Как было получено изображение обратной стороны Луны

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 дальнейшем вводились в электронные вычислительные машины. По данным измерений, поступавшим с различных измерительных пунктов, вычислительные машины производили расчет начальных условий движения ракеты и целеуказаний измерительным пунктам. Данные, выдаваемые вычислительными машинами, получались в результате решения ими уравнений, описывающих совместное движение Солнца, Земли, Луны и автоматической межпланетной станции.

Для координации работы измерительных средств по времени и привязки результатов измерений к единому времени использовалась служба единого времени.

Все измерительные пункты были объединены системой специальной связи, обеспечивающей оперативную передачу данных измерений в вычислительный центр и целеуказаний на измерительные пункты.