Пилотируемые полеты на Луну, конструкция и характеристики Saturn V Apollo

РАКЕТОСТРОЕНИЕ

Том 3

ГОСУДАРСТВЕННЫЙ КОМИТЕТ СОВЕТА МИНИСТРОВ СССР НАУКЕ И ТЕХНИКЕ

АКАДЕМИЯ НАУК СОЮЗА СОВЕТСКИХ СОЦИАЛИСТИЧЕСКИХ РЕСПУБЛИК

ВСЕСОЮЗНЫЙ ИНСТИТУТ НАУЧНОЙ И ТЕХНИЧЕСКОЙ ИНФОРМАЦИИ

ИТОГИ НАУКИ И ТЕХНИКИ

СЕРИЯ

РАКЕТОСТРОЕНИЕ

ВЫПУСКИ, ОПУБЛИКОВАННЫЕ РАНЕЕ:

1. Ракетостроение. 1963—1965, М., 1966

2. Ракетостроение. 1966—1967, М., 1969 [1]

Предисловие

В выпуске Итоги науки и техники из серии Ракетостроение том III «Пилотируемые полеты на Луну, конструкция и характеристики Saturn V Apollo» на основании анализа, сопоставления и систематизации новейших материалов, изложенных в докладах на научно-технических конференциях AIAA, Международных астронавтических конгрессах, съездах IEEE, трудах ASME и статей в периодической литературе за 1969—1972 гг., дается описание и подводятся предварительные итоги программы Apollo.

Программа Apollo, утвержденная Конгрессом США 25 мая 1961 г., вскоре после полета Ю. А. Гагарина, должна была решить единственную конкретную задачу «достичь цели, до конца десятилетия высадить человека на Луну и возвратить его благополучно на Землю».

Пилотируемые полеты на Луну по программе Apollo закончены в декабре 1972 г.

Анализ результатов и оценка научно-технических итогов программы Apollo послужат основой для разработки новой космической техники, необходимой для дальнейшего прогресса космонавтики.

Настоящий выпуск Итогов науки и техники содержит четыре главы.

Гл. I Конструкция и характеристики Saturn V Apollo

Гл. II Системы управления корабля Apollo

Гл. III Траектории, управление, навигация, радиосвязь и аварийные возвращения

Гл. IV Космические летные испытания Saturn V Apollo и пилотируемые полеты на Луну.

В конце каждой главы приводится библиографический обзор литературы и рефератов опубликованных в изданиях ВИНИТИ АН СССР.

Автор выражает глубокую признательность и благодарность рецензенту заслуженному деятелю науки и техники П. В. Цыбину за ценные указания, советы и сделанные в рукописи исправления, доктору технических наук, профессору О. А. Чембровскому за замечания при рецензировании рукописи, инж. Никитину С. А. за активное участие в систематизации и обработке материалов по программе Apollo для ЭИ АиР, инж. Н. Н. Хлебниковой за большую помощь, оказанную при подготовке рукописи к печати.

Принятые сокращения

1. ИСЗ – Искусственный спутник Земли

2. ИСЛ – Искусственный спутник Луны

3. ЖРД – Жидкостный ракетный двигатель

4. РДТТ – Ракетный двигатель твердого топлива

5. ТНА – Турбо-насосный агрегат

6. ОК/ГОР – Окислитель/горючее

7. ЭЦВМ – Электронно-цифровая вычислительная машина

8. ЦАП – Цифровой автопилот

9. БИИ – Блок инерциальных измерений

10. БПД – Блок преобразования данных

11. УВТ – Управление вектором тяги

12. РСУ – Реактивная система управления

13. БРО – Блок расчета ориентации

14. КО – Командный отсек корабля Apollo

15. СО – Служебный отсек корабля Apollo

16. ОБ – Основной блок корабля Apollo

17. ЛК – Лунный корабль

18. ТКС – Транспортная космическая система

19. ОС – Орбитальный самолет

20. МТК – Межорбитальный транспортный корабль

21. ЯРД – Ядерный ракетный двигатель

22. ЛБК – Лунный буксирующий корабль

23. ОКС – Орбитальная космическая станция

24. ОКСЛ – Орбитальная космическая лунная станция

25. ИСМ – Искусственный спутник Марса

26. ОСУН – Основная система управления и навигации

27. АСУ – Аварийная система управления

28. НБОИ – Наземный блок обработки информации

29. КСТ – Контур коррекции смещения вектора тяги

30. САС – Система аварийного спасения

31. Орбита 185/200 км – Эллиптическая орбита с высотой над поверхностью небесного тела в перигее 185 км, в апогее 200 км

