацию; бортовое оборудование было исправно, за исключением основной батареи, которая не подзаряжалась солнечными элементами. Питание бортового оборудования обеспечивалось вспомогательной батареей. Сигналы, принимавшиеся на Земле, были очень слабыми. С 8 по 12 октября проведено более 5 полных и несколько неполных сеансов связи. Телевизионные изображения получить не удалось из-за высокого уровня шумов. 12 октября в районе посадки аппарата наступила ночь и связь прекратилась. В ноябре 1966 г. на короткий промежуток времени удалось установить связь с аппаратом, а 9 января 1967 г.— еще раз, последний. Связь установили станции в Тидбинбилле и Крюгерсдорпе, однако уровень принимаемого сигнала был очень низким. Сеанс связи продолжался около 12 час. Попытки включить телекамеру не делались. 15—20 февраля 1967 г. участок посадки аппарата Surveyor I был сфотографирован аппаратом Lunar Orbiter III. На снимках удалось обнаружить аппарат Surveyor I в виде белого пятна и отбрасываемую им тень.
Суммарный вес аппарата (10,73) при отделении от II ступени — 995 кГ, после посадки на Луну (вес земной) — 281,2 кГ, в т. ч. каркас аппарата—около 27 кГ (ферма 10,5 кГ), крепление оборудования на каркасе—10,4 кГ. Высота аппарата при сложенном шасси—3,05 м, диаметр окружности, проходящей через опоры развернутого посадочного шасси,— 4,27 м.

Рис. 15. Схема аппарата Surveyor I (без мачты, на которой монтируются остронаправленная антенна и панель с солнечными элементами).
1 — опора шасси; 2 — шарнирно подвешенный ЖРД; 3 — бак горючего для ЖРД; 4—антенна доплеровского радиолокатора; 5 — контейнер с электронным оборудованием; 6 — датчик системы управления полетом; 7 — датчик направления на Канопус; 8 — датчик направления на Солнце; 9 — преобразователь; 10 — бак окислителя для ЖРД; 11 — усилитель акселерометра; 12 — усилитель датчика напряжения; 13 — реактивные сопла ориентации по тангажу и рысканью; 14 — всенаправлеиная антенна; 15 — фотометрическая шкала; 16 — жестко закрепленный ЖРД; 17 — баллон со сжатым азотом для реактивных сопел системы ориентации; 18 — контейнер со вспомогательной химической батареей; 19 — панорамная телевизионная камера; 20 — «подлетная» телевизионная камера; 21 — коллектор солнечных лучей; 22 — антенна радиолокационного альтиметра; 23 — источник питания клистрона и модулятор; 24 — реактивные
сопла ориентации по крену.
Конструктивная схема аппарата показана на рис. 15. Каркас аппарата изготовлен из алюминиевых (сплав 7075) полых трубок треугольного сечения. К каркасу крепятся 2 всенаправленные антенны, два контейнера (А и В) с электронным оборудованием, тормозной РДТТ, 3 верньерных ЖРД, посадочное шасси и другое оборудование. На верхней части каркаса смонтирована мачта, к которой крепятся остронаправленная антенна и панель с солнечными элементами. В контейнере А размещены 2 приемника, 2 передатчика, основывая батарея и различное оборудование системы электропитания, в контейнере В — декодирующее устройство и другое оборудование командной системы. Оборудование в контейнерах смонтировано на панелях сотовой конструкции. Посадочное шасси имеет 3 ноги, изготовленные из алюминиевого листового сплава 7075 толщиной 1 мм с опорами диаметром 20 см сотовой конструкции из алюминиевого сплава. Посадочные опоры шарнирно соединены с корпусом в трех нижних углах основания. Ноги снабжены гидравлическими амортизаторами самолетного типа, гасящими энергию удара при посадке аппарата, и телескопическими тягами, обеспечивающими развертывание шасси после вывода аппарата на траекторию полета. К углам нижней части корпуса крепятся блоки разрушающейся сотовой конструкции из алюминиевого сплава, обеспечивающие амортизацию удара при посадке (при прогибе ног в момент удара блоки касаются поверхности). Конструкция аппарата рассчитана на посадку при вертикальной составляющей скорости до 6 м/сек и горизонтальной составляющей до 2,2 м/сек на склоны крутизной до 15° п при отклонении продольной оси аппарата от вертикали до 10°.
Электрическое соединение со II ступенью ракеты-носителя осуществляется через 51 штырьковый разъем, установленный в нижней части корпуса между двумя посадочными опорами (разъем состыковывается после установки аппарата на ракету-носитель). До момента отделения аппарата через этот разъем проходят команды от программного механизма, установленного на II ступени, а в аварийных ситуациях могут подаваться команды с наземного пульта управления. Через него проходит также цепь питания от наземных источников питания и цепь предстартового контроля. На аппарате используются 29 пиротехнических устройств, в частности, в замках посадочных опор, в силовых приводах, в системе сброса тормозного двигателя, воспламенителе тормозного двигателя. Некоторые из пиротехнических устройств срабатывают по командам от программного механизма, установленного на II ступени (до разделения аппарата), другие— по командам с Земли. На аппарате установлено 24 датчика для измерения нагрузки на элементы конструкции аппарата в момент посадки.

Тормозной твердотопливный двигатель предназначен для торможения аппарата при посадке на Луну (программа работы двигателя дана в типовой программе полета). На аппарате установлен двигатель марки ТЕ-364-1 (рис. 16), разработанный Reaction Motors Div. Двигатель шаровой формы установлен по оси аппарата в центре тяжести и крепится взрывными болтами к корпусу в 3 точках, расположенных около шарниров посадочных устройств. Вес снаряженного двигателя—624,6 кГ, неснаряженного—65,4 кГ; тяга (при температуре 10-21° С) — 3,6-4,5 т; длина полная—133 см, сопла — 73 см; степень расширения сопла — 50; диаметр корпуса — 94 см, критического сечения—8,3 см, среза сопла 60,9 см; время работы —40 сек. срабатывания воспламенительного устройства—0,15 сек. Корпус двигателя изготовлен из стали марки D-6AC с теплоизоляцией из каучука Buna N с заполнителем из асбеста, а сопло из молибдена за исключением закритической части, изготовленной из слоистого пластика. В критическом сечении имеется графитовый вкладыш. Теплоизоляция и внешнее покрытие двигателя обеспечивают температуру топливного заряда не ниже 10° С. В состав топлива (полибутадиенкрилонитрид) входят перхлорат аммония (окислитель), сополимер полибутадиена и акриловой кислоты (горючее—связка), эпоксидная смола (отверждаю-щий реагент) и присадки алюминия и бериллия (содержание бериллия около 12%).

Рис. 16. РДТТ аппаратов Surveyor.

Верньерные жидкостные двигатели предназначены для проведения коррекции траектории (располагаемая величина скорости при коррекции—50 м/сек), ориентации аппарата во время работы тормозного РДТТ и после окончания работы РДТТ на участке спуска (программа работы двигателей дана в типовой программе полета). Двигатели разработаны Reaction Motors Div. На аппарате установлено 3 верньерных ЖРД «Старлайт» (TD—339) (рис. 17) —один в шарнирном подвесе, остальные—жестко. Двигатели расположены вокруг тормозного РДТТ через 120° и крепятся к каркасу аппарата. Характеристики двигателя (одиночного): тяга—47,2 кГ; диапазон регулирования—13,6-47,2 кГ (тяга каждого двигателя может регулироваться дифференцированно), удельная тяга—287 сек.; давление в камере сгорания—4,9-17,5 кГ/см2 температура в камере сгорания—2900° С; степень расширения сопла (с насадком)—86; вес двигателя (сухой)—2,71 кГ (камера сгорания, сопло, насадок, распылительная головка— 1,35 кГ; клапаны, трубопроводы— 1,36 кГ). Топливом служат самовоспламеняющиеся компоненты— монометилгидразингидрат и четырехокись азота, содержащая 10% окиси азота; соотношение компонентов 1,5 : 1. Компоненты топлива в баках находятся в специальных мешках, вес топлива—72,5 кГ. Каждый двигатель имеет свой бак горючего и окислителя, изготовленные из титанового сплава с внутренней теплоизоляцией. Все баки крепятся к каркасу аппарата. Система подачи топлива — вытеснительная; рабочим телом является сжатый гелий, хранящийся в баллоне из титанового сплава и вытесняющий компоненты топлива давлением на гибкую диафрагму. Форсунки подачи горючего — центробежного, окислителя — радиального типа. Клапан, обеспечивающий включение и выключение двигателей многократного действия. Корпуса двигателей изготовлены из нержавеющей стали марки 347. В критическом сечении сопла установлен вкладыш из карбида кремния; неохлаждаемый насадок, установленный на сопле, изготовлен из молибденового сплава с добавлением 0,5% титана. Температура двигателя в интервалах между включениями должна выдерживаться в пределах —17-37° С, для чего большая часть поверхности двигателя имеет золотое покрытие, а части двигателя, обращенные к Солнцу, окрашены специальным составом. Охлаждение двигателей — регенеративное.

Рис. 17. ЖРД аппаратов Surveyor.

