Луна во время сближения с ней космического аппарата должна находиться над горизонтом, чтобы обеспечить прямую радиосвязь с аппаратом. Наиболее благоприятное для этого время – время, когда Луна находится вблизи точки верхней кульминации, т. е. когда высота ее над земным горизонтом наибольшая.

В результате расчетов выбиралось наиболее выгодное значение угла наклонения плоскости траектории к плоскости земного экватора, что определяло для заданной точки старта направление трассы полета ракеты на начальном участке ее движения.

При этом принимались во внимание также вопросы удобства размещения измерительного комплекса для контроля движения и получения телеметрической информации как на участке разгона, так и на начальном участке свободного полета.

Как показали расчеты, при полете к Луне с территории СССР Луна в момент старта ракеты должна находиться за горизонтом вблизи точки нижней кульминации. Это означает, что момент старта должен отличаться от момента верхней кульминации Луны примерно на полсуток.

Если учесть, что в момент достижения Луны она должна находиться в точке верхней кульминации, то станет ясным, что полет к Луне должен продолжаться либо полсуток, либо полтора суток, либо двое с половиной суток и т. д.

Поскольку полет в течение полусуток требовал чрезвычайно больших начальных скоростей, а полет в течение двух с половиной суток и более связан с очень высокими точностями выдерживания параметров движения в конце участка разгона (при условии попадания в Луну и условии гарантированного наблюдения ее в момент встречи), продолжительность первых полетов была определена в полтора суток.

Выбор продолжительности полета определил величину скорости ракеты в конце участка разгона.

Для обеспечения попадания ракеты на Луну при отсутствии какой-либо коррекции ее движения на участке свободного полета должны быть весьма точно выдержаны значения параметров движения в конце участка разгона. Так, ошибка в скорости ракеты всего на один метр в секунду, т. е. на 0,01 процента от величины полной скорости, приводит к отклонению точки встречи с Луной на 250 километров. Отклонение времени старта в 10 секунд вызывает смещение точки встречи на поверхности Луны примерно на 200 километров.

Отклонение вектора скорости от расчетного направления на одну угловую минуту вызывает смещение точки встречи в 200 километров.

Для надежного попадания в Луну ошибка в скорости должна быть не более нескольких метров в секунду, а отклонение вектора скорости от его расчетного направления не должно превышать одной десятой градуса.

Устройство автоматических межпланетных станций «Луна-1» и «Луна-2»

Автоматическая станция «Луна-1», так же как и «Луна-2», представляла собой сферический контейнер, расположенный в верхней части последней ступени космической ракеты. Для защиты станции от нагрева и разрушения аэродинамическими силами при прохождении ракетой плотных слоев атмосферы контейнер был защищен сбрасываемым конусом (обтекателем).

Кроме аппаратуры управления полетом, в корпусе последней ступени ракеты размещались: прибор для измерения интенсивности космических лучей, радиосистема для определения траектории полета, два радиопередатчика и аппаратура для образования натриевого облака – искусственной кометы.

Контейнер состоял из двух сферических полуоболочек, герметично соединенных между собой шпангоутами с уплотнительной прокладкой (рис. 14).

На внешней поверхности станции были установлены датчики научной аппаратуры, штанга с магнитометром, четыре штыревые антенны и две ленточные. До момента сброса защитного конуса штыревые антенны были сложены и закреплены на штанге магнитометра. После сброса защитного конуса антенны раскрывались.

Полуоболочки контейнера были выполнены из специального алюминиевомагниевого сплава. На шпангоуте нижней полуоболочки крепилась приборная рама трубчатой конструкции, на которой размещались приборы станции.

Рис. 14. Автоматическая станция «Луна-1» (на монтажной тележке)

Аппаратура станции предназначалась для научных исследований:

– межпланетного магнитного поля;

– интенсивности космических лучей вне магнитного поля Земли;

– фотонов в космическом излучении;

– газовой компоненты межпланетного вещества;

– корпускулярного излучения Солнца;

– метеоритных частиц.

Кроме научной аппаратуры, внутри контейнера размещались:

– аппаратура для радиоконтроля траектории движения ракеты, состоявшая из передатчика и блока приемника, работавших вместе с наземными средствами;

– радиопередатчик и телеметрический блок с датчиками для передачи на Змлю научных измерений, а также данных о температуре и давлении в контейнере;

– источники электропитания: серебряно-цинковые аккумуляторы и окисно-ртутные батареи.

Контейнер заполнялся газом при давлении 1,3 атмосферы. Температура газа внутри контейнера поддерживалась около 20° С. Этот температурный режим обеспечивался, с одной стороны, специальной обработкой оболочки контейнера и приданием ей таким образом определенных оптических коэффициентов (поглощения и излучения тепловых потоков) и, с другой стороны, установкой вентилятора для принудительной циркуляции газа в контейнере. Циркулирующий в контейнере газ отбирал тепло от приборов и отдавал его оболочке, являвшейся своеобразным радиатором.

Масса последней ступени ракеты после израсходования рабочего запаса топлива составляла 1472 килограмма; общая масса научной и измерительной аппаратуры, размещенной на последней ступени ракеты, с источниками питания и отделяемым сферическим контейнером – 361,3 килограмма.

На первой космической ракете, ставшей искусственной планетой Солнечной системы, были установлены два вымпела с изображением Государственного герба СССР – ленточный и сферический, символизирующие искусственную планету.

Масса станции «Луна-2» вместе с научно-исследовательской аппаратурой и источниками питания составляла 390 килограммов.

Полет автоматических межпланетных станций «Луна-1» и «Луна-2»

Космическая многоступенчатая ракета с автоматической станцией «Луна-1» на борту стартовала 2 января 1959 а с поверхности Земли вертикально. Под действием программного механизма автоматической системы, управляющей ракетой, ее траектория постепенно отклонялась от вертикали. Скорость ракеты быстро нарастала.

В конце участка разгона последней ступени ракеты была сообщена скорость, несколько большая второй космической скорости, при этом автоматическая система управления выключила двигатель и подала команду на отделение станции от последней ступени ракеты.

Начался второй участок полета – участок свободного полета, который проходил по гиперболической траектории.

В начале движения станция двигалась весьма быстро, однако по мере удаления от Земли скорость ее уменьшалась. Так, если на высоте 150 километров скорость ракеты относительно центра Земли была несколько больше 10 километров в секунду, то на удалении 100 000 километров она равнялась уже примерно 3,5 километра в секунду.

С целью получения наиболее полных данных о движении космической ракеты и станции на всем участке полета производились непрерывные измерения дальности до ракеты, радиальной скорости ее движения (скорости удаления от измерительного пункта) и угловых координат: углов места и азимута.

Для визуального наблюдения за полетом ракеты на ней было установлено устройство, образующее искусственную комету – натриевое облако, видимое в телескопы с Земли.

3 января, когда станция находилась над Индийским океаном и удалилась от Земли на 113 000 километров, на ночном небосводе – в месте нахождения станции – появилось золотисто-оранжевое облако, быстро увеличивающееся в размерах. В Пулковской обсерватории удалось запечатлеть на пленку момент наибольшей яркости натриевого облака.

Траекторные измерения, оптические наблюдения и фотоснимки позволили уточнить