передатчиков, генераторов и других устройств, собранных на полупроводниковых приборах.
Рис. 2. Схематическое изображение общего вида автоматической межпланетной станции. 1 —иллюминатор для фотографических аппаратов; 2 — двигатель системы ориентации; 3 — солнечный датчик; 4 —секции солнечной батареи; 5 — жалюзи системы терморегулирования; 6 — тепловые экраны: 7 — антенны; 8 —приборы для научных исследований.
Четкий прием информации от многочисленных приборов космических станций осуществляется только в определенные промежутки времени, наиболее подходящие для связи космической лаборатории с наземными станциями. Но и тут есть свои трудности: ведь необходимо передать в определенной последовательности показания самых различных приборов, фиксирующих результаты измерений за время одного или даже нескольких облетов космической станцией своей орбиты.
Для обеспечения раздельной передачи и регистрации показаний самых различных приборов наземная радиотелеметрическая станция имеет коммутирующее устройство, работающее синхронно с бортовым коммутатором. Синхронизация же бортового и наземного коммутаторов осуществляется передачей специальных синхронизирующих импульсов. На рис. 3 схематически изображена система такого типа. Информация от каждого прибора выбирается в определенной последовательности коммутатором, и для каждого вида информации генерируются модулированный импульс или группа импульсов.
Рис. 3. Упрощенные олок-схемы радиотелеметрических систем бортовой (а) и наземной (б) частей аппаратуры. 1 — датчики и научные приборы; 2 и 10 — коммутаторы; 3 — блок формирования телеметрического сигнала; 4—запоминающее устройство; 5 — радиопередатчик; 6 и 7 — антенны; 8 — радиоприемник; 9 —дешифратор; 11 — блоки регистраций.
Системы радиосвязи космических лабораторий должны отличаться от обычных систем радиосвязи высокой пропускной способностью: в течение сеанса радиопередачи должно быть передано большое количество информации, накопленной соответствующими приборами. Кроме того, надо учитывать, что каждый отдельный результат измерения передается в виде короткого сигнала, и поэтому даже случайная кратковременная радиопомеха может исказить сигнал. В связи с этим предусматривается промежуточное преобразование показаний приборов в специально сформированные импульсы, устойчивые к различного вида помехам, т. е. осуществляется кодирование информации. Каждая посылка, определяющая величину показания какого-либо прибора, может состоять из нескольких импульсов, различающихся амплитудой, числом импульсов в посылке, взаимным расположением импульсов, длительностью импульсов и т. д. Для создания импульсных посылок того или иного вида используются специально разработанные схемы на электронно-лучевых трубках. Импульсы, несущие определенную информацию, подаются к бортовому радиопередающему устройству, где они модулируют несущую частоту.
На приемном конце принятые сигналы усиливаются, и из колебаний высокой частоты выделяются импульсы, несущие информацию о показаниях тех или иных приборов. Затем полученные импульсы подаются на вход дешифратора, который осуществляет восстановление электрических сигналов, пропорциональных показаниям бортовых измерительных приборов.
Третья советская космическая ракета передавала данные лишь после подачи сигнала с Земли. Сеансы передачи с борта межпланетной станции производились по 2–4 ч в соответствии с программой наблюдений. Все управление бортовой аппаратурой станции производилось с наземных пунктов по радиолинии, а также отдельными программными устройствами. Это давало возможность управлять проведением научных экспериментов и получать информацию с любых участков орбиты. Кроме того, передача информации сеансами позволяет постоянно накапливать в аккумуляторах электроэнергию, вырабатываемую солнечными батареями с тем, чтобы во время передачи можно было расходовать ее более интенсивно. Такой метод передачи информации был использован впервые.
Запуск искусственных спутников Земли и космических лабораторий осуществляется, как известно, с помощью многоступенчатых ракет (рис. 4). Ракета с помощью двигателей первой ступени поднимается вертикально, преодолевая наиболее плотную часть атмосферы Земли по кратчайшему расстоянию, затем поочередно вступают в действие двигатели последующих ступеней.
Рис. 4. Управление разгоном ракеты.1 — станция, контролирующая направление полета; 2 — станция, контролирующая скорость полета; 3 — многоступенчатая ракета на стартовой площадке; 4 — последняя ступень ракеты; 5 — подъем ракеты; 6 — сброс первой ступени ракеты, 7 — разворот ракеты; 8 — сброс второй ступени; 9— разгон ракеты; 10— заданная траектория последней ступени ракеты.
Так как никакой коррекции движения космических ракет в пути не производится и весь полет их определяется в конечном счете параметрами движения в конце участка разгона, то обеспечение заданных траекторий движения ракет возможно лишь при очень совершенной системе управления ракетами на участке разгона.
Так, например, расчеты показывают, что при отсутствии какой-либо коррекции движения для попадания ракеты на Луну на участке свободного полета погрешность в скорости должна быть не более нескольких метров в секунду, а отклонение угла направления полета от расчетного направления не должно превышать десятой доли градуса. Отклонение же времени старта от намеченного не должно при этом превышать нескольких секунд. Обеспечение такой точности управления представляет очень сложную задачу. Еще более жесткие требования предъявляются к точности системы управления при направлении ракеты по облетной траектории вокруг Луны, которая была выбрана для третьей советской космической ракеты.
Управление ракетами на начальном участке их пути осуществляется радиотехническими средствами. С помощью системы радиотехнических устройств ракета выводится на прямолинейный участок траектории, и после достижения последней ступенью ракеты требуемой скорости двигатели последней ступени ракеты выключаются по команде с Земли.
Кроме того, для осуществления надежной радиосвязи межпланетных станций с наземными наблюдательными пунктами нужно все время достаточно точно знать изменение характеристик движения космических станций. Это необходимо для того, чтобы производить с требуемой точностью расчет и определять моменты включения бортовых радиопередающих устройств. Именно поэтому требовались систематические измерения траектории третьей советской космической ракеты, обработка данных и уточнения характеристик движения станции как до подхода к Луне, так и после ее облета. Влияния Солнца и Луны на изменение орбиты космической станции также требовали постоянного измерения и уточнения характеристик движения станции.
Точные прогнозы движения искусственных небесных тел, расчет их траекторий были бы невозможны без создания и использования измерительной и расчетной служб, применяющих сложный комплекс различных устройств. Определение параметров движения космических ракет необходимо было производить с большой точностью, соответствующей точности астрономических расчетов. Обычные, выработанные многолетней астрономической практикой приемы определения характеристик движения космических тел в данном случае не могли быть использованы. Действительно, основа наблюдательной астрономии — оптические измерения являются непригодными вследствие небольших размеров ракеты как объекта наблюдения, малой точности угловых измерений при ограниченном времени наблюдения и, наконец, малой надежности этих измерений, зависящих в большой степени от условий видимости и состояния земной атмосферы. Поэтому в измерительной службе космических ракет применяются радиотехнические средства измерений.
Для быстрого определения элементов траекторий советских космических ракет использовалась автоматически действующая электронная аппаратура. Данные измерений кодировались счетно-решающими устройствами, привязывались к астрономическому времени и в виде определенной последовательности импульсов поступали по линиям связи в центральный координационновычислительный центр. В этом центре поступающая информация с помощью электронных устройств автоматически декодировалась и записывалась на перфорированных картах, которые в