Система энергопитания предназначена для обеспечения электроэнергией бортовых систем аппарата во время полета и в период функционирования во время лунного дня. Расчетная минимальная продолжительность работы системы—30 земных суток (приблизительно одни лунные сутки), максимальная—90 земных суток. Рабочее напряжение систем аппарата — 29 в. Панель с солнечными элементами площадью 0,84 м2 несет 3960 солнечных n—р элементов, покрытых тонкими листами зеркального стекла; размер элемента 1,2 Х 1,2 см, толщина—0,45 мм. Элементы сгруппированы в 792 отдельные секции и соединены по последовательно-параллельной схеме, исключающей возможность обесточивания систем при выходе из строя одного элемента. Максимальная мощность в полете при полном освещении Солнцем — 89 вт, на Луне при температуре 60° С — не менее 77 вт, а при температуре 115° С—не менее 57 вт. Удельная мощность— 120,7 вт/кГ, к. п. д. преобразования энергии—8,2%. Панель сотовой конструкции изготовлена из алюминиевого сплава, ориентация ее на Солнце обеспечивается устройством ASPP с точностью до нескольких градусов. Вес панели с солнечными элементами и ASPP—4,8 кГ. Панель с солнечными элементами расположена в верхней части аппарата на специальной штанге. При старте панель сложена и раскрывается после выведения аппарата на траекторию полета. Основная химическая серебряно-цинковая батарея обеспечивает энергопитание систем аппарата до ориентации на Солнце панели с солнечными элементами, а также в те периоды, когда необходима пиковая мощность. Батарея состоит из 14 серебряно-цинковых элементов, подзаряжаемых солнечными элементами. Емкость батареи 3800 а-ч при разрядном токе 1,0 а, обеспечиваемое напряжение—22 в в диапазоне температур от 4 до 60° С. Вспомогательная серебряно-цинковая батарея предназначена для использования в те периоды, когда необходима пиковая мощность, она не подзаряжается от солнечных элементов, размещена в герметичном контейнере, изготовленном из магния, емкость батареи 800—1000 а-ч. Регулятор зарядного тока батареи и регулятор повышения напряжения предназначены для регулирования работы системы энергопитания. Регулятор зарядного тока батареи соединяет панель с солнечными элементами с основной батареей, обеспечивая передачу энергии в количестве, необходимом для полной зарядки батареи, и поддерживая на выходе батареи постоянное напряжение. В регуляторе имеются чувствительные и логические цепи, которые автоматически включают подзарядку батареи, когда напряжение на клеммах батареи падает ниже 27 в. На вход регулятора повышения напряжения подводится постоянный ток напряжением 17—22,5 в от солнечных элементов, основной батареи или от обоих источников одновременно. На выходе регулятора поддерживается напряжение 29 в, которое подводится к трем главным силовым линиям аппарата. Эти три линии питают все оборудование аппарата, кроме нерегулируемой линии напряжением 22 в, которая обеспечивает питание нагревателей, переключателей, силовых приводов, электронных цепей, не требующих для нормальной работы регулировки напряжения или имеющих свой собственный регулятор.
Радио- и телеметрическое оборудование (71) предназначено для связи с наземными станциями слежения, получения и преобразования телеметрической информации о работе бортовых систем и телевизионных изображений к виду, удобному для передачи, и передачи этой информации, а также для дешифровки команд, поступающих на борт. 2 приемника (один запасной) работают в диапазоне S (2200—3950 Мгц) и могут подключаться на любую из 2-х всенаправленных антенн. 2 передатчика (один запасной) могут подключаться на любую из 3 антенн, установленных на аппарате. Несущая частота передатчиков—2295 Мгц, мощность—0,1 или 10 вт. При мощности 0,1 вт передатчики работают до отделения аппарата от ракеты-носителя, а затем переходят на работу при мощности 10 вт. Метод модуляции КИМ—ЧМ или КИМ—ФМ-(передатчик мощностью 0,1 вт), КИМ—ЧМ или ЧМ (передатчик мощностью 10 вт); 2 всенаправленные антенны имеют низкий коэффициент усиления, через них ведется прием команд с Земли и передача на Землю телеметрической информации. При передаче телевизионных изображений с использованием всенаправленной антенны обеспечивается развертка изображений в 200 строк. Всенаправленные антенны—конические, шарнирно крепятся на стержнях длиной 1,4 м, развертываются после вывода аппарата на траекторию полета выталкивателями, работающими от пиропатрона, и выводятся в рабочее положение торсионными пружинами. Многодипольная широкополосная плоская остронаправленная антенна с большим коэффициентом усиления используется для передачи телевизионных изображений, обеспечивая развертку изображений в 600 строк. Ориентация антенны на Землю, как и панелей с солнечными элементами на Солнце, обеспечивается устройством ASPP. Декодирующее устройство командной радиолинии рассчитано на обработку 256 команд в обоих направлениях (команды типа «включено—выключено»), а также команд, управляющих временным интервалом работы системы. Любая команда проверяется в центральном блоке декодирования команд; если структура команд неправильна, то команда не проходит, а сигнал отправляется обратно на Землю. Факт приема команды подтверждается передачей соответствующего сигнала на Землю; после этого команда поступает в блок декодирующего устройства, где переводится из двоичного кода в форму, удобную для выполнения соответствующей команды. Телеметрическая система обеспечивает передачу данных о 200 различных параметрах; скорость передачи — 17,2; 137,5; 500; 1100 (при использовании всенаправленной антенны) и 4400 бит/сек (при использовании остронаправленной антенны). Получение большинства телеметрических данных (температура, напряжение, сила тока, давление и т. п.) обеспечивается блоком обработки телеметрии или вспомогательным блоком обработки сигнала. Ни один из 200 регулируемых телеметрических параметров не передается непрерывно; в блоке обработки телеметрических сигналов имеются 4 переключателя, с помощью которых можно последовательно передавать определенные сигналы. Использование переключателей определяется видом и количеством информации, которую нужно передавать на разных этапах работы сиcтемы. Каждый из переключателей может быть включен в работу в любое время. После блока обработки телеметрических параметров коммутированные сигналы аналого-цифровым преобразователем переводятся с центрального блока обработки сигналов в десятичную систему и затем поступают на вход передатчика. Телевизионные сигналы поступают на вход передатчика в том случае, если передатчик работает на полную мощность. Для получения информации о работе оборудования установлены датчики температуры, тензодатчики для оценки реакции верньерного двигателя на команды системы управления, датчики ударной нагрузки в момент посадки аппарата, акселерометры для измерения вибрации элементов конструкции. Вспомогательный блок обработки телеметрических сигналов снабжен двумя дополнительными телеметрическими коммутаторами. Процесс обработки информации происходит таким же образом, как и в блоке обработки телеметрических сигналов.
Система управления полетом и ориентации аппарата (7,20). Первоначально аппарат Surveyor после выхода на траекторию полета предполагали ориентировать относительно Солнца по командам наземных станций слежения системы DSIF. Расчеты показали, что для захвата аппарата станцией слежения может потребоваться до 60 мин., а за это время у неориентированного относительно Солнца аппарата может нарушиться тепловой режим. Поэтому было принято решение использовать автономную систему ориентации относительно Солнца, вторым опорным светилом выбрана звезда Канопус (а Киля). Преимуществом ориентации по Солнцу и Канопусу является возможность надежного определения положения аппарата при его запуске в полнолуние. Запуск в полнолуние важен для работы телекамеры, так как в этом случае будут получаться изображения хорошо освещенной поверхности. Если аппарат ориентировать по Солнцу и Земле (как аппарат Ranger), то при запуске в полнолуние угол между направлением на Солнце и направлением на Землю будет слишком мал для обеспечения надежной ориентации. Основной солнечный датчик состоит из 5 фотоэлементов на CdS, в системе используется также вспомогательный солнечный датчик. Перед захватом Канопуса производится захват Солнца. Реактивные сопла разворачивают аппарат таким образом, чтобы датчик Канопуса был направлен на звезду, при этом ось крена аппарата остается неподвижной. Блок электронного оборудования включает цифровой программный механизм, коммутационное и переключающее устройства, логический преобразователь и преобразователь вида регистрации данных для радиовысотомера и доплеровского радиолокатора. Поступающая от датчиков информация проходит через логическую цепь в блоке электронного оборудования управления полетом, где по этой информации вырабатываются сигналы, управляющие работой реактивных сопел, тормозного и верньерных двигателей. От датчиков Солнца в блок поступает информация об освещенности их чувствительных элементов, на основании этой информации в блоке вырабатываются сигналы на включение соответствующих реактивных сопел и такой разворот аппарата, чтобы датчики были направлены на Солнце. Инерциальный блок используется для управления полетом, если для выполнения коррекции и осуществления посадки не могут быть использованы оптические датчики; переключение на инерциальный блок—автоматическое, блок использует три гироскопа и акселерометр. Сигналы с гироскопов, проходя через блок электронного оборудования управления полетом, включают соответствующие реактивные сопла, изменяющие или поддерживающие требуемое положение аппарата. На этапе посадки аппарата инерциальный блок управляет работой верньерных двигателей, изменением их тяги по каналам курса и тангажа и поворотом двигателя по каналу крена. Величиной суммарной тяги двигателей управляет акселерометр. Разработчик аппаратуры инерциальной системы ориентации—Кеагfott Div. Доплеровский радиолокатор (AMR-Altitude/Marking Radar—радиолокатор, регистрирующий высоту), предназначен для измерения расстояния до Луны на подлетном участке и выдачи сигналов на бортовые устройства; программа работы радиолокатора дана в типовой программе. Разработчик радиолокатора Ryan Aeronautical Co. Радиолокационный альтиметр (радиовысотомер) предназначен для измерения расстояния до Луны после прекращения работы радиолокатора AMR. Доплеровский радиолокатор (доплеровский датчик скорости) начинает работать, как и альтиметр, после включения РДТТ. Радиолокационный альтиметр в сочетании с доплеровским радиолокатором получил обозначение RADVS (Radar Altimeter and Doppler Velosity System — система радиолокационного альтиметра и доплеровского измерителя скорости). Разработчик RADVS — Ryan Aeronautical Co.
Рис. 18. Панорамная телевизионная камера.
1— кожух; 2 — электродвигатель для поворота зеркала 7 по азимуту; 3 — объектив с изменяемым фокусным расстоянием; 4 — потенциометр; 5—затвор; 6—преобразователь; 7 — зеркало; 8 — устройство для поворота зеркала по углу места; 9—диск со светофильтрами; 10 — потенциометр; 11— видикон; 12 — радиатор видикона; 13 — электрический разъем.
Параболические антенны радиолокационного альтиметра и доплеровского радиолокатора излучают по два луча каждая. Лучи 1, 2 и 3 могут излучаться по вертикали или по направлению скорости полета, луч 4 обеспечивает измерение высоты над поверхностью или наклонной дальности. Лучи 1, 2, 3 используют эффект Доплера, дают информацию о скорости снижения. Данные о высоте и скорости снижения поступают в блок гироскопов и логическую схему, где вырабатывается сигнал управления верньерными двигателями. Управляющие реактивные сопла обеспечивают управление положением аппарата с момента отделения от II ступени ракеты— носителя до включения тормозного двигателя. 3 пары сопел размещены попарно (противоположно направлены) на концах посадочных опор; тяга каждой пары сопел по 14 г. У каждой пары сопел имеется свой селеноидный клапан включения. Одна пара сопел управляет движением аппарата в горизонтальной плоскости, сообщая аппарату вращательное движение, две другие пары—по каналам тангажа и курса. Рабочим телом служит сжатый азот весом 2 кГ, размещенный в сферическом баллоне.
Телевизионное оборудование предназначено для получения телевизионных изображений лунной поверхности в районе посадки. Панорамная телевизионная камера (7, 20) (рис. 18) предназначена для получения изображений после посадки аппарата на поверхность Луны. Вертикальное сканирование камеры обеспечивается подвижным эллиптическим зеркалом, горизонтальное — поворотом головки камеры. Шаг поворота зеркала 3°±0,°1—по-азимуту и 2°,48'±0°,1—по высоте. При наклонах зеркала и поворотах его в поле зрения камеры попадает часть посадочной опоры аппарата и другие элементы конструкции. Расстояние камеры до посадочной опоры составляет 2,4 м. Наводка на резкость от 1,2 м до    осуществляется по командам с Земли. Установка диафрагмы производится по командам с Земли или автоматически в зависимости от уровня освещенности. Фокусное расстояние переменное и может регулироваться, диафрагма может изменяться от 4 до 22. Разработчик объективов с изменяемым фокусным расстоянием — Bell and Howell Co. Шторка затвора расположена в фокальной плоскости. При необходимости по командам с Земли можно обеспечивать любую длительность экспозиции. При слишком большой освещенности (при изменении площади обзора камеры, угла поворота зеркала или величины диафрагмы высоты Солнца) блокирующее устройство по команде через чувствительный элемент препятствует открытию затвора. Этот же чувствительный элемент управляет автоматической установкой диафрагмы; по команде с Земли действие чувствительного элемента может быть заблокировано. В таблице 6 приведены характеристики панорамной телекамеры.
Таблица. 6
Фокусное расстояние объектива, мм Разрешающая способность Угол обзора, град Сканирование Глубина резкости объектива, м Длительность экспозиции, м/сек
(в автомат. режиме)
угловая, мрад линейная, мм вертик., град гориз., град
25
100
2
0,5
19
6.3
6,4
25,4
(+40) -- (-60) 360 от 1,2
до ∞
150
Камера снабжена нейтральным и 3-цветными (красный, синий, зеленый) светофильтрами, смена которых осуществляется по командам с Земли. Камера может обеспечивать получение удовлетворительных изображений при освещенности 2 лк. Передающей трубкой является видикон с электростатической фокусировкой и магнитным отклонением.
В таблице 7 приведены режимы передачи телевизионных изображений.

Таблица 7
  Передача изображений через антенну

остронаправленную

всенаправленную

развёртка строк 600 200
полоса видеосигнала, кгц 220 1,2
периодичность получения изображений, сек 3,6 60,8
Скорость передачи изображений, дв.ед.в сек

4400

Время передачи 

одного снимка, сек 1,1
между передачей двух снимков, сек 2,5

Камера имеет три режима работы. При работе в первом режиме (изображения с разверткой 600 строк) камера работает с периодом 3,6 сек. В течение 1 сек. происходит считывание; 0,2 сек. используется для экспозиции (одновременно передается телеметрическая информация о положении зеркала и о температуре окружающей среды); 2,4 сек. используются для подготовки фотокатода видикона и записи следующего кадра. Во втором режиме (изображения с разверткой 200 строк) камера работает с периодом 60,8 сек.
Третий режим используется при съемках звездного неба и поверхности Луны, освещенных светом, отраженным от Земли. При этом видикон работает в режиме накопления. «Подлетная» телевизионная камера предназначалась для получения изображений лунной поверхности на участке подлета аппарата к Луне. Включение камеры предусматривалось только в том случае, если аппарат вследствие неудачной коррекции пройдет мимо Луны (на аппарате Surveyor I «подлетная» камера не включалась).
Система терморегулирования (7,20) обеспечивает поддержание заданного температурного режима бортовых систем аппарата. Терморегулирование оборудования, установленного в контейнерах А и В и вне их, осуществляется активными и пассивными средствами. В контейнере А температура должна поддерживаться в пределах 4—52° С, система терморегулирования контейнера весит 11,3 кГ. В контейнере В температура должна поддерживаться в пределах —18— +52° С, система терморегулирования контейнера весит 8,2 кГ. Толщина внешней стенки контейнеров, изготовленных из алюминиевых сплавов, равна 0,5 мм. Между внешней и внутренней стенками обоих контейнеров проложена теплоизоляция из 75 листов майлара с алюминиевым покрытием; толщина одного слоя 6 μ, общая толщина около 25 мм. Снаружи контейнеры облицованы пластинками зеркального стекла. При падении температуры ниже указанного предела включаются установленные в контейнерах нагреватели, при повышении температуры полки, на которых смонтировано оборудование, подключаются к радиаторам, отводящим тепло. В обоих контейнерах имеются датчики температуры, показания которых по телеметрическим каналам передаются на Землю, и блоки нагревателей для поддержания температуры в заданных пределах. В контейнерах установлены термовыключатели, которые в случае повышения температуры более 52° С автоматически срабатывают и отводят часть тепловой энергии к радиатору, в контейнере А установлено 9, в контейнере В - 6 термовыключателей. Для обогрева оборудования используется около 3 вт мощности системы электропитания. Терморегулирование оборудования, не заключенного в контейнерах, обеспечивается его окраской или полировкой. Цвет аппарата — белый.
Слежение и связь с аппаратами Surveyor осуществлялась станциями системы DSIF. В сеть станций системы DSIF входили: комплекс «Пионер» в Голдстоуне, включающий 2 станции с антеннами, имеющими отражатели диаметром 64 и 26 м; станция «Марс» в Голдстоуне с диаметром отражателя антенны — 64 м, использовавшаяся как вспомогательная к комплексу «Пионер»; станция в Робледо-де-Чавела (Испания, в 46 км к северо-западу от Мадрида) с диаметром отражателя антенны 26 м; станция в Крюгерсдорпе (ЮАР, в 32 км к западу от г. Иоганнесбург) с диаметром отражателя антенны 26 м; станция в Айленд — Лагун (Австралия, полигон Вумера) с диаметром отражателя антенны 26 м; станция в Тидбинбилла (Австралия, близ г. Канберра) с диаметром отражателя антенны 26 м. Станции системы DSIF имеют передающую частоту 2110—2120 Мгц, приемную—2290—2300 Мгц. Станции образуют пары, разнесенные примерно на 120° по долготе с некоторым перекрытием углом обзора, что дает возможность непрерывной связи с аппаратом, причем он находится одновременно в пределах видимости 2 станций одной пары. Руководство работой станций, управление аппаратами и все необходимые расчеты проводились координационно-вычислительным центром SFOF (Space Flight Operations Facility—Центр по обслуживанию космических полетов) в г. Пасадене (шт. Калифорния), созданным и подчиненным Лаборатории реактивного движения. В задачи SFOF входят контроль работы бортовых систем, определение параметров траектории полета, расчет уставок для маневров и контроль их выполнения, прием научной информации, управление работой научных приборов. В соответствии с назначением SFOF персонал КВЦ был разбит на баллистическую, телеметрическую и группу управления. В отдельные моменты в слежении и управлении аппаратом участвовало до 300 человек. Телеметрические данные от аппаратов поступали на станции по 500 каналам. Центр SFOF имеет, в частности, аппаратуру для реконструкции телевизионных изображений, передаваемых построчно, и аппаратуру для их экспресс-анализа. (75)
3. Космический аппарат Surveyor II (Surveyor В)
Цель запуска и назначение аппарата такие же как у аппарата Surveyor I. Запуск SC-2 аппарата произведен 20 сентября 1966 г. в 12 час. 32 мин. (расчетное время—11 час. 56 мин.) со стартового комплекса № 36 В м. Кеннеди ракетой—носителем Atlas-Centaur AC-7. Азимут запуска — 114,4°. «Окном» для запуска 20 сентября было время с 11 час. 56 мин. до 12 час. 33 мин. Полет ракеты-носителя проходил по программе, близкой к расчетной. Аппарат был выведен непосредственно на траекторию полета к Луне без предварительного вывода на промежуточную орбиту. После выхода аппарата Surveyor В на траекторию полета к Луне он получил название Surveyor II, по международной системе обозначение 1966—84А. Согласно расчетам, проведенным после вывода аппарата на траекторию полета, без коррекции траектории он достиг бы Луны в 141 км от расчетной точки. Потребная величина корректирующей скорости для компенсации промаха и обеспечения продолжительности полета составляла 1,2 м/сек, только для компенсации промаха—также 1,2 м/сек. Перед проведением коррекции аппарат был ориентирован поворотами по крену на 75° и по рысканию на 110°. Через 16 час. после запуска, когда аппарат находился на расстоянии 163 000 км от Земли, была предпринята попытка провести коррекцию траектории (предусматривалось включение 3 ЖРД на 9,8 сек. для уменьшения скорости на 9,6 м/сек); один из двигателей (№ 3) не включился и аппарат начал беспорядочно вращаться со скоростью 60—70 об/мин. Попытка стабилизировать аппарат соплами системы ориентации окончились неудачей. Через 2 часа после первой попытки была дважды подана команда на включение двигателей, однако двигатель № 3 снова не запустился (включением всех двигателей на 2 сек предполагали стабилизировать аппарат). В условиях беспорядочного вращения аппарата панель с солнечными элементами потеряла ориентацию на Солнце и для питания бортового оборудования были включены химические батареи. Позже проведено еще 5 включений верньерных двигателей длительностью по 0,5 сек с интервалами 5 мин., но двигатель № 3 ни разу не включился. Всего было предпринято 38 попыток включить 3 двигателя, но при этих попытках двигатель № 3 ни разу не срабатывал. Многочисленные включения увеличили скорость вращения аппарата до 136—146 об/мин. 22 сентября в 9 час. 36 мин. 30 сек. с целью стабилизации аппарата был включен тормозной РДТТ, который снизил скорость вращения аппарата до 116 об/мин, а через 30 сек после включения РДТТ связь с аппаратом была потеряна. 23 сентября в 3 час. 18 мин. аппарат упал на Луну в районе, расположенном к юго-востоку от кратера Коперник (координаты точки падения: 5°30' с.ш. и 12° з. д.). Полет аппарата от момента старта ракеты-носителя и до падения на Луну продолжался 62 час. 46 мин.(16,60)
Расчетная программа выведения аппарата на траекторию полета к Луне, проведения коррекции и посадки на поверхности Луны аналогичны программам для аппарата Surveyor I (2). Аппарат должен был совершить посадку в районе Центрального залива в точке с селенографическими координатами 0,00° и 0,67° з. д., примерно в 1200 км к востоку от места посадки аппарата Surveyor I. Для обеспечения посадки в этом районе аппарат должен сближаться с Луной при угле между вектором скорости и местной вертикалью, равном 23°. Этот район является пятым из девяти, сфотографированных аппаратом Lunar Orbiter I (61). Через несколько часов после посадки и передачи панорамной телекамерой первых изображений с разверткой 200 строк должны были включиться ЖРД для перемещения аппарата над поверхностью на 30 см. Предусматривалось проведение съемки панорамной камерой места посадки аппарата, передача телевизионных изображений с разверткой 600 строк или повторное включение ЖРД с целью нового перемещения аппарата над поверхностью Луны.
Конструкция и состав бортового оборудования аппарата такие же, как у аппарата Surveyor I. (2). Суммарный вес аппарата (при отделении от II ступени) —999,7 кГ, при падении на Луну—292,1 кг. (15).

