Провал лунной миссии Pioneer P-31 (1960)

Введение

1960 США попытка запуска лунного зонда

Пионер P 31 (также известный как Atlas Able 5B или Pioneer Z) предназначался для выхода на лунную орбиту, но миссия завершилась неудачей вскоре после запуска. Целью являлось 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 получения изображений лунной поверхности с помощью телевизионной системы, оценки массы Луны и топографии полюсов, регистрации распределения и скорости микрометеоритов, 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 и способной функционировать в течение многих месяцев после запуска на значительном удалении от Земли, а также первыми в США испытаниями маневрирования спутника в космосе.

Миссия

Космический аппарат был запущен с помощью ракеты-носителя Atlas 91D, соединенной с верхними ступенями Thor Able, включая третью ступень Able на твердом топливе, 15 декабря 1960 года. Запуск проходил штатно до 66-й секунды (T+66), когда была зарегистрирована сильная осевая возмущенность, за которой последовала быстрая потеря давления в баке с жидким кислородом (LOX) и изменения в выхлопе двигателя Atlas, указывающие на недостаток окислителя. На 73-й секунде (T+73) ракета Atlas испытала полное структурное разрушение и потерю телеметрии. Верхние ступени продолжали передавать данные до столкновения с океаном. Аппарат упал в Атлантический океан на расстоянии 12–20 км (7–12 миль) от мыса Канаверал, на глубину около 20 метров (65 футов). Военно-морская служба извлекла части ракеты-носителя и аппарата. Непосредственная причина аварии оставалась неясной, но предполагалось, что она связана либо с отсоединением адаптера, соединяющего ступени Able с Atlas, и его столкновением с баком LOX, либо с аэродинамическими колебаниями ракеты-носителя. Вторая ступень Able, которую удалось поднять, не показала признаков зажигания или работы двигателя, и наиболее вероятной причиной аварии считалось аэродинамическое изгибание адаптера Able, которое привело к разрыву бака LOX ракеты Atlas. Поврежденный носитель продолжал полет еще несколько секунд, но структурный обвал передней части Atlas в сочетании с потерей давления LOX в системе подачи топлива привели к остановке двигателя и саморазрушению аппарата. В результате этой аварии и аварии Mercury Atlas 1 пятью месяцами ранее, вызванной аналогичным эпизодом аэродинамического изгиба в передней части бака LOX, GD/A потребовала, чтобы все комбинации верхней ступени Atlas и полезной нагрузки проходили надлежащие испытания на структурную динамику. Авария была названа "особенно разочаровывающей", поскольку это был последний запуск в серии зондов Able, поскольку ее преемник, программа Ranger, находилась в разработке. В конечном итоге, космическая программа США не получила полностью успешного лунного зонда до Ranger 7 четыре года спустя. Это также ознаменовало завершение первого поколения лунных зондов, использовавших траектории прямого подъема, и уступило место зондам второго поколения, которые выходили на парковочные орбиты.

The spacecraft was launched on Atlas vehicle 91D coupled to Thor Able upper stages including an Able solid propellant third stage on 15 December 1960. The launch was uneventful until T+66 seconds when a severe axial disturbance was recorded, followed by rapid loss of LOX tank pressure and changes in the Atlas's engine exhaust indicative of oxidizer starvation. At T+73 seconds, the Atlas experienced total structural breakup and loss of telemetry. The upper stages continued transmitting data until impact with the ocean. The payload fell into the Atlantic Ocean 12 to 20 km (7 to 12 miles) from Cape Canaveral in about 20 meter (65 feet) deep water. A Navy salvage operation recovered parts of the launch vehicle and the payload. The immediate cause of the failure was unclear, but thought to be related to either the adapter mating the Able stages to the Atlas coming loose and being rammed into the LOX tank or else aerodynamic buffeting on the launch vehicle. The recovered Able second stage showed no sign that engine ignition or operation had taken place, and the most probable cause of the failure was believed to be aerodynamic flexing of the Able adapter which then ruptured the Atlas's LOX tank. The crippled booster continued to fly for a few seconds afterwards, but the structural collapse of the Atlas's forward section combined with the loss of LOX pressure to the propellant feed system resulted in engine shutdown and vehicle self destruction. As a result of this failure and Mercury Atlas 1 five months earlier due to a similar episode of aerodynamic bending in the forward portion of the LOX tank, GD/A began requiring that all Atlas upper stage/payload combinations undergo proper structural dynamics testing. The failure was described as "especially disappointing" since it was the final launch in the Able probe series as its successor, the Ranger program, was in the works. In the end, the US space program would not see a completely successful lunar probe until Ranger 7 four years later. It also marked the final launch in the first generation of lunar probes, which used direct ascent trajectories and would give way to the second generation probes which had parking orbits.

Конструкция космических аппаратов

Пионер P 31 был практически идентичен ранее спутнику Pioneer P 30, который потерпел неудачу: сфера диаметром 1 метр с двигательной установкой, расположенной в нижней части, что обеспечивало общую длину 1,4 метра. Масса конструкции и корпуса из алюминиевого сплава составляла около 30 кг, а масса двигательных установок – около 90 кг. Четыре солнечные панели размером 60 x 60 см, каждая из которых содержала 2200 солнечных элементов в 22 100 ячейковых модулях, крепились к бокам сферической оболочки в конфигурации, напоминающей "колесо с лопастями", с общей размахом около 2,7 метров. Солнечные панели заряжали никель-кадмиевые аккумуляторы. Внутри оболочки большой сферический бак для гидразина занимал большую часть объема, над которым располагались два меньших сферических бака для 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 корректировочный ракетный двигатель 90 Н для маневрирования в полете и на лунной орбите, который можно было активировать четыре раза. Вокруг верхней полусферы бака с гидразином располагалась кольцевая приборная платформа, на которой размещались аккумуляторы 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. Для обеспечения теплового контроля планировалось использовать 50 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. На поверхности сферы также были установлены квадратные радиаторы для отвода тепла из внутреннего пространства.

Pioneer P 31 was virtually identical to the earlier Pioneer P 30 satellite which failed, a 1 meter diameter sphere with a propulsion system mounted on the bottom giving a total length of 1.4 meters. The mass of the structure and aluminum alloy shell was about 30 kg and the propulsion units roughly 90 kg. Four solar panels, each 60 x 60 cm 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 2.7 meters. 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 MHz. Thermal control was planned to be achieved by 50 small "propeller blade" devices on the surface of the sphere. The blades themselves were made of reflective material and consisted 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, сцинтилляционного спектрометра для изучения радиационных поясов Земли (и, возможно, Луны), VLF-приемника для приема естественных радиоволн, транспондера для изучения плотности электронов и части магнитометров на эффекте ворот и поисковых катушек, установленных на платформе приборов. Плазменный зонд был установлен на сфере для измерения распределения энергии и импульса протонов с энергией выше нескольких киловольт с целью изучения влияния излучения солнечных вспышек. Микрометеоритный детектор и солнечный сканер также были установлены на сфере. Единственное различие между Pioneer P 31 и более ранним Pioneer P 30 заключалось в добавлении твердотельного детектора, чувствительного к протонам низкой энергии, установленного на спутнике, и эксперимента по стандартной частоте рубидия разработки STL, размещенного в контейнере, прикрепленном к разгонному блоку. Общая масса научного оборудования, включая электронику и систему питания, составляла около 60 кг. Общая стоимость миссии оценивалась в 9–10 миллионов долларов.