32. AIAA – American Institute of Aeronautics and Astronautics.

33. IEEE – Institute Electrical Electronics Engineer

34. NASA – National Aeronautics and Space Administration.

35. ЭИ АиР – Экспресс-информация «Астронавтика и ракетодинамика» издание ВИНИТИ АН СССР

36. ASME – American Society of Mechanical Engineers.

Введение

Итоги и перспективы развития космонавтики

XX век войдет в историю как век революционного развития науки и техники и социалистических преобразований на Земле. Но среди многих выдающихся научных и технических достижений XX века наиболее значительным является освобождение от оков земного тяготения и полет человека в космическое пространство.

Запущенный Советским Союзом 4 октября 1957 г. искусственный спутник Земли (ИСЗ) открыл Эру космических полетов.

Быстрое развитие космической техники в СССР, вскоре после запуска ИСЗ, позволило сделать человеку первый шаг в космические просторы Вселенной. 12 апреля 1961 г. Юрий Алексеевич Гагарин на корабле «Восток» облетел по орбите вокруг Земли.

Этот первый шаг – великая победа над силами природы, открывшая для всего человечества дорогу в космическое пространство, – является поворотным пунктом в истории цивилизации.

Успехи космонавтики огромны. Автоматические межпланетные станции (АМС) исследуют планеты Марс и Венера. В атмосфере Венеры совершают плавный спуск и посадку на парашютах спускаемые аппараты, передают физические характеристики атмосферы и грунта («Венера-4, 5, 6, 7 и 8»). Планета Марс исследуется аппаратами с пролетных орбит и с орбиты искусственного спутника, а на поверхности Марса осуществил мягкую посадку спускаемый аппарат («Марс-2», «Марс-3»). С Земли мы управляем движением «Лунохода-1», исследуем топографию Луны, физические характеристики лунного грунта и внегалактическое рентгеновское излучение («Луна-17»).

С помощью, беспилотных автоматических станций, осуществивших мягкую посадку на Луну, доставлены на Землю образцы лунного грунта («Луна-16» и «Луна-20»).

Расширяется использование ИСЗ для научных целей, развития народного хозяйства и промышленности (ИСЗ серий-«Протон», «Электрон», «Космос», «Метеор», «Молния»-«Орбита»).

ИСЗ «Протон-4» самая крупная в мяре автоматическая научная лаборатория в космосе. Вес полезной нагрузки «Протон-4» на орбите 17 т. Вес научной аппаратуры для изучения природы космических лучей высоких и сверхвысоких энергии 12,5 т.

На ИСЗ серии «Интеркосмос» ведутся работы по договору о международном сотрудничестве в области изучения и освоения космического пространства в мирных целях.

На орбите вблизи Земли создается первая экспериментальная орбитальная космическая станция (ОКС) с экипажем из четырех человек путем стыковки двух пилотируемых кораблей («Союз-4» и «Союз-5»).

На орбиты ИСЗ запускаются 3 пилотируемых корабля с общим составом одновременно работающего в космосе экипажа 7 чел. Ведется исследование совместного маневрирования, полета строем, методов навигации и проводится обширная программа научных экспериментов («Союз-6, 7 и 8»).

В речи на митинге посвященном встрече экипажей кораблей «Союз-6, 7 и 8», Л. И. Брежнев говорил: «Наша наука подошла к созданию долговременных орбитальных станций и лабораторий – решающего средства широкого освоения космического пространства. Советская наука рассматривает создание орбитальных космических станций со сменными экипажами как магистральный путь человека в космос. Они могут стать „космодромами в космосе“, стартовыми площадками для полетов на другие планеты. Возникнут крупные научные лаборатории для исследования космической технологии, биологии, медицины, геофизики, астрономии и астрофизики». (Газета «Правда», 30 дек. 1969 г.).

Полеты на Луну кораблей Apollo – новое выдающееся достижение в освоении человеком космических полетов. Наряду с такими событиями, как первый запуск ИСЗ, полет Ю. А. Гагарина на корабле «Восток», выход А. Леонова в открытое космическое пространство, исследование планет Марс и Венера, выход людей на поверхность Луны войдет в историю развития космонавтики как одно из важнейших событий.

Программа Apollo закончена в 1972 г. Из семи полетов по программе с посадкой на Луну (Apollo-11—17), в драматическом полете Apollo-13 посадка на Луну оказалась невозможной из-за взрыва кислородного бака и крупных разрушений служебного отсека корабля Apollo и было осуществлено аварийное возвращение экипажа на Землю.

Последняя экспедиция на Луну завершившая программу Apollo совершена на корабле Apollo-17 астронавтами Ю. Сернаном, Р. Эвансом и X. Шмиттом с 6 по 19 декабря 1972 г.

Всего по программе Apollo выполнено 9 пилотируемых полетов к Луне, из них 6 с посадкой лунного корабля на поверхность Луны.

Облет Луны совершило 27 чел.

На орбиту ИСЛ выходило 24 чел.

На поверхность Луны высаживалось 12 чел.

Стоимость космических полетов

В Space Letter NASA, № 375 от 1 сентября 1970 г. сообщалось, что на программу Apollo, включая все полеты до 1970 г., было израсходовано 23 850 млрд. долл. Вся программа, включая полет Apollo-11, до 31 июля 1969 г. стоила 21 349 млрд. долл., на каждый следующий полет расходуется 2 млрд. долл.

В Space Letter NASA, № 376 от 15 сентября 1970 г. опубликована стоимость конструкции космической системы Saturn V Apollo

Дорого стоят и пилотируемые полеты в Ближний космос на орбиты искусственного спутника Земли.

Каковы причины высокой стоимости космических полетов?

Современная космическая ракетная техника основана на баллистическом принципе полета и одноразовом использовании конструкции. Ракета-носитель и полезная нагрузка возвращаются на Землю в таком состоянии, что их невозможно использовать вторично, спасаются только люди.

Ни одна современная транспортная система, осуществляющая перевозки по земле, воде или по воздуху, не могла бы существовать, из-за слишком высокой стоимости, при одноразовом использовании конструкции.

Современная баллистическая космическая техника не может удовлетворить растущих требований космонавтики и тормозит ее дальнейшее развитие. Должна быть создана новая космическая техника, экономически более эффективная, основанная на фундаментальном изменении принципов космического полета.

Экономика США и космическая стратегия NASA

Бюджетные ассигнования NASA, начиная с 1961 г., быстро росли и достигли максимума в 6 млрд. долл. в 1966 г. (рис. 01). Однако экономические и финансовые проблемы, возникшие в США вследствие войны во Вьетнаме, привели к резкому сокращению бюджета NASA, начавшемуся в 1966 г. Это привело к быстрому росту разности между потребными расходами на перспективные космические программы и фактическим бюджетным ассигнованием NASA.

Рис. 01. Космический бюджет США.

1 – календарные годы;

2 – приблизительные расходы в млрд. долл. по годам;

3 – общий бюджет NASA;

4 – пилотируемые космические полеты;

5 – исследования и руководство программами;

6 – наземное оборудование

Сокращение бюджета стало тормозить развитие космонавтики и заставило NASA искать пути создания экономически более эффективной космической техники.

Современная космическая стратегия NASA заключается в стремлении к максимальному приращению процентов выполнения космических программ, на один израсходованный доллар.

Эта стратегия математически представляется в виде частной производной

NASA стремится к максимальному удешевлению стоимости космических программ путем перехода на новую космическую транспортную систему, состоящую из пилотируемых кораблей многократного применения.

Новая космическая транспортная система многократного применения

Принцип создания новой космической транспортной системы состоит в использовании для перевозок пассажиров и грузов трех специализированных пилотируемых космических аппаратов многократного применения, орбитального самолета (ОС), межорбитального транспортного корабля с ядерным ракетным двигателем (МТК с ЯРД) и лунного буксирующего корабля (ЛБК), на различных участках маршрута Земля-Луна.

На участке Земля-ОКС-Земля транспортировку осуществляет ОС.

МТК с ЯРД обеспечивает перевозки между орбитальными космическими станциями Земли и Луны.

Транспортировку на участке между Луной и ОКС Луны осуществляет лунный буксирующий корабль.

Главным элементом новой космической транспортной системы будет орбитальный самолет, который положит начало возникновению космической авиации. [1—6].

Космические программы США

Беспилотные космические аппараты для исследования космического пространства и использования космической техники в практических целях.

В 70-х гг. основное внимание уделяется исследованию внутренних планет Меркурий и