4. Космический аппарат Surveyor III (Surveyor С)

Основная цель запуска (56) —доставка аппарата на Луну с осуществлением мягкой посдаки, получение телевизионных изображений в районе посадки и определение характеристик лунного грунта с помощью специального устройства. При этом запуске продолжалась отработка систем ракеты-носителя и бортовых систем аппарата. Запуск SC-3 аппарата произведен 17 апреля 1967 г. в 7 час. 05 мин., со стартового комплекса № 36В м. Кеннеди ракетой-носителем Atlas—Centaur AC-12. Это был первый запуск ракеты-носителя Atlas—Centaur с аппаратом Surveyor со стартового комплекса № 36В и первый запуск, произведенный ночью (2 час. 05 мин. по местному времени). Азимут запуска— 100,81°. Полет ракеты-носителя проходил по программе, близкой к расчетной. При запуске программой полета предусматривалось проведение, впервые при запусках аппаратов Surveyor, повторного включения двигателей II ступени. Согласно программе II ступень с аппаратом вышла на круговую орбиту высотой 166 км и обращалась по ней 22 мин, после повторного включения двигателей она вместе с аппаратом перешла на траекторию полета к Луне. В 7 час. 40 мин. аппарат отделился от II ступени. После выхода аппарата Surveyor С на траекторию полета к Луне он получил название Surveyor III, по международной системе обозначение 1967— 35А. В 16 час. 30 мин. была завершена ориентация аппарата по Солнцу и Канопусу. 18 апреля в 5 час., когда аппарат находился на расстоянии 187000 км от Земли, была осуществлена коррекция траектории. Верньерные двигатели проработали 4,3 сек, обеспечив расчетное приращение скорости 3,57 м/сек. Без коррекции аппарат достиг бы Луны в 468 км от расчетной точки в восточной части Океана Бурь. Потребная корректирующая скорость для компенсации промаха и обеспечения требуемой продолжительности полета составила 6,1 м/сек, только для компенсации промаха—3,9 м/сек. 20 апреля в 0 час. 04 мин. 17 сек. аппарат совершил посадку в пограничном районе Моря Познанного и Океана Бурь в точке с селенографическими координатами 2°56' ю. ш. и 23°20 з. д. в 3,8 км от расчетной точки (3,33° ю. ш. и 23°17'з. д.). Место посадки аппарата находится в 610 км к востоку от места посадки аппарата Surveyor I. Полет аппарата от момента старта ракеты — носителя до посадки на Луну продолжался 64 час. 59 мин. 17 сек. (1,56). Вектор скорости аппарата при сближении с Луной составлял угол 25,6° с местной вертикалью, а скорость в момент контакта с поверхностью Луны равнялась 2,1 м/сек. Верньерные двигатели, выключаемые по сигналу радиолокационного альтиметра на высоте 4,2 м от поверхносчи Луны, не выключились. Вероятной причиной этого явилось то, что луч радиолокационного альтиметра попал на породы лунного грунта с отражающей способностью значительно более высокой, чем ожидалось. Луч многократно отразился от поверхности и в результате поступления противоречивых сигналов логика аппарата начала работать в нерасчетном режиме и заставила сработать устройство для размыкания цепи радиолокационного альтиметра. В результате этого аппарат дважды подскочил, прежде чем установился на поверхности Луны. Двигатели были выключены по команде с Земли при повторном подскоке. Высота первого подскока—10,7 м, горизонтальная составляющая скорости в верхней точке — 0,3 м/сек, высота второго подскока — 4,3 м, горизонтальная составляющая скорости в верхней точке при втором подскоке — 0,3 м/сек расстояние между первой и второй точками касания Луны — 8,5 м. Аппарат опустился на внутренний восточный склон кратера диаметром 195 м и глубиной 15 м с углом наклона места посадки 14,7° примерно на середине длины склона кратера. В дальнейшем погружение аппарата в грунт не зарегистрировано (50,51).
После посадки аппарата произведена ориентация остронаправленной антенны на Землю, а панели с солнечными элементами — на Солнце. Через 60 мин. после посадки началась передача телевизионных изображений, переданные на Землю сигналы оказались более слабыми, чем ожидалось, На первых одиннадцати полученных изображениях видны части аппарата и поверхность под ним. К 20 апреля, за 12 час. пребывания аппарата на Луне, было получено 382 снимка с разверткой 200 и 600 строк. По телеметрическим данным, полученным непосредственно после посадки аппарата, был сделан вывод, что система энергопитания не обеспечивает достаточной мощности и активное существование аппарата на Луне будет ограничено 18-ю часами. Поэтому было принято решение немедленно начать эксперименты с выносным механизмом; однако оказалось, что телеметрические данные ошибочны, и система энергопитания обеспечивает расчетную мощность. Так как стенки кратера отражали солнечные лучи, то аппарат быстро нагревался и камеру приходилось часто выключать для охлаждения (максимально допустимая температура камеры 46° С, хотя в дальнейшем удавалось получать снимки при температуре камеры до 68° С) Качество снимков с разверткой 600 строк было хорошим, хотя некоторые снимки имели пятна из-за загрязнения зеркал лунной пылью или продуктами сгорания топлива верньерных двигателей. К 22 апреля было принято 1610 снимков с разверткой 600 строк и 53 снимка с разверткой 200 строк. 21 апреля проведено первое функциональное испытание ковша — захвата. Из сложенного полетного положения это устройство приведено в рабочее положение подрывом пиропатрона механизма крепления. Затем выносной механизм совершил повороты в горизонтальной и вертикальной плоскостях, а также выпуск и сокращение его без контакта е грунтом. 22 апреля начался эксперимент с применением выносного механизма, наблюдение за ходом эксперимента проводилось камерой.
Вначале ковш был опущен на поверхность с закрытой заслонкой и прижат к грунту с максимальным усилием. После его подъема на снимке была зафиксирована образованная ковшом вмятина в грунте. Затем была прорыта первая канавка шириной около 5 см. Ее стенки на снимке выглядели правильными, хорошо сформированными, без признаков осыпания. Далее прорыта вторая канавка такой же ширины, глубина которой была увеличена двумя дополнительными проходами до 17 см., а длина составила 38 см. В связи с ростом температуры лунной поверхности в этот период дальнейшие операции с этим устройством возобновлены утром 26 апреля. При этом была сделана попытка захватить ковшом кусок породы со дна второй канавки, но при закрытии заслонки он, по-видимому, разрушился. Захваченный ковшом материал перенесен в точку под опорой одной из посадочных ног аппарата и высыпан на ее верхнюю поверхность. 27 апреля проведено два дополнительных испытания несущей способности грунта и выкопана третья канавка вблизи одной из посадочных ног аппарата. Во время последней операции сделано 26 снимков, по одному снимку после каждого из 26 двухсекундных ходов сокращения выносного механизма, которые составили один полный ход прорытия канавки. 28 апреля ковшом был захвачен небольшой кусок породы, перенесен в район над опорой посадочной ноги аппарата, на которую ранее было высыпано некоторое количество грунта, а затем сброшен. Далее осуществлены операции по расширению третьей канавки и проведено еще одно определение несущей способности грунта. 29 апреля шесть раз определялась ударная несущая способность грунта—удары по грунту ковшом с закрытой заслонкой. Получены снимки следов этих воздействий. 30 апреля осуществлены три статических и четыре динамических определения несущей способности грунта. 1 мая ковшом поднят небольшой камень и с использованием красного, голубого и зеленого фильтров телекамерой получены его снимки. Затем осуществлено три дополнительных прохода по второй канавке и четыре динамических эксперимента со сбросом на грунт ковша с открытой заслонкой. 2 мая выкопана четвертая канавка и осуществлено три ударных сбрасывания—два с открытой и одно с закрытой заслонкой. Всего ковшом-захватом проделано 4 канавки: 1-я имела глубины 7,5 см, длину— 38 см; 2-я—глубину 17 см, длину—38 см; 3-я—глубину 19 см, длину—60 см; 4-я—глубину 12,7 см, длину—25 см.
Проведено 6 экспериментов по определению статистической и 17 экспериментов по определению динамической несущей способности грунта. Всего в ходе работы с выносным механизмом с Земли подано 5879 команд, устройство функционировало в течение 18 час. 22 мин. За время работы выполнено 1898 различных движений. Суммарное время работы мотора ковша составило 42 сек., мотора разворота по азимуту—27 сек., мотора подъема—5 мин. 56 сек., мотора сокращения выносного механизма — 23 мин. 48 сек. При проведении эксперимента с ковшом-захватом было обнаружено, что на какое-то время вышел из строя прибор управления объективом камеры по азимуту. В связи с этим пришлось установить ковш-захват в такое положение, чтобы он попал в объектив камеры вместо того, чтобы перемещать камеру так, чтобы ковш-захват оказался в ее поле зрения. Однако позднее прибор управления по азимуту начал действовать снова. 2 мая эксперименты с выносным ковшом-захватом закончились, т. к. тень от аппарата стала затруднять наблюдение за проведением экспериментов. То обстоятельство, что аппарат совершил посадку на склоне кратера и его вертикальная ось оказалась под углом 14,7° к вертикали, значительно расширило сферу действия камеры. Это дало возможность 24 апреля полу-

тут из книги негодяи выдрали 1 лист. Позор им! Если книга есть у кого-нибудь, сканируйте и заполните дыру (стр 101-102)-Хл.

-механизм с ковшом-захватом вместо устанавливавшейся на первых аппаратах Surveyor «подлетной» телекамеры (на последующих аппаратах «подлетная» камера также не устанавливалась). Установлена дополнительная (вторая) неподзаряжаемая серебряно-цинковая батарея емкостью 800 а-ч для использования в периоды пиковых нагрузок. У посадочной ноги № 1 установлены 2 плоских бериллиевых зеркала размером 25 х 23 см и 23 x 9 см для получения камерой изображения участка, находящегося под аппаратом. В телеметрической системе дополнительно установлены 2 коммутатора, установлен ряд датчиков для увеличения объема телеметрической информации о работе верньерных двигателей, об ударных нагрузках при посадке аппарата и вибрации при работе тормознога РДТТ. Модифицировано устройство ASPP. Суммарный вес аппарата (при отделении от II ступени) — 1035 кГ, после посадки—281,2 кГ, вес собственно телекамеры—7,7 кГ (1).

Рис. 21. Схема возможных перемещений ковша—захвата 
(пунктиром обведен участок, где может производиться рытье грунта).

Выносной механизм с ковшом-захватом (20, 29, 56) предназначен для изучения характеристик лунного грунта. На рис. 20 показан кронштейн с ковшом-захватом. Механизм разработан к изготовлен Hughes Aircraft Со, его вес—8,2 кГ. В состав механизма входят миниатюрный ковш, напоминающий по конструкции ковш экскаватора, и складывающаяся гapмошкой стрела, на которой ковш жестко закреплен. Ковш снабжен заслонкой, открывающейся и закрывающейся по командам с Земли. При поднятой заслонке открывается острая передняя горизонтальная кромка ковша, идущая по всей его ширине. Если заслонка опущена на ковш, то его передняя сторона становится плоской поверхностью площадью около 6,3 см2. Кинематическое устройство позволяет бросать ковш с высоты на грунт или подтягивать его по грунту к аппарату. Связанные с ковшом тензометры, потенциометры и акселерометры регистрируют усилия (до 90 кГ), необходимые для продвижения ковша и замедления его движения в грунте, а также другие данные, позволяющие определить механические свойства грунта. Один из датчиков установлен на кронштейне (в основном для измерения усилий в вертикальной плоскости), другой—у места крепления металлического троса к ковшу-захвату. К режущей кромке ковша-захвата жестко крепится акселерометр. Раздвижной кронштейн, на котором смонтирован ковш-захват, крепится к каркасу аппарата на высоте 38 см от основания. Крепление кронштейна к каркасу—шарнирное, в том месте, где на аппаратах Surveyor I и II устанавливалась «подлетная» телекамера. Шарнирное крепление позволяет кронштейну складываться и раздвигаться, в результате чего ковш приближается или удаляется от рамы аппарата, и совершать движения в вертикальной и горизонтальной плоскостях, перемещая в этих плоскостях и ковш. Под действием пружины складывающийся кронштейн стремится максимально раздвинуться. В сложенном или частично сложенном положении кронштейн удерживается металлической лентой, один конец которой закреплен, а другой наматывается на вал электродвигателя. По командам декодирующего устройства аппарата электродвигатель наматывает или разматывает ленту, и кронштейн с ковшом складывается или раздвигается. Манипуляции механизма осуществляются при помощи 4 электромоторов; первый электромотор связан с барабаном и обеспечивает раздвижение составного кронштейна, второй обеспечивает поворот кронштейна по азимуту, третий—движение кронштейна в вертикальной плоскости (эти электромоторы расположены на самом аппарате); четвертый — раскрытие и закрытие челюстей ковша (расположен в ковше-захвате). Моторы работают импульсами длительностью 0,1 или 2,0 сек. по командам с Земли от декодирующего устройства. Работу всех четырех электромоторов обеспечивают бортовые химические батареи аппарата при напряжении 22 в.

Рис. 20. Ковш—захват.

Выносной механизм не имеет системы терморегулирования. Во избежание термической деформации конструкции механизм не должен охлаждаться ниже чем до минус 40° С, для этого аппарат должен ориентироваться так, чтобы выносной механизм был обращен на восток к восходящему Солнцу (аппарат совершает посадку вскоре после восхода Солнца в районе посадки). Для лучшего терморегулирования и большей контрастности на лунной поверхности кронштейн и ковш-захват окрашены в голубой цвет. Управляет механизмом только станция слежения системы DSIFa Голдстоуне. В период работы механизма его изображения передаются на Землю телекамерой. Выносной механизм с ковшом захвата может совершать ряд операций: проведение борозд и скребление лунной поверхности для определения прочностных характеристик грунта; захват и перенос образцов лунного грунта для определения сцепляемости отдельных частиц; поднятие образцов грунта для определения их веса; перенос образцов грунта на опору посадочной ноги № 2, которая находится в пределах досягаемости механизма, и сдув грунта струёй сжатого газа из соответствующего реактивного сопла системы ориентации для исследования его сыпучести; перемалывание образцов грунта челюстями ковша-захвата (сила сжатия челюстей 3,6 кГ);. дробление грунта и образцов грунта, перенесенного на опору посадочной ноги № 2, ударами ковша-захвата (сила удара 3,2 кГ); рытье канавок длиной до 63,5 см,. шириной до 30,5 см и глубиной до 46 см. Схема возможных перемещений выносного механизма с ковшом-захватом показана на рис. 21; максимальный вынос ковша— 163 см, угол поворота кронштейна по азимуту—112° (длина дуги поворота около 3 м), площадь лунной поверхности, охватываемая выносным механизмом—2,23 м2, угол подъема кронштейна в вертикальной плоскости — 54°, высота подъема ковша-захвата над поверхностью (принимается горизонтальной)—101 см, глубина опускания ковша-захвата в грунт— 46 см. Входное отверстие ковша—5х10 см. Объем ковша— около 15 см3.
Общие расходы на создание, запуск и обеспечение полета аппарата Surveyor III составили 80 млн. долл.
5. Космический аппарат Surveyor IV (Surveyor D)
Назначение аппарата такое же, как у аппарата Surveyor III. Дополнительная задача — установление наличия магнитных веществ в лунном грунте. Запуск SC-4 аппарата произведен 14 июля 1967 г. в 11 час. 53 млн. со стартового комплекса № 36А м. Кеннеди ракетой-носителем Atlas-Centaur AC-11. Азимут запуска — 103,8°. Полет ракеты-носителя и вывод аппарата на траекторию полета к Луне проходил по программе близкой к расчетной. При запуске повторного включения двигателей II ступени не предусматривалось и аппарат не выводился на промежуточную орбиту, а был непосредственно выведен на траекторию полета к Луне. После выхода аппарата Surveyor D на траекторию полета к Луне он получил название Surveyor IV, по международной системе обозначение 1967—68А. 16 июля в 2 час. 30 мин. проведена коррекция траектории; без коррекции аппарат достиг бы Луны в 174 км от расчетной точки. Потребная корректирующая скорость для компенсации промаха и обеспечения требуемой продолжительности полета составила 2,0 м/сек, а только для компенсации промаха—1,5 м/сек. При движении по скорректированной траектории аппарат должен был совершить посадку на Луну 17 июля в 2 час. 05 мин. На подлетном участке торможение аппарата должно было осуществляться по типовой для аппаратов Surveyor программе. Тормозной РДТТ включился в расчетное время, но за 2 сек. до прекращения работы связь с аппаратом прервалась. Все попытки установить связь с аппаратом после расчетного времени посадки окончились неудачей. Предполагаемая причина неудачной посадки—взрыв РДТТ на последних секундах работы. Координаты места падения аппарата: 0°26' с. ш. и 1°20' з. д. (Центральный залив). Полет аппарата от момента старта ракеты-носителя и до падення аппарата на Луну продолжался около 62 час. 12 мин. Аппарат должен был совершить посадку в Центральном заливе в точке с селенографическими координатами 0,58° с. ш. и 0,83° з. д.
Конструкция и состав бортового оборудования аппарата почти такие же, как у аппарата Surveyor III. Суммарный вес аппарата (при отделении от II ступени) — 1035 кГ, при падении на Луну—376 кГ. Для установления наличия в лунном грунте магнитных веществ и по результатам предыдущих запусков в конструкцию аппарата внесены некоторые изменения. На посадочных опорах установлено 2 стержня, один из них—магнит, другой—из немагнитного материала. Оба стержня находятся в поле зрения камеры и по передаваемым изображениям можно судить о наличии магнитных веществ в грунте. Во избежание ситуации, возникшей при посадке аппарата Surveyor III, когда при многократном отражении от поверхности Луны луча радиолокационного альтиметра не выключились верньерные ЖРД, было отключено устройство для размыкания цепи альтиметра при сближении аппарата с Луной.

6. Космический аппарат Surveyor V (Surveyor E)

Назначение аппарата (69) — осуществление мягкой посадки на поверхность Луны, проведение научных исследований и решение задач по определению химического состава лунного грунта, получение телевизионных изображений поверхности Луны в районе посадки и продолжение изучения радиоотражающих, механических и тепловых свойств поверхности Луны. Запуск SC-5 аппарата произведен 8 сентября 1967 г. в 7 час. 57 мин. со стартового комплекса № 36В м. Кеннеди усовершенствованной ракетой-носителем Atlas- Centaur AC-13 (увеличена емкость топливных баков ступени и повышена суммарная тяга двигателей этой ступени). Азимут запуска 79,5°. «Окно» для запуска было в пределах от 8 сентября до 13 сентября включительно; 8 сентября «окно» для запуска было с 6 час. 39 мин. до 8 час. 30 мин. Полет ракеты-носителя и вывод аппарата на траекторию полета к Луне проходил по программе, близкой к расчетной; вывод аппарата на траекторию полета к Луне осуществлен при повторном включении двигателей II ступени, выведшей аппарат предварительно на промежуточную орбиту, а затем на траекторию полета к Луне. Аппарат совершал полет по промежуточной орбите в течение 7 мин. После выхода аппарата Surveyor Е на траекторию полета к Луне он получил название Suveyor V, по международной системе обозначение 1967-84А. Без коррекции аппарат достиг бы Луны в 47 км от расчетной точки. Потребная корректирующая скорость для компенсации промаха и обеспечения требуемой продолжительности полета доставила 1,2 м/сек, а только для компенсации промаха— 0,6 м/сек. 9 сентября в 1 час. 45 мин., когда аппарат находился на расстоянии 160 000 км от Земли, проведена коррекция траектории полета. Верньерные ЖРД проработали 6 сек. Сразу же после проведения коррекции датчик давления в основном баллоне со сжатым гелием в вытеснительной системе подачи топлива в верньерные двигатели показал, что давление упало до 210 кГ/см2 и продолжало падать (начальное давление в баллоне равнялось 365,6 кГ/см2). Падение давления объяснялось тем, что через неплотно закрывшийся клапан редуктора происходило просачивание гелия в магистраль и далее в топливные баки, а из них он вытекал наружу через предохранительные клапаны, которые автоматически открываются, когда давление в баке превышает 58,4 кГ/см2. Утечка гелия поставила под угрозу осуществление мягкой посадка аппарата на Луну, т. к. не было уверенности в том, что ЖРД включатся на участке спуска. В связи с этим было решено произвести 3 дополнительных кратковременных включения ЖРД в расчете на то, что клапан редуктора закроется после «встряхивания» аппарата. После проведения днем 9 сентября включений, клапан не закрылся; некоторый расход гелия привел к тому, что просачивание его сократилось, а падение давления в основном баллоне составляло около 0,42 кГ/см2 в минуту. Позже, когда давление в основном баллоне и магистралях упало до 56 кГ/см2, предохранительные клапаны закрылись, и стравливание гелия за борт прекратилось. Были проведены расчеты и испытания, чтобы определить, достаточно ли это давление для обеспечения работы ЖРД при мягкой посадке аппарата на Луну. Испытания проводились с использованием аппарата Surveyor F, который в это время находился на мысе Кеннеди и подготавливался к запуску, намеченному на ноябрь 1967 г.; использовались также две модели аппарата Surveyor. Испытания показали, что при давлении 56 кГ/см2 мягкую посадку обеспечить можно, но необходимо изменить программу полета. Имелось два мнения о проведении дальнейших работ с аппаратом: перевести аппарат тормозным РДТТ на геоцентрическую орбиту, не пересекающуюся с Луной, ввиду того, что вероятно, не удастся обеспечить мягкую посадку аппарата на Луну из-за недостаточного давления гелия в основном баллоне или осуществить мягкую посадку аппарата на Луну, обеспечив точное срабатывание ЖРД на участке посадки, изменив программу дальнейшего полета аппарата. Было принято решение попытаться осуществить мягкую посадку аппарата. Включение ЖРД днем 9 сентября привело к тому, что аппарат отклонился от расчетной траектории. Чтобы вернуть аппарат на расчетную траекторию и сбросить излишки топлива, произведено еще 3 дополнительных включения ЖРД: первое—для израсходования излишков топлива и снижения веса аппарата до величины, предусмотренной новой программой полета, второе и третье—для дополнительной коррекции траектории полета и израсходованчя излишков топлива. После проведения этих включений (последнее произошло примерно за сутки до встречи аппарата с Луной) проведены траектории измерения и рассчитана новая программа полета с учетом того, что после значительной утечки гелия возможная продолжительность работы ЖРД стала существенно меньше, чем предусматривалось штатной программой. Первоначально новая программа полета предусматривала, что РДТТ прекращает работу на расстоянии 0,6 км от Луны; если учесть, что отклонение и длительности работы РДТТ на 1 сек. приводит к изменению расстояния от Луны на 2,7 км, то при такой программе отклонение, момента прекращения работы РДТТ на десятые доли секунды могло привести к тому, что встреча аппарата с Луной произойдет при работающем РДТТ, что привело бы к разрушению аппарата. В связи с этим изыскивались возможности максимально продлить работу ЖРД, чтобы окончание работы РДТТ произошло на большем расстоянии от Луны. Испытания и расчеты показали возможность увеличения количества топлива, которое могут использовать ЖРД, с 25,8 до 40,8 кГ без угрозы неустойчивого горения в двигателях (испытания показали, что неустойчивое горение в ЖРД возникает при падении давления гелия в вытеснительной системе подачи до 38,7 кГ/см2). После этих испытаний и расчетов была составлена программа полета, предусматривавшая, что окончание работы РДТТ происходит на расстоянии 1,34 км от Луны. При составлении этой программы возникла проблема выбора момента включения радиолокационных приборов RADVS, управляющих работой ЖРД после окончания работы РДТТ. Эти приборы включаются автоматически при подрыве взрывных болтов, которыми крепится РДТТ к раме аппарата. Однако по новой программе полета РДТТ прекращал работу слишком близко от Луны, и эти приборы могли не успеть получить устойчивый отраженный сигнал. Было принято решение подорвать взрывные болты, крепящие РДТТ, до окончания его работы; в этом случае радиолокационные приборы включались бы на достаточном расстоянии от Луны. Проведенные эксперименты на модели показали, что если будут подорваны взрывные болты, крепящие РДТТ, он будет удерживаться на месте под действием собственной тяги, а по окончании работы отделится. Новая программа была введена в ПВУ. По новой программе полета аппарат должен был совершить посадку на Луну 11 сентября в 0 час 46 мин. в точке с селенографическими координатами 1,45° с. ш. и 23,25° в. д. 11 сентября в 00 час. 44 мин. 38 сек. в соответствии с новой программой радиолокатор AMR на расстоянии около 95 км от Луны выдал команду на включение ЖРД и РДТТ. Двигатели включились через предусмотренный новой программой интервал времени 12,5 сек. В момент включения двигателей аппарат находился на расстоянии 45,7 км (76) от Луны. За 2 сек. до окончания работы РДТТ были подорваны взрывные болты и включились радиолокационные приборы RADVS. РДТТ прекратил работу на расстоянии 1,34 км от Луны, скорость падения аппарата в этот момент составляла 26,8 м/сек. С этого момента управление работой ЖРД, остаток топлива для которых составлял 13 кГ, стало осуществляться по командам радиолокационного альтиметра и доплеровского радиолокатора, которые были включены непосредственно перед прекращением работы РДТТ. ЖРД продолжали работать ло того момента, когда расстояние до поверхности Луны сократилось до 4,2 м. 11 сентября в 00 час. 46 мия. 46 сек. аппарат совершил мягкую посадку на Луну в Море Спокойствиям в точке с селенографическими координатами 1°25' с. ш. и 23°11' в. д., расположенной в 29 км от расчетной точки. Полет аппарата от момента старта ракеты-носителя и до момента посадки продолжался 64 час. 49 мил. 38 сек. (3,31). Аппарат совершил посадку на склон холма крутизной около 20°. Вертикальная составляющая скорости в момент контакта аппарата с поверхностью составляла 3,6 м/сек. Коснувшись поверхности, аппарат имел небольшую боковую составляющую скорости, вследствие чего произошло смещение его на некоторое расстояние, о чем свидетельствуют следы, оставленные опорами шасси аппарата. После посадки аппарата давление в баллоне с гелием составляло примерно 39,1 кГ/см2. (По первоначальной программе, рассчитанной перед запуском, аппарат должен был совершить посадку на юге Моря Спокойствия в точке с селенографическими координатами 1° с. ш. и 24° в. д. Этот район расположен в восточной части зоны, выбранной для посадки лунной кабины корабля Apollo и в 58 км к юго-западу от места падения аппарата Ranger VIII).
Через 75 мин. после посадки началась передача на Землю телевизионных изображений с разверткой 200 и 600 строк. 11 сентября в 15 час. 35 мин. началось изучение химического состава лунного грунта. α-анализатором (31). 12—13 сентября 3 раза были включены ЖРД для выяснения, не будут ли при работе двигательной установки лунной кабины корабля Apollo образовываться воронки в грунте и не поднимается ли облако пыли, которое может затруднить ее посадку и взлет. Двигатели включались не на полную тягу: при первом включении тяга каждого двигателя составляла 7,7 кГ, при втором—9 кГ, при третьем—12,2 кГ. Продолжительность работы двигателей при каждом включении составляла 0,2 сек. (3,10). 17 сентября в районе посадки аппарата наступил лунный полдень, и во избежание перегрева оборудование аппарата было временно выключено. В период с 18—24 сентября бортовое оборудование функционировало до момента наступления лунной ночи в районе посадки. 24 сентября получено несколько снимков, сделанных после захода Солнца при свете Земли, а также снимки солнечной короны. С момента посадки аппарата на Луну и до 24 сентября было получено и передано на Землю 18 006 телевизионных изображений лунной поверхности и окружающего пространства. С наступлением ночи связь с аппаратом прекратилась. 15 октября, после восхода Солнца в районе посадки, связь с аппаратом возобновилась. По показаниям телеметрии все оборудование аппарата было в исправности. 16 октября была подана команда на возобновление передачи телевизионных изображений. Они имели очень низкое качество по-видимому из-за того, что в условиях низкой температуры во время лунной ночи произошло повреждение камеры. 29 октября в районе посадки аппарата наступила лунная ночь и связь с аппаратом прекратилась. 10 ноября в начале наступления лунного дня в районе посадки была сделана попытка возобновить связь с аппаратом. Эта и несколько последующих попыток не увенчались успехом.

Рис. 22. Космический аппарат Surveyor V.
1 — панель с солнечными элементами; 2 — панорамная телевизионная камера; 3 — контейнер с электронным оборудованием; 4 — электронное оборудование. α-анализатора; 5—датчик направления на Канопус; 6— всенаправленная антенна; 7 — опора посадочного шасси; 8 — ЖРД; 9 — баллон с гелием вытеснительной системы подачи топлива в ЖРД; 10 — α— анализатор; 11 — баллон со сжатым азотом для реактивных сопел системы ориентации; 12 — блок разрушающейся сотовой конструкции; 13 — баки с окислителем и горючим для ЖРД; 14 — радиолокационный альтиметр и доплеровский радиолокатор; 15 — остронаправленная антенн

14 декабря вновь удалось установить связь с аппаратом и был проведен эксперимент по приему сигналов от одновременно находящихся на Луне аппаратов Surveyor V и Surveyor VI (об этом эксперименте см. раздел 7 настоящей главы).
Конструкция и состав бортового оборудования аппарата Surveyor V (рис. 22) почти такие же, как у аппарата Surveyor III. Для определения химического состава лунного грунта и по результатам предыдущих запусков в конструкцию аппарата внесены некоторые изменения.
Установлен а-анализатор (64, 66, 68) вместо выносного механизма с ковшом-захватом (рис. 23). α-анализатор предназначен для определения химического состава лунного грунта по рассеянному α-излучению и обеспечивает идентификацию химических элементов с атомным номером более 5. Система детекторов регистрирует наличие в грунте атомов бора, азота, фтора, натрия, магния, алюминия, кремния, фосфора, серы, хлора и калия. Радиация рассеивается ядрами атомов и рассеянные  α- частицы улавливаются двумя детекторами, их энергия и количество измеряется. В  α-анализаторе расположены также четыре детектора для измерения энергии и количества протонов, образующихся вследствие бомбардировки грунта а-частицами. При облучении участка поверхности а-частицы проникают в грунт на глубину 25 μ, облучаемая площадь равна 139 см2. Источником а-частиц служит радиоактивный элемент кюрий-242, имеющий активность не выше 25 мкюри. Источник находится в капсуле, помещенной в контейнер размером 12,7х15,2х15,2 см, прикрепленный к аппарату нейлоновой лентой, с помощью которой опускается на грунт. При проведении анализа дно контейнера открывается. Для отражения солнечных лучей контейнер покрыт слоем золота. Определение состава пород требует 15—20 час. В полете прибор прижат к аппарату. После посадки система проверяется проведением химического анализа материала известного состава, находящегося на борту аппарата. Затем прибор частично опускается для проведения базовых измерений, после чего на нейлоновой ленте опускается до контакта с лунной поверхностью. Прибор состоит из двух блоков измерительной головки, опускаемой на лунную поверхность, и электронно-решающего блока. В измерительную головку входят радиоактивный источник а-частиц, детекторы а-частиц и протонов, электронное устройство и нагреватель. Электронный блок состоит из логических схем дешифратора команд, источника питания и логических схем, необходимых для преобразования различных величин в сигналы для передачи. Электронный блок находится в специальном терморегулируемом отсеке аппарата. Каждое слово двоичного кода содержит девять двоичных единиц, одна из которых—синхронизирующая, семь— несущие сигнал и одна—для проверки четности. Прибор крепится к аппарату кронштейном и скобой, проверка проводится без перевода его в рабочее положение. При подготовке к работе чувствительная головка опускается на поверхность на нейлоновой ленте, прикрепленной к болту с кольцом. Лента намотана на цилиндр с приводом, который раскручивается под действием силы тяжести чувствительной головки и опускает ее на поверхность в несколько приемов. При частичном опускании головки разматывание ленты предотвращает запирающий механизм, частичное опускание происходит за счет вытягивания ленты. Для полного опускания головки запирающий механизм освобождается подрывом пиропатрона по командам с Земли. Общий вес измерительной головки, электронного блока и опускающего устройства— 12,7 кГ.

Рис. 23. α-анализатор. 
Общий вид в рабочем положении на Луне (изображение передано телекамерой)
Установлены выпуклые, а не плоские зеркала, увеличившие площадь обзора телекамеры под аппаратом. Зеркала имеют размеры 25x23 см и 8х24 см. Меньшее зеркало установлено таким образом, чтобы обеспечить наблюдение за а-анализатором (41). На одной из посадочных опор посадочного шасси вертикально установлен магнит, имеющий форму прямоугольного параллелепипеда размером 51х13х3 мм для обнаружения магнитных веществ в лунном грунте и контрольный (ненамагниченный) стержень тех же размеров (рис 24). Магнит и немагнитный стержни установлены так, что попадают в поле зрения камеры Магнит изготовлен из железо-никелево-кобальтово-алюминиевого сплава, контрольный немагнитный стержень—из сплава железа, никеля и кобальта с низкой магнитной проницаемостью. Оба стержня привинчены к монтажной скобе, прикрепленной к опоре. Вес всего устройства 62 Г. Стержни и скоба окрашены в тусклый светло-синий цвет для контраста с темным лунным веществом (31).
Применена усовершенствованная панель с солнечными элементами. Вес панели 3,76 кГ, размеры 1,12x0,76 м (площадь—0,85 м2). Солнечные элементы размером по 10 x 20 x 0.46 мм смонтированы только на одной стороне панели на слоистой подложке толщиной 12,7 мм из алюминиевого сплава с сотовым наполнителем. Номинальная выходная мощность солнечных элементов 22 вт на 1 кГ веса панели. Усовершенствованная панель с солнечными элементами обеспечивает выходную мощность до 85 вт при температуре 60° С и не менее 60,5 вт при температуре 120° С. Телевизионная камера снабжена поляризационным светофильтром, который облегчает определение типа пород на поверхности Луны. Суммарный вес аппарата при отделении от II ступени— 1005 кГ, после посадки—279,4 кГ (69).

Рис. 24. Магнит и контрольный стержень на опоре шасси.
1 — амортизатор ударных нагрузок; 2 — нога шасси; 3 — контрольный стержень; 4 — магнит; 5 — скоба для монтажа магнита и контрольного стержня.

Стоимость запуска и обеспечения полета аппарата составила 60 млн. долл. (31).

7. Космический аппарат Surveyor VI (Surveyor F)
Назначение аппарата такое же, как для аппарата Surveyor V. Запуск SC-6 аппарата произведен 7 ноября 1967 г. в 7 час. 39 мин. со стартового комплекса № 36В м. Кеннеди ракетой-носителем Atlas-Centaur AC-14. Азимут запуска—83°. Полет ракеты-носителя и вывод аппарата на траекторию полета к Луне проходил по программе, близкой к расчетной. Вывод аппарата на траекторию полета к Луне был осуществлен при повторном включении двигателей II ступени, выведшей аппарат предварительно на промежуточную орбиту, а затем на траекторию полета к Луне. Аппарат обращался по промежуточной орбите в течение 13 мин. После выхода аппарата Surveyor F на траекторию полета к Луне он получил название Surveyor VI, по международной системе обозначение 1967—112А. После отделения от II ступени аппарат был ориентирован по Солнцу и Канопусу (захват Канопуса произошел в 15 час. 00 мин.). 8 ноября в 2 час. 00 мин., когда аппарат находился на расстоянии 173 300 км от Земли, была проведена коррекция траектории полета; верньерные ЖРД проработали 10,3 сек. Без коррекции аппарат достиг бы Луны в 126 км от расчетной точки посадки (аппарат должен был совершить посадку в районе радиусом 30 км с центром в точке с селенографическими координатами 0,42° с. ш. и 1,33° з. д. Потребная корректирующая скорость для компенсации промаха и обеспечения требуемой продолжительности полета составила 2,2 м/сек, только для компенсации промаха—1,4 м/сек. 10 ноября в 01 час. 01 мин. аппарат совершил посадку в районе Центрального залива в точке с селенографическими координатами 0°28 с. ш. и 1°29 з. д. Точка посадки находится в 5 км от центра расчетного района прилунения и в 9 км от места падения аппарата Surveyor IV. Скорость аппарата в момент посадки равнялась 4,4 м/сек. При сближении с Луной вектор скорости аппарата составлял угол около 25° с местной вертикалью. Полет аппарата от момента старта ракеты-носителя и до момента посадки продолжался 65 час. 22 мин.(43,58).
Через 50 мин. после посадки началась передача телевизионных изображений. 11 ноября началось определение химического состава лунного грунта α-анализатором: вначале непрерывно, а спустя 18,5 час.—с интервалами 30 мин. в связи с тем, что α-анализатор стал нагреваться Солнцем, высоко поднявшимся над горизонтом. 13 ноября, когда в районе посадки Солнце поднялось на 40° над горизонтом и температура аппарата начала повышаться, временно были прекращены передача телевизионных изображений и определение химического состава грунта, α-анализатор в общей сложности проработал около 27 час. В период с 10 по 13 ноября до прекращения работы аппаратуры было получено около 6 000 телевизионных изображений лунной поверхности. 14 ноября, когда температура на поверхности Луны достигла 120° С, температура α-анализатора приблизилась к критической величине, в то время как температура остального оборудования оставалась в допустимых пределах. Некоторые элементы конструкции, когда Солнце находилось в зените, нагревались до 130°, однако ЖРД в этот период остыли (их затеняла панель с солнечными элементами и остронаправленная антенна). К 17 ноября, до момента проведения эксперимента по перемещению аппарата над лунной поверхностью, на Землю было передано около 14 500 телевизионных изображений. 17 ноября проведен эксперимент по перемещению аппарата над лунной поверхностью.
В 10 час. 32 мин. по команде с Земли были включены ЖРД, которые проработали 2,5 сек при общей тяге 68 кГ. Аппарат оторвался от лунной поверхности, поднялся на высоту 3 м и опустился на расстоянии 2,4 м от места первоначальной посадки. В полете аппарат находился 8,5 сек. В 11 час. 07 мин. снова началась передача телевизионных изображений. Эксперимент по перемещению аппарата предназначался (30, 38) для исследования проблем посадки и старта с Луны, в частности, воздействия истекающей струи на лунный грунт, получения телевизионных изображений следов, оставленных на грунте посадочными опорами аппарата в месте первоначальной посадки, и стереоскопических изображений элементов поверхности (производится съемка одних и тех же элементов поверхности под разными углами). Съемка с двух точек позволяет повысить точность определения расстояния между элементами рельефа поверхности, попавшим в кадр. Часть этих задач увязана с изучением проблемы посадки и старта с Луны лунной кабины корабля Apollo. Эксперимент по перемещению аппарата прошел успешно. На изображениях, переданных после проведения эксперимента, видно место первоначальной посадки аппарата, в частности, следы посадочных опор и воздействия на грунт истекающей струи ЖРД при их включении для проведения этого эксперимента. Включение и работа двигателей не привели к выбросу из лунной поверхности значительного количества грунта. Удалось уточнить расстояние между аппаратом и различными деталями поверхности в месте посадки съемкой их под разными углами. После перемещения и посадки аппарата а-анализатор оказался на грунте в перевернутом положении; средств для установки а-анализатора в нормальное положение на аппарате не предусмотрено. Ввиду того, что перевернутый прибор нельзя было использовать для анализа грунта, с его помощью началась регистрация космических излучений. Эксперимент по перемещению аппарата позволил сделать выводы (30, 38) о том, что во время работы двигательной установки лунной кабины корабля Apollo при посадке и старте с Луны, по-видимому, не будут возникать помехи проведению визуальных наблюдений и наблюдений с помощью оптической аппаратуры и что вымывание грунта истекающей струёй двигателей и выброс его опорами шасси при посадке, по-видимому, не приведет к осаждению частиц грунта на корпусе кабины. После перемещения аппарата Surveyor VI частицы грунта были обнаружены на фотометрической шкале, смонтированной на стержне, несущем одну из всенаправленных антенн аппарата. По-видимому, шкала, находящаяся на некотором расстоянии от корпуса и на высоте 1,2 м над поверхностью Луны, оказалась на пути частиц грунта, выброшенных опорами посадочного шасси аппарата при вторичной посадке. Конструкция лунной кабины корабля Apollo не имеет подобных выступающих элементов. Частицы грунта, выброшенные из поверхности при работе двигателей, были обнаружены также на магнитном стержне, причем немагнитные стержни на соседних посадочных ногах остались чистыми. Воздействие истекающей струи на грунт не приводит к образованию глубоких кратеров. Глубина кратеров, возникших в результате работы ЖРД аппарата Surveyor VI при его перемещении, не превышает нескольких сантиметров, так же как и глубина следов, оставленных опорами на месте первоначальной посадки. После выполнения эксперимента аппарата по перемещению на Землю было передано около 15 000 изображений лунной поверхности, в том числе изображения следов воздействия струи двигателя на грунт при первой посадке и при взлете. На основе изображений, полученных с двух различных точек, специалисты NASA получили трехмерные стереоскопические изображения лунного рельефа, а с помощью фотограмметрических методов были изготовлены детальные топографические карты района посадки аппарата. Специалисты NASA рассматривали вопрос о возможности перемещения 24 ноября аппарата на расстояние до 300 м на склон близлежащего кратера. Этот эксперимент предназначался для решения задач по исследованию проблем посадки и старта с Луны, испытанию радиолокационного оборудования, обеспечивающего мягкую посадку и получению крупноплановых изображений больших камней, находящихся на склоне указанного кратера. Расчеты показали, что запас топлива недостаточен для проведения такого эксперимента. Отказ от его проведения был мотивирован руководителями программы тем, что остаток топлива мог обеспечить перемещение аппарата на небольшое расстояние, в пределах которого не было достаточно интересных элементов рельефа (на расстоянии до 300 м не наблюдалось топографических условий, сколько-нибудь отличающихся от места посадки), а также тем, что руководители программы Apollo обратились с просьбой продолжить съемку (при различном возвышении Солнца над горизонтом) следов, которые оставлены в грунте истекающей струёй ЖРД при первом перемещении аппарата. С момента посадки и до 24 ноября на Землю передано 30 027 телевизионных изображений. Некоторые из снимков использовались для уточнения местонахождения аппарата путем сравнения со снимками Центрального залива, ранее полученными аппаратом Lunar Orbiter IV. 14 декабря была установлена связь с находящимися на Луне аппаратами Surveyor V и Surveyor VI. Эксперимент имел целью уточнить характер либрации Луны. Расстояние между аппаратами составляет около 640 км.
Конструкция и состав бортового оборудования аппарата такие же, как у аппарата Surveyor V. Вес аппарата при отделении от II ступени—1008 кГ, после посадки—297,6 кГ (68).

Космический аппарат Surveyor VII (Surveyor G)

Назначение аппарата—осуществление посадки на Луну, получение телевизионных изображений поверхности Луны в районе посадки и определение характеристик лунного грунта, в т. ч. химического состава и содержания магнитных веществ. В отличие от предыдущих аппаратов Surveyor VII предназначался не для исследований в потенциальных районах посадки лунной кабины корабля Apollo, а для исследований в научных целях вне этих районов. Первоначальными планами посадка аппарата предусматривалась в районах кратеров Коперник, Фра Мауро, Гиппарх, Тихо. Интерес к материковым районам этих кратеров вызван тем, что предыдущие аппараты Surveyor исследовали лунную поверхность только в морских районах экваториальной зоны. Окончательно был выбран кратер Тихо, поскольку по сравнению с остальными тремя районами он дальше отстоит от лунного экватора, вдоль которого располагается зона, выбранная для посадки лунной кабины, и посадка в этом районе позволяет вести съемку при существенно ином угле падения солнечных лучей. Поверхность в непосредственной близости от кратера Тихо отличается крайней неровностью. Исследование выброшенных из кратера пород представляет большой научный интерес, т. к. эти породы в значительно меньшей степени засорены обломками метеоритов.
Запуск SC-7 аппарата произведен 7 января 1968 г. в 6 час. 30 мин, со стартового комплекса № 36В м. Кеннеди ракетой-носителем Atlas—Centaur AC-15. Азимут запуска— 102,9°. «Окном» для запуска в этот день был период с 5 час. 43 мин. до 8 час. 12 мин. Полет ракеты-носителя и вывод аппарата на траекторию полета к Луне проходил по программе, близкой к расчетной. Вывод аппарата на траекторию полета к Луне был осуществлен при повторном включении двигателей II ступени, выведшей аппарат предварительно на промежуточную орбиту, а затем на траекторию полета к Луне. Аппарат обращался по промежуточной орбите в течение 22 мин. После выхода аппарата Surveyor G на траекторию полета к Луне он получил название Surveyor VII, по международной системе обозначение 1968—01А. 7 января в 23 час. 30 мин. была проведена коррекция траектории, ЖРД работали в течение 11,35 сек. Без коррекции аппарат достиг бы Луны в 41 км к северу от расчетной точки посадки. Потребная корректирующая скорость для компенсации промаха и обеспечения требуемой продолжительности полета составила 1,2 м/сек, а только для компенсации промаха—0,3 м/сек.
Программой предусматривалось проведение второй коррекции через 20 час. после первой, однако первая коррекция была успешной и от второй отказались. 10 января в 00 час. 24 мин., когда аппарат находился на расстоянии 1600 км от Луны и сближался с ней под углом 36° к местной вертикали, начался цикл автоматических операций, обеспечивающих посадку. В 01 час. 02 мин. по команде радиолокатора AMR были включены ЖРД и РДТТ, который проработал 40 сек. 10 января в 01 час. 05 мин. аппарат совершил посадку в точке с селенографическими координатами 40°53' ю. ш. и 11°22' з. д., в 2,5 км от расчетной точки и в 25,6 км, к северу от кратера Тихо. Скорость аппарата в момент контакта с поверхностью составляла 3,3 м/сек. Опоры шасси коснулись грунта почти одновременно (с интервалами 50 мсек), нагрузка на опоры составляла 748, 644 и 771 кГ.
Одна из опор оказалась в непосредственной близости от камня высотой 20 см, но даже если бы она попала на него, то, согласно расчетам, аппарат не опрокинулся бы. Аппарат находился на грунте с отклонением от вертикальной оси на 3°, видимый горизонт для камеры составлял 29 км. (44). Полет аппарата от момента старта ракеты-носителя до посадки на Луну продолжался 66 час. 35 мин. (39). Расчетный район посадки представлял собой круг диаметром 20 км с селенографическими координатами центра 40,87° ю. ш. и 11,37° з. д. При запусках предыдущих аппаратов район посадки выбирался с диаметром большим в три раза, уменьшение района посадки аппарата Surveyor VII объясняется тем, что вблизи кратера Тихо местность очень пересеченная. Вероятность успешной посадки в этом районе оценивалась в 40—50%. Выбрать столь ограниченный район позволило то, что предыдущие полеты показали высокую надежность системы коррекции. На случай неудачи при коррекции был предусмотрен запасной район посадки у кратера Фра Мауро с координатами 5° ю. ш. и 13° з. д.
После посадки была произведена проверка работоспособности бортовых систем, а через 42 мин. сделаны первые снимки лунной поверхности с разверткой в 200 строк. Затем были установлены в рабочее положение панель с солнечными элементами и остронаправленная антенна и началась передача снимков с разверткой 600 строк, были переданы снимки звездного неба и Земли. С помощью светофильтров исследовалась поляризация света отраженного сигнала поверхностью Земли, а затем поверхностью Луны (59). Позже начались эксперименты с использованием ковша-захвата. Была вырыта канавка глубиной 0,3 м и собран в кучу грунт для последующего исследования его а-анализатором. При работе ковша-захвата в двух случаях твердый подпочвенный слой препятствовал углублению канавки. Один кусок породы удалось расколоть ударом ковша. На магнитах, установленных на ковше-захвате, было обнаружено некоторое количество магнитных материалов.
Примерно через 8 час после посадки был включен а-анализатор. Первые две операции по анализу образца с известным химическим составом и определению локального фона радиации были проведены удовлетворительно. Калибровка анализатора управляемым электронным датчиком импульсов показала, что анализатор функционировал нормально. Попытка опустить на грунт а-анализатор не удалась из-за заедания нейлоновой ленты, на которой подвешен контейнер с этим прибором. Неисправность удалось устранить тем, что ковш-захват захватил за кромку прибора и начал тянуть его вниз;. 12 января эта операция увенчалась успехом—а-анализатор был опущен на грунт и начато проведение исследований грунта. За этими операциями наблюдали с помощью телекамеры. Исследование первого образца грунта (сравнительно ровный участок неповрежденной поверхности) начат в этот же день. Интенсивность рассеяния частиц от этого образца, а также телевизионные изображения показали, что расстояние от приемника излучений до образца больше стандартного. Для накопления данных от этого образца потребовалось в общей сложности 27,4 часа. Эксперимент проводился в течение 9 суток (до 20 января), причем из-за интенсивного нагрева взошедшего Солнца его пришлось прервать на 6 суток. Начиная с 12 января, когда Солнце поднялось уже высоко над горизонтом, в работе телекамеры стали делать 20—30-минутные перерывы после каждых 20 мин. работы, что предотвращало ее перегрев. Чтобы камера не нагревалась Солнцем и во время интервалов в работе, ее затеняли остронаправленной антенной, а перед каждым новым сеансом передачи телевизионных снимков антенну снова направляли на Землю (28) 20 января произведен эксперимент по облучению аппарата лучом лазера с Земли с регистрацией этого луча телекамерой аппарата (12). Цель эксперимента—изучение проблем лазерной связи, в частности, определение оптимальных условий освещенности на Земле и на Луне, точности нацеливания луча, посылаемого с Земли, изучение влияния земной атмосферы и Солнца на прохождение лазерных лучей. В этом эксперименте использовались шесть телескопов, оборудованных лазерными источниками излучения: 2 телескопа на западном побережье и 4—на восточном побережье США. На западное побережье использовался 60-дюймовый телескоп обсерватории Китт Пик (шт. Аризона) в сочетании с газовым (на аргоне) лазером с мощностью излучения 4 вт, и 24-дюймовый телескоп-рефлектор обсерватории Тейбл Маунтин в сочетании с лазером с мощностью излучения 2 вт. Оба луча были зарегистрированы телекамерой аппарата Surveyor VII, причем луч лазера от 24-дюймового телескопа регистрировался как более яркое пятно на поверхности Земли. Лучи от телескопов, расположенных на восточном побережье, на снимках не были видны.
21 января а-анализатором начато проведение исследований второго образца лунной породы: головка приемника излучений была передвинута на камень размером 5 Х 6 см. Этот камень был виден на полученных телевизионных изображениях до начала этой операции, так как он несколько ярче окружающих его предметов. Время накопления данных от этого образца составило 10,3 час. 22 января началось проведение исследований третьего образца лунной породы: головка приемника излучений была передвинута к разрытой в первые часы после посадки аппарата площадке. Проведенные измерения и полученные телевизионные изображения показали, что исследуемый образец состоит, по крайней мере частично, из материала, который находился под верхним слоем грунта. Данные от этого образца собирались в течение 7 часов до момента захода Солнца. 23 января в 6 час. в районе посадки аппарата наступила первая лунная ночь. После съемки солнечной короны оборудование аппарата было выключено и включены нагреватели. До этого момента камерой было получено около 21 000 изображений лунной поверхности в месте посадки, окружающего пространства и др. (36). 12 февраля через несколько суток после восхода Солнца в районе посадки аппарата станцией слежения в Робледо-де-Чавела была подана команда на включение бортового оборудования, в том числе телекамеры. Через 56 сек. от аппарата поступил ответный сигнал после чего по команде с Земли была несколько изменена ориентация панели с солнечными элементами, чтобы ускорить подзарядку батарей, и начался прием телеметрической информации от датчиков, контролирующих состояние и работу бортового оборудования. 13 февраля началась передача телевизионных изображений. Было дополнительно получено около 40 снимков с разверткой 200 строк. В связи с неисправностью батарей и системы сканирования снимков с разверткой 600 строк получить не удалось. За период лунной ночи одна из стоек шасси осела и аппарат наклонился на 8°,. что позволило произвести снимки тех же участков под другим углом. До наступления следующей лунной ночи (20 февраля) в период 13—20 февраля проведены эксперименты с помощью ковша-захвата и а-анализатора.
Конструкция и состав бортового оборудования аппарата почти такие же, как у аппарата Surveyor V. Дополнительно установлены выносной механизм с ковшом-захватом для изучения механических свойств грунта, аналогичный устанавливавшемуся на аппарате Surveyor III (выносным механизмом с ковшом-захватом возможно проведение операций по определению физико-механических характеристик грунта и перенесение а-анализатора с одного места на другое, что дает возможность проведения химического анализа пород в разных точках места посадки), и три магнита для обнаружения магнитных веществ в лунном грунте: один магнит прямоугольного сечения на опоре шасси, аналогично установленному на аппарате Surveyor IV, и два магнита U-образной формы высотой 1,6 см на нижней поверхности ковша-захвата. Напряженность магнитного поля, создаваемого магнитами, равнялась около 700 э (на предыдущих аппаратах магнит устанавливался только на одной опоре шасси), а-анализатор отличается от а-анализатора, установленного на аппарате Surveyor V: полная интенсивность источника а-частиц увеличена на 70%, а сам источник покрыт слоем углерода, чтобы свести к минимуму перенос радиоактивности при передвижении а-аналнзатора. Повышение интенсивности улучшило отношение сигнала к местному фону радиации. Аппарат Surveyor VII был первым, оснащенным всеми научными приборами, применявшимися до того на отдельных аппаратах Surveyor (рис. 25).

Рис. 25. Научное оборудование на аппарате Surveyor VII.
1 — панорамная телевизионная камера; 2 — выносной механизм с ковшом-захватом; 3 — α-анализатор.

Установлено также дополнительно зеркало, прикрепленное к мачте, на которой смонтированы антенна и панель с солнечными элементами. С помощью этого зеркала были получены стереоскопические пары снимков: один и тот же участок поверхности снимался сначала непосредственно, а потом снималось его отражение в зеркале. На поверхности аппарата имелось семь «пятен» с высокой отражательной способностью, дающих возможность по изменению блеска регистрировать осаждение на поверхности аппарата различных веществ (11). Суммарный вес (17) аппарата при отделении от II ступени—1038 кГ, после посадки на Луну—288,9 кГ.
После аварийных полетов аппаратов Ranger III-V, подвергавшихся термической стерилизации, что, как полагают, послужило причиной их аварий, было принято решение не проводить стерилизацию аппаратов, запускаемых для изучения Луны. Аппараты Surveyor в связи с этим не подвергались стерилизации. Небезынтересны данные по присутствию микроорганизмов на этих аппаратах.
Таблица 8
Наименование
 аппарата
Общая популяция
 микроорганизмов
Surveyor I 5.105
Surveyor II 2.108
Surveyor III 5.106
Surveyor IV 3.106
Surveyor V 9.106
Surveyor VI 9.106

Наличие микроорганизмов на самом аппарате при старте определялось путем экстраполяции результатов, полученных при взятии микробиологических проб на отдельных участках корпуса, а также проб воздуха вокруг аппарата. Была внесена поправка+20% на возможное перенесение микроорганизмов на аппарат с переходника и с головного оттекателя. Данные (10) по популяции микроорганизмов на аппаратах Surveyor на старте приведены в таблице 8.

9. Финансирование программы Surveyor

По предварительным расчетам, стоимость работ по программе Surveyor оценивалась в 496 млн. долл, к началу 1965 г. расходы составили 531 млн. долл. Для изготовления 7 аппаратов Surveyor Лабораторией реактивного движения был заключен контракт в размере 70 млн. долл. с Hughes Aircraft Co. Стоимость создания, обеспечения запуска и полета 7 экспериментальных аппаратов Surveyor составила 563 млн. долл., в т. ч. 3-х отработанных аппаратов— 155 млн. долл. Суммарные расходы на программу Surveyor составили около 750 млн. долл. В таблице 9 приведены распределение бюджетных ассигнований на программу Surveyor и их доля от общих ассигнований NASA на космические исследования (годы указаны финансовые).

Таблица 9
  1962г. 1963г. 1964г. 1965г. 1966г. 1967г. 1968г. 1969г.
Ассигнования на программу Surveyor, млн.долл. 73,9 60,0 70,704 81,814 111,6 79,942 35,6 -
Доля ассигнований в общем бюджете NASA на космические исследования, % 4,112 1,654 1,401 1,583 2,190 1,644 0,797 -

10. Некоторые итоги программы Surveyor

Программа Surveyor имела своей основной целью отработку систем, обеспечивающих мягкую посадку аппарата, получение телевизионных изображений лунной поверхности, изучение физико-химических характеристик грунта в районе посадки. Программа Surveyor начата в 1960 г. и закончена в 1968 г. К стадии работ 1962—1966 гг. примыкала программа создания и отработки специально созданной для запусков аппаратов Surveyor ракеты-носителя Atlas-Centaur. Программой предусматривалось решение ряда новых технических проблем: проведение испытаний двигательной установки, работающей на жидких кислороде и водороде, осуществление повторного включения двигателя. Осуществлено 8 запусков (АС-1-АС-6, АС-8 и АС-9) экспериментальной ракеты-носителя Atlas-Centaur. Были проведены испытания ракеты-носителя и отработка программы вывода аппаратов Surveyor на траекторию полета к Луне, для чего использовались модели аппарата Surveyor. Запуски AC-1, АС-2 и АС-3 предназначались только для отработки систем ракеты-носителя. Повторного включения двигателей II ступени не производилось, но отрабатывались системы повторного запуска двигателей, наземного комплекса, станции-слежения. Первый запуск (АС-1) закончился неудачно. Запуск АС-2 прошел успешно, а АС-3—частично успешно, причем при запуске АС-2 впервые осуществлена работа двигателя на жидких кислороде и водороде. Проведенные запуски дозволили отработать ряд бортовых систем. Основной задачей запуска АС-4 была отработка повторного включения двигателей II ступени, при этом ракета-носитель впервые несла в качестве полезной нагрузки весовой макет аппарата Surveyor. Из-за нарушения работы систем II ступени основная задача не выполнена. При последующих запусках (АС-5, АС-6, АС-8 и АС-9) продолжались испытания систем ракеты-носителя и отработка программы вывода к «воображаемой» Луне динамической модели аппарата Surveyor. Были отработаны ракета-носитель, стартовый комплекс, станции слежения и программа выведения аппарата на траекторию полета к Луне.
На стадии работ 1966—1968 гг. решались научно-технические задачи, имеющие как самостоятельное значение, так и прикладное значение в рамках программы Apollo. Основными задачами являлись доставка и осуществление мягкой посадки аппарата Surveyor на Луну; отработка систем, обеспечивающих мягкую посадку аппарата, получение телевизионных изображений лунной поверхности в месте посадки, проведение исследований в месте посадки (определение механических и физико-химических характеристик грунта к др.). Осуществлено 7 запусков аппаратов Surveyor, из которых 2 закончились неудачей. На первых двух аппаратах научная аппаратура не устанавливалась; они предназначались только для получения телевизионных изображений в месте посадки. На последующих аппаратах устанавливалась как телевизионная, так и специальная научная аппаратура (механизм с ковшом-захватом, α-анализатор, магниты), предназначенная для изучения характеристик лунного грунта. Аппаратами проводились телевизионная съемка — исследование топографии лунного рельефа; определение консистенции, морфологии и структуры грунта; измерение альбедо; фотометрия, колориметрия, поляриметрия; изучение химического состава грунта—определение процентного содержания различных элементов; изучение механических свойств лунного грунта—предельной статической нагрузки, проницаемости, плотности, пористости, величины частиц, упругости, когезии, адгезии, эррозии, прочности скальных пород; изучение электромагнитных свойств поверхности—отражательной способности в рабочих диапазонах радиолокаторов, диэлектрической постоянной, содержания магнитных частиц; изучение теплового режима на поверхности Луны; телевизионная съемка Земли; регистрация посылаемого с Земли лазерного излучения; астрономические исследования (телевизионная съемка звезд, планет, солнечной короны, Земли, солнечного затмения).

Рис. 26. Места посадки аппаратов Surveyor (прямоугольник ограничивает зону, выбранную для посадки лунной кабины корабля Apollo)

Всего пятью аппаратами Surveyor получено около 86 500 телевизионных изображений лунной поверхности в месте посадки, частей конструкции аппарата, окружающего лунного пространства, Солнца и др. (рис. 26—30). Осуществлено перемещение над лунной поверхностью аппарата, совершившего посадку на Луну; в ходе этого эксперимента решались экспериментальные вопросы взлета и посадки аппаратов на Луну, исследовалось воздействие истекающих струй двигателей на лунный грунт. Проведен эксперимент по уточнению либрации Луны, осуществленный при одновременном установлении связи с аппаратами Surveyor V и Surveyor VI. Исследования аппаратами Surveyor проводились в районах, являвшихся потенциальными местами посадки лунной кабины корабля Apollo (Океан Бурь, Море Спокойствия, Центральный Залив), и в районе, представляющим научный интерес (район кратера Тихо).

Изучение характеристик лунного грунта позволили американским ученым сделать следующие предварительные выводы (45—49). Прочность грунта достаточна для того, чтобы лунная кабина корабля Apollo при посадке не погрузилась в него. Прочность поверхностного слоя такова, что космонавты, вышедшие на лунную поверхность, могут передвигаться без опасения провалиться. Толстого слоя мелкой пыли, в которой космонавты могли бы провалиться, не обнаружено. Космонавты, вышедшие на поверхность Луны, будут создавать нагрузку на грунт около 0,035 кг/см2, т. е. примерно такую же, как и аппараты Surveyor после успокоения. Однако самый верхний слой грунта сравнительно непрочен, и космонавты, по-видимому, будут оставлять неглубокие следы. Глубина следов, возможно, будет достичь 2—3 см. Результаты изучения механических и физических характеристик лунного грунта приведены в таблице 10 (5). Величина адгезии с металлом, краской, стеклом использованными в конструкции аппаратов, меньше чем величина когезии (~10-2 н/см2 для наружного слоя). Установлено, что лунная поверхность сложена преимущественно мелкодисперсным слабосвязанным материалом с диаметром частиц менее 1 мм, среди которого встречаются и более крупные агломераты, а также отдельные камни. Глубина этого слоя различна; она меньше на валах кратеров и больше на их дне. Под рыхлым слоем находится более связное и более плотное вещество, хотя и оно, по-видимому, пористое или состоит из отдельных фрагментов.

Рис. 27. Изображение лунной поверхности к юго-востоку от места посадки аппарата Surveyor I. Справа на переднем плане кусок породы высотой 15 см и 30 см длиной, вверху слева—небольшой кратер (белое пятно рядом с кратером—отражение солнечного блика внутри телекамеры).

Рис. 28. Изображение опоры одной из трех посадочных ног аппарата Surveyor I. Вокруг опоры углубление в грунте образовавшееся при посадке аппарата. Белая поперечная полоса — конструктивный элемент аппарата.

Поверхность покрыта большим числом кратеров размером от нескольких см и более. Характер поверхности в разных участках очень сходен, особенно близки друг другу по всем характеристикам 4 изученных морских участка. Судя по скоплению вещества у верхней части камней, лежащих на склонах, происходит сползание вещества под действием термических или сейсмических возмущений. По структуре лунный грунт сравним с утрамбованным влажным песком, хотя и является сухим. Основной причиной этого является его текстура, но впечатление усугубляется тем, что поверхностный слой грунта намного светлее по окраске, чем нижележащие породы, как влажный песок, высушенный Солнцем. Изучение изображений показало, что в результате неизвестных процессов частицы грунта покрыты глянцевитым налетом, условно названным «лунным лаком». Камни, лежащие на мелкораздробленном веществе или погруженные в него, разнообразны по размеру, форме и текстуре. Цвет их серый, большинство их светлее основной части грунта (альбедо 14— 22%), но некоторые темнее. Поляризация света, отраженного от камней при углах фазы ~120°, составляет 30%.

Рис. 29. Мозаика лунной поверхности к северо-востоку от места посадки аппарата Surveyor VII. Лунный горизонт в средней части снимка находится на расстоянии 13 км. Камень на переднем плане имеет высоту 60 см, а кратер, расположенный сзади справа от него,—диаметр 1,5 м и находится на расстоянии 5,4 м от телекамеры.

Рис. 30. Мозаика лунной поверхности, полученная телекамерой аппарата Surveyor VII. На снимке видны выносной механизм с ковшом-захватом в один из моментов работы, борозды и канавки в лунном грунте, оставшиеся после его работы, в левой части снимка - α-анализатор.

Таблица 10
Характеристики Численное значение Примечание
Предельная статическая нагрузка поверхностный слой
(до глубины 3 мм)
<0,007 кГ/cм2 Определено по следам, оставленным осколками пород при выбросе.
на глубине 2,5 см 0,21 кГ/см2 Определено по следам, оставленным на грунте разрушающимися амортизирующими конструкциями аппарата.
на глубине 5,0 см 0,56 кГ/см2 Определено по следам, оставленным на грунте опорами шасси.
усредненные данные 0,35 кГ/см2 »
Плотность грунта поверхностный слой 0, 72-1,2 г/см3  
на глубине 5,0 см 1,6 г/cм3 Отмечается дальнейший рост с глубиной
Пористость грунта поверхностный слой 60-70%  
на глубине 5,0 см 40-50%
Размер частиц 2-60 мк Максимум частиц имеет размер 10 μ,
Скорость распространения поверхностных волн поперечных на глубине 10 см 15-30 м/сек  
продольных на глубине 10 см 30-90 м/сек
Прочность грунта на глубине 1 мм 0,1 н/см2 Градиент роста прочности с глубиной на 1 см — 1 н/см2
на глубине 5 см ~5 н/см2
Когезия частиц на глубине нескольких см ~0,05 н/см2 Поверхностный слой ( ~1 мм ) очень слабосвязанный.
Угол внутреннего трения на глубине ~5 см 35-40°  
Проницаемость грунта для газов на глубине менее 25 см /1-7/.10-8 см2/сек.атм  
Альбедо невозмущенного мелкораздробленного вещества поверхностный слой ~8% Морской район
~ 13% Материковый район
на глубине 1 мм ~ 6% Морской район
~ 10% Материковый район
Отражательная способность поверхности для радиоволн λ=2-3 см. 0,04 ±0,01 Морской район
0,08 Материковый район
Диэлектрическая постоянная 2,2±0,2 Морской район
3,3 Материковый район

Плотность одного из разбитых камней в материковой области измерена и равна 2,8 ±0,4 г/см3, прочность одного из разбитых камней не превышает 200 н/см2. Крупные камни концентрируются преимущественно близ валов кратеров на расстоянии до 1 радиуса кратера, и частично внутри кратеров. С увеличением глубины грунт имеет более темный цвет, преобладающим цветом является серый, в т. ч. и поверхностного слоя (11). Характер поляризации близок к известному по наземным наблюдениям. Одно из изображений лунной поверхности, полученной телекамерой аппарата Surveyor VI после того, как он совершил маневр по перемещению, показывает, что грунт, несколько взрыхленный при работе двигателя, имеет более темную окраску, чем поверхностный слой. Выдвинуто предположение, что это объясняется обратимым обесцвечиванием поверхностного слоя под воздействием коротковолнового излучения Солнца. Слегка красноватая окраска лунной поверхности, возможно, определяется ионами трехвалентного железа. Под воздействием солнечной радиации соединения Fe+3 превращаются в соединения Fе+2, что приводит к видимому обесцвечиванию пород. Поскольку грунт, отброшенный ковшом-захватом аппаратов Surveyor III и VII, не проявил никаких признаков посветления в течение около полутора десятка дней, было сделано предположение, что постоянная времени реакции обесцвечивания должна быть минимум 1 год. На основании данных, полученных аппаратами Surveyor, сделаны выводы, что светлый слой имеет толщину в несколько частиц, а участки поверхности комков лунного грунта, которые все время находятся в тени, имеют более темную окраску, чем участки, подвергающиеся облучению солнечным светом. При этом химический состав светлого поверхностного слоя такой же, как и у более темных подстилающих слоев. При воздействии струй истекающих газов реактивных сопел и двигателя в грунте не образовалось глубоких кратеров и воронок, но было отмечено небольшое облачко пыли, поднятой с поверхности. Глубина образовавшихся при работе двигателя кратеров не превышает нескольких сантиметров. Выброса лунного грунта при посадке аппаратов и вымывания его при работе двигателей не было отмечено. Исследования α-анализаторов позволили определить химический состав и процентное содержание элементов в различных по характеру поверхности местах посадки аппаратов. В таблице 11 приведены результаты исследований α-анализатором для различных образцов пород (5,27).

Таблица 11

Химические элементы

Содержание в атомных % в местах посадки аппаратов)
Surveyor V (Море Спокойствия — морской pайон) Surveyor VI (Центральный залив-— морской район) Surveyor VII (Кратер Тихо—материковый район)
Образец № 1 Образец № 2 Образец № 1
С <3 <3 <2 <2
0 58±5 56±5 57±5 58±5
Na <2 <2 <2 <3
Mg 3±3 3±3 3±3 4±3
Al 6,5±2 6,5±2 6,5±2 9±3
Si 18,5±3 19±3 22±4 18±4
Группа Ca
(A=30-47)
13±3 13±3 6±2 6±2
Группа Fe
(A=47-65)
13±3 13±3 5±2 2±1
Состав пород близок к составу базальта; содержание Fe относительно велико в морских участках и мало в материковой области. Содержание свободного железа, собираемого магнитом, менее 0,25% (по объему), что также согласуется с составом базальтов. Температуры поверхности днем близки к тем, которые получаются при измерениях с Земли. Beличина параметра тепловой инерции (кρс) несколько ниже, чем по данным земных измерений, и близ кратера Тихо примерно вдвое ниже, чем в морских районах. Данные допплеровского радионаблюдения аппаратов позволяют уточнить фигуру Луны и теорию ее движения. На поверхности Луны уровень радиации невысокий н не представляет опасности для высадившихся на поверхность Луны космонавтов.
Техническими результатами осуществления программы Surveyor являются следующие: отработаны бортовые системы; система, обеспечивающая мягкую посадку аппарата, оказалась достаточно эффективной; полеты аппаратов Surveyor показали эффективность системы коррекции траектории, обеспечивавшей встречу аппарата с Луной с отклонением от центра заданного района не более 16 км (11); установлено, что излучение радиолокаторов отражается от поверхностного слоя грунта, а не от слоя, лежащего на некоторой глубине; при прохождении радиолокационного излучения через факел двигателей эффективность радиолокаторов не уменьшается.
По заявлению директора Лаборатории реактивного движения д-ра У. Пикеринга, программа Surveyor — одна из наиболее успешных космических программ США. В результате исследований, проведенных аппаратами Surveyor, была подтверждена правильность инженерных решений, заложенных в конструкцию лунной кабины корабля Apollo.

Библиография
1. Apollo role seen for next four Surveyors. «Technol. Week», 1967, 20, № 17. 19, 1967, 12.62.87
2. Attempt may be made to move Surveyor В after it lands on lunar surface. «Mussile/Space Daily», 1966, 21, № 9, 58, 1967, 6.в2.94
3. A vernier engine... «Flight Internat.», 1967, 92, № 3055, 542.
4. Веller W. Twelve Surveyors now planned for Moon exsploration. «Mis-siies and Rockets», 1962, 10, № 23, 18, 31—22 24—25, 1963, 4.51.647
5. Cortright E. М. Mans progress toward the Moon. «Report presented at the Eighth International Technical and Scientific Congress on Space, Roma, Italy, April, 1968.»
6. Нeather М. D. Voyager to avoid Surveyor errors. «Missiles and Rockets», 1965, 16, № 11, 15
7. Dobriner R. I-st Surveyor launch slips in to early 1966. «Electron.
Design», 1965, 13, № 23, 6—9 .
8. Dulberger L. Н. Well-logging technique to probe Moon. «Electronics»,1962, 35, № 23, 28—29, 1963, 1.51.631
9. House seeks Titan III C for Surveyor. «Missiles and Rockets», 1965, 16, № 19, 7
10. Hughes vernier engines. «Interavia Air Letter», 1967, № 63S2, 6.
11. Hunter G S. Last Surveyor to study lunar highlands. «Aviat. Week and Space Technol.», 1967, 87, № 26, 40—41, 1968, 6.62.145
12. Hunter G. S. Surveyor recives earth laser beams. «Aviat. Week and Space Technol.», ,1968, 88, № 5, 87, 1968, 8.62.80
13. Isotope power for lunar rover. «Missiles and Rockets», 1964, 15, № 2, 27
14. IPL abandons Surveyor photo attempts. «Aviat. Week and Space Technol.», 1966, 85, № 3, 21, 28, 1967, 1.62.52
15. Ladnorg U. Surveyor 3. «Flugwelt— Internat.», 1967, 19, № 10, 699— 701, 1968, 3.62.64
16. Last-ditch attempt to, salvage Surveyor. «Missile/Space Daily», 1966, 21, № 15, 99
17. Launch activity. Surveyor 7. «Aerospaice Teohnol.», 1968, 21, № 15, 12
18. Lunar and planetary projects U. S. A. «Interavia Air Letter», 1960, № 4604, 1—2
19. Lunar surface can support Apollo LEM. «Technol. Week», 1966, 18, № 25, 17, 1966, 11.62.389
20. Mason J. F., Wallace W. B. Surveyor program under attack. «Electronics», 1965, 38, № 23, 155—158, 160—161, 163, 1966, 4.62.166
21. Moon landing measurements. «I. Environmental Sci.», 1966, 9, № 6, 20— 21, 1967, 6.62.57
22. NASA drops roving vehicle for Surveyor. «Interavia Air Letter», 1965,№ 5797, 3
23. News digest. «Aviat. Week and Space Technol.», 1935, 82, № 16, 37
24. Nоrmуle W. J. Surveyor success to alter future flights. «Aviat. Week and Space Technol.», 1966, 85, № 2, 94—96, 1966, 12.62.126
25. Рау R. Surveyor program leapfrogs ahead. «Missiles and Rockets», 1966,18, № 23, 14—16, 1966, 11.62.66
26. Ranger shows no changes needed in Surveyor design. «Missiles and Rockets», 1&64, 15, № 11, 73—76
27. Scientists study data linking Earth, Moon. «Aviat. Week and Space Technol.», 1967, 87, № 15, 29—30, 1968, 3.62.229
28. Scoop nudges Surveyors soil analyzer to lunar surface. «Aviat. Week and Space Technol.», 1968, 88, № 4, 22—23, 1968. 7.62.252
29. Scott R. F. Soil mechanics surface sampler experiment for Surveyor. «J. Geophys. Res.», 1967, 72, № 2, 827—830, 1967, 8.62.400
30. Soil test indicates clear vision for astronauts in lunar landing. «Aviat. Week and Space Technol.», 1967, 87, № 22, 23. 1968, 6.62.209
31. Stone I. Surveyor 5 lunar chemistry data studied. «Aviat. Week and Space Technol.», 1967, 87, № 12, 28—29, 1968, 6.62.205
32. Stone I. Surveyor lunar space-craft has varied approaches. «Aviat. Week and Space Technol.», 1961, 74, № 5, 50—51, 53, 55—56, 1962, 6.51.610
33. Surveyor I and Gemini GT—9. «Interavia», 11966, 21, № 7, 993, 1966,11.62.85
34. Surveyor 3 described. «Flight Internat.», 1967, 91, № 3033, 679—680, 1967, 9.62.145
35. Surveyor 3 enters lunar night. «Aviat. Week and Space Technol.», 1967, 86, № 19, 27, 1967, 11.62.62
36. Surveyor 7 findings. «Flight Internat.», 1968,93, №3079, 387, 1968,8.62.218
37. Surveyor: first test mission. «Space World», 1966, NC—7—33, 12—20.1967. 2.62.45
38. Surveyor 6 «hopscotch». «Flight Internal», 1967, 92, № 3064, 924.1968. 5.62.72
39. Surveyor 7 investigates lunar highlands. «Aviat. Week and Space Technol.», 1968, 88, № 3, 32—33. 1968, 7.62.104
40. Surveyor landing close to nominal. «Missile/Space Daily», 1966, 20, № 42,302
41. Surveyor E (5) launched. «Interavia Air Letter», ,1967, № 6334, 5
42. Surveyor lunar transfer maneuver tests slated for AC-5; 6. «Missile/Space Daily», 1966, 11, № 6, 41—42. 1965, 10.62.118
43. Surveyor 6 maneuver. «Aviat. Week and Space Technol.», 1967, 87, № 20, 31
44. Surveyor may be chosen for planetary lander role. «Aerospace Technol.», 19&8, 21, № 16, 17. 1968, 9.62.158
45. Surveyor I mission report. Part II. Scientific data and results. «Techn. rep., 1966, 32—1023, JPL, Calif. Inst, Techn., Pasadena, Calif.»
46. Surveyor III mission report. Part II. Scientific results. «Techn. rep., 1967, 32—lili77, JPL, Calif. Inst. Techn., Pasadena, Calif.»
47. Surveyor V mission report. Part II. Science results. «Techn. rep., 1967, 32—1246, JPL, Calif. Inst. Teohn., Pasadena, Calif.»
48. Surveyor VI mission report. Part II. Science results. «Techn. rep., 1968, 32—1262, JPL. Calif. Inst. Techn. Pasadena, Calif.»
49. Surveyor VII mission report. Part II. Science results. «Techn. rep., 1968,32-1264, JPL, Calif. Inst. Techn., Pasadena, Calif.»
50. Surveyors Moon. «Sci. News», 1967, 91, № 22, 517—518, 1967, 12.62.245
51. Surveyor 3 on the Moon. «Sky and Telescope», 1967, 33, № 6, 361—363,1967, 12.65.85
52. Surveyor photographs lunar sunset; faces extreme cold. «Missile/Space Daily», 1966, 19, № 32, 250, 1966, 12.62.62
53. Surveyors pictures bolster LEM plans. «Aviat. Week and Space Technol.», 1966, 84, № 23, 27—29, 1967, 1.62.51
54. Surveyor progress and plans for Surveyor 2 and 3. «Flight Internat.»,1966, 90, № 2993, 1116—117
55. Surveyor retro rockets tested. «Interavia Air Letter», 1966, № 5936, 5
56. Surveyor 3 sends lunar surface photos. «Aviat. Week and Space Technol.», 1967, 86, № 17, 30—31, 1967, 10.62.63
57. Surveyor soft lands on Moon. «Flight Internat.», il966, 89, № 2987, 9й3 — 985. 1966, 11.62.65
58. Surveyor 6 soft lands on Moon. «Interavia Air Letter», 1967, № 6379, 4, 1968, 4.62.72
59. Surveyor 7 soft lands on the Moon. «Interavia Air Letter», 1968, № 6419,8, 1968, 6.62.76
60. Surveyor team lesorts to engineering tests as hopes for lunar landing die.«Missile/Space Daily», 1966, 21, № 16, 106
61. Surveyor B this week. «Flight Internat.», il966, 91, № 3002, 533, 1967, 1.62.54
62. Surveyor throttleable engines successfuly tested via radar command. «Missile/Space Daily», 1966, 17, № 23, 185
63. Surveyor B to attempt second Moon landing. «Interavia Air Letter», 1966,№ 6085, 5
64. Surveyor 5 to test Moons surface composition. «Sky and Telescope», 1967. 34, № 4, 217—218
65. Surveyor usefulness is- questioned. «Missiles and Rockets», 1962, 1&, № 25, 9
66. The fifth Surveyor lunar exploration. «Interavia», 1967, 22, № 10, 1478
67. The perfect Surveyor mission... «Electronics», 1968, 41, № 1, 166
68. The surface of the Moon. «New Scientist», 1967, 36, № 566, 77—78, 1968, 4.62.217
69. The Surveyor mission. «Flight Internal:.», 1867, 92, № 3054, 500—601,. 1968, 3.62.65
70. Turkevich A. L., et al. Chemical analysis of the Moon at the Surveyor VII landing site: preliminary results. «Science», 1968, 162, № 3849, 117— 118, 1969, 2.62.206
71. Us iroonshot is good busines. «Electron. Weekly», 1966, № 301, 5
72. U. S. soft landing test. «Flight Internal», 1966, 89, № 297,1, 283
73. Wa.tkins Н. D. First Surveyor ready for limited mission. «Aviait. Week and Space TechnoL», 1966, 84, № 1:3, 79, 82—84, 87—88, 1966, 11.62.64
74. Watkins Н. D. Lunar rocks loom us hazard to Apollo. «Aviat. Week-end Space TechnoL», 1966, 84, № 24, 26—30
75. Watkins Н. D. Surveyor ; prompts confidence, caution. «Aviat. Week and Space TechnoL», 1966, 84, № 26, 60—61, 64, 67—69, 72, 1967, 2.62.48
76. W a 11 s R. N., J r. How Surveyor 5 was saved. «Sky and Telescope», 1967, 34, № 5, 305—307. 1968, 4.62.68
77. Watts R. N., J r. Pictures from the Moon. «Sky and Telescope», 1966, 32, № 1, 16—20, 1966, 11.62.67

Далее...