Провал лунного зонда NASA Pioneer P-30 (1960): цели, научная аппаратура для изучения Луны и околоземного пространства, первые тесты маневрирования в космосе.
Сравнивайте с английским: нажмите на абзац — оригинал откроется в окне. Кнопка EN под абзацем показывает его прямо в тексте.
Содержание
Введение
Лунный орбитальный зонд NASA 1960-х годов.
Nasa 1960s lunar orbiter probe
Pioneer P-30 (также известный как Able 5A, Atlas Able 5A или Pioneer Y) предназначался для выполнения миссии лунного орбитального зонда, но потерпел неудачу вскоре после запуска 25 сентября 1960 года. Целями миссии были выведение на лунную орбиту высокооборудованного зонда, исследование среды между Землей и Луной, а также разработка технологий управления и маневрирования космическими аппаратами с Земли. Он был оснащен для оценки массы Луны и рельефа полюсов, регистрации распределения и скорости микрометеоритов, а также изучения радиации, магнитных полей и низкочастотных электромагнитных волн в космосе. Система коррекции траектории и двигатель для выхода на орбиту должны были стать первой автономной двигательной установкой, разработанной в США, способной функционировать в течение многих месяцев после запуска на значительном удалении от Земли, и первыми в США испытаниями маневрирования спутника в космосе.
Pioneer P 30 (also known as Able 5A, Atlas Able 5A, or Pioneer Y) was intended to be a lunar orbiter probe, but the mission failed shortly after launch on September 25, 1960. The objectives were to place a highly instrumented probe in lunar orbit, to investigate the environment between the Earth and Moon, and to develop technology for controlling and maneuvering spacecraft from Earth. It was equipped to estimate the Moon's mass and topography of the poles, record the distribution and velocity of micrometeorites, and study radiation, magnetic fields, and low frequency electromagnetic waves in space. A mid course propulsion system and injection rocket would have been the first United States self contained propulsion system capable of operation many months after launch at great distances from Earth and the first U. S. tests of maneuvering a satellite in space.
Миссия
Почти год прошел между первым запуском Atlas Able в ноябре 1959 года и этой второй попыткой из-за нехватки ракетных ускорителей Atlas, а также острой конкуренции между NASA и ВВС США за использование стартовых площадок на мысе Канаверал. Космический аппарат был запущен с помощью Atlas 80D, соединенного с верхними ступенями Thor Able, включая твердотопливный ускоритель Hercules ABL в качестве третьей ступени, ровно через год и один день после взрыва на стартовой площадке LC-12. В то время как для P-3 использовался восстановленный ускоритель из программы Mercury с рядом специальных модификаций, ракета-носитель P-30 (Atlas 80D) представлял собой стандартную конфигурацию межконтинентальной баллистической ракеты Atlas D, за исключением более прочной обшивке для поддержки дополнительного веса верхних ступеней. Отключение двигателя первой ступени (BECO) произошло на 250-й секунде, а отключение двигателя второй ступени (SECO) – на 275-й секунде. Режим работы только рулевых двигателей (Vernier solo mode) для этого запуска не планировался из-за прямой траектории полета, и включение рулевых двигателей (VECO) должно было произойти на 280-й секунде, однако неисправность реле таймера помешала этому, и рулевые двигатели продолжали работать до полного расхода топлива. Также были незначительные проблемы с пневматическими и системами управления полетом Atlas, однако ни одна из них не повлияла на общую производительность ускорителя. На высоте около [значение отсутствует в оригинале], первая ступень отделилась от второй. Вторая ступень Able запустилась и работала штатно, однако тяга быстро снизилась и затем упала до нуля. Аппарат не смог выйти на околоземную орбиту, вошел в атмосферу и, предположительно, упал в Индийский океан. Сигналы от полезной нагрузки принимались в течение 17 минут после запуска. Миссия была рассчитана на достижение Луны примерно через 62 часа после старта. Неисправность второй ступени была вызвана падением давления в системе подачи топлива, что привело к недостатку окислителя в двигателе. Несмотря на неудачу миссии, наземные контроллеры включили бортовой жидкостный ракетный двигатель на гидразине Able VA – это был первый случай запуска бортового двигателя на космическом аппарате.
Nearly a year passed between the first Atlas Able launch in November 1959 and this second attempt due to a shortage of Atlas boosters as well as intense competition between NASA and the U. S. Air Force for use of the pads at Cape Canaveral. The spacecraft was launched on Atlas 80D coupled to Thor Able upper stages including a Hercules ABL solid propellant third stage, one year and a day after the Atlas Able pad explosion on LC 12. While P 3 had used a recycled booster from the Mercury program, which had a number of custom modifications, P 30's launch vehicle (Atlas 80D) was a standard configuration Atlas D ICBM with the exception of thicker skin to support the additional weight of the upper stages. Atlas BECO was performed at T+250 seconds and SECO at T+275 seconds. Vernier solo mode was not planned for this launch due to the direct ascent trajectory and VECO was to take place at T+280 seconds, however, a malfunction of a timer relay prevented this from happening and the verniers continued operating until propellant depletion. There were also minor problems with the Atlas pneumatic and flight control systems, however, none of them negatively affected overall booster performance. At an altitude of about , the first stage separated from the second stage. The Able second stage ignited and started up properly, however, thrust quickly decayed and then dropped to zero. The vehicle was unable to achieve Earth orbit, re entered, and was believed to have come down somewhere in the Indian Ocean. Signals were returned by the payload for 17 minutes after launch. The mission was designed to reach the Moon approximately 62 hours after launch. The second stage malfunction was attributed to a loss of pressure in the propellant feed system, starving the engine of oxidizer. Although the mission was a failure, ground controllers fired Able VA's onboard liquid propellant hydrazine rocket engine — the first time that an onboard motor was fired on a space vehicle.
Конструкция космических аппаратов
Пионер P 30 был почти идентичен ранее спутнику Pioneer P 3, который потерпел неудачу, – сфере диаметром 1 метр с двигательной системой, установленной на дне, что давало общую длину около 100 см. Масса конструкции и алюминиевого сплава оболочки составляла около 400 кг. Внутри оболочки большой сферический резервуар гидразина занимал большую часть объема, над которым располагались два меньших сферических резервуара азота и 90-Н ракетный двигатель для торможения космического аппарата при выходе на лунную орбиту, рассчитанный на два включения в течение миссии. К нижней части сферы был прикреплен 90-Н корректирующий ракетный двигатель для маневрирования в полете и на лунной орбите, который можно было активировать четыре раза. Вокруг верхней полусферы резервуара гидразина располагалась кольцевая приборная платформа, на которой размещались батареи в двух блоках, два 1,5-Вт УКВ-передатчика и диплексеры, логические модули для научных приборов, два командных приемника, декодеры, буфер/усилитель, три преобразователя, телебит, командный блок и большая часть научной аппаратуры. Две дипольные УКВ-антенны выступали из верхней части сферы по обе стороны от сопла ракетного двигателя. Из нижней части сферы выступали две дипольные УКВ-антенны и длинная антенна ОДВ. Передатчики работали на частоте 378 МГц. Тепловой контроль планировалось осуществлять с помощью пятидесяти небольших устройств в виде «лопастей пропеллера» на поверхности сферы. Сами лопасти были изготовлены из отражающего материала и состояли из четырех пластин, плотно прилегающих к поверхности и закрывающих нанесенный на сферу черный теплопоглощающий рисунок. К лопастям была прикреплена теплочувствительная катушка, которая при низкой температуре внутри спутника сжималась, поворачивая лопасти и открывая теплопоглощающую поверхность, а при высокой температуре – закрывала черные участки. Квадратные радиаторы также были установлены на поверхности сферы для отвода тепла изнутри.
Pioneer P 30 was almost identical to the earlier Pioneer P 3 satellite which failed, a 1 meter diameter sphere with a propulsion system mounted on the bottom giving a total length of The mass of the structure and aluminum alloy shell was about and the propulsion units roughly Four solar panels, each and containing 2200 solar cells in 22 100 cell nodules, extended from the sides of the spherical shell in a "paddle wheel" configuration with a total span of about The solar panels charged nickel cadmium batteries. Inside the shell, a large spherical hydrazine tank made up most of the volume, topped by two smaller spherical nitrogen tanks and a 90 N injection rocket to slow the spacecraft down to go into lunar orbit, which was designed to be capable of firing twice during the mission. Attached to the bottom of the sphere was a 90 N vernier rocket for mid course propulsion and lunar orbit maneuvers which could be fired four times. Around the upper hemisphere of the hydrazine tank was a ring shaped instrument platform which held the batteries in two packs, two 1.5 W UHF transmitters and diplexers, logic modules for scientific instruments, two command receivers, decoders, a buffer/amplifier, three converters, a telebit, a command box, and most of the scientific instruments. Two dipole UHF antennas protruded from the top of the sphere on either side of the injection rocket nozzle. Two dipole UHF antennas and a long VLF antenna protruded from the bottom of the sphere. The transmitters operated on a frequency of 378 megahertz. Thermal control was planned to be achieved by fifty small "propeller blade" devices on the surface of the sphere. The blades themselves were made of reflective material and consist of four vanes which were flush against the surface, covering a black heat absorbing pattern painted on the sphere. A thermally sensitive coil was attached to the blades in such a way that low temperatures within the satellite would cause the coil to contract and rotate the blades and expose the heat absorbing surface, and high temperatures would cause the blades to cover the black patterns. Square heat sink units were also mounted on the surface of the sphere to help dissipate heat from the interior.
Бортовое оборудование
Научные приборы состояли из ионной камеры и счетчика Гейгера-Мюллера для измерения общего потока излучения, пропорционального радиационного счетчика-телескопа для измерения высокоэнергетического излучения, сцинтилляционного счетчика для мониторинга низкоэнергетического излучения, VLF-приемника для приема естественных радиоволн, транспондера для изучения плотности электронов, а также части магнитометров на основе эффекта поточного шлюза и поисковых катушек, установленных на платформе приборов. Микрометеоритный детектор и солнечный сканер были установлены на сферу. Отличие полезной нагрузки Pioneer P 30 от более раннего Pioneer P 3 заключалось в замене телевизионной факсимильной системы на P 3 на сцинтилляционный спектрометр для изучения радиационных поясов Земли (и, возможно, Луны), установленного на платформе приборов, и плазменного зонда, установленного на сфере, для измерения распределения энергии и импульса протонов с энергией выше нескольких киловольт с целью изучения влияния излучения солнечных вспышек. Общая масса научного оборудования, включая электронику и систему питания, составляла примерно… Общая стоимость миссии оценивалась в 9–10 миллионов долларов.
The scientific instruments consisted of an ion chamber and Geiger Müller tube to measure total radiation flux, a proportional radiation counter telescope to measure high energy radiation, a scintillation counter to monitor low energy radiation, a VLF receiver for natural radio waves, a transponder to study electron density, and part of the flux gate and search coil magnetometers mounted on the instrument platform. The micrometeorite detector and sun scanner were mounted on the sphere. The difference between the payload of Pioneer P 30 and the earlier Pioneer P 3 was the replacement of the TV facsimile system on P 3 with a scintillation spectrometer to study the Earth's (and possible lunar) radiation belts, mounted on the instrument platform, and a plasma probe mounted on the sphere to measure energy and momentum distribution of protons above a few kilovolts to study the radiation effect of solar flares. The total mass of the science package including electronics and power supply was roughly The total cost of the mission was estimated at 9–10 million dollars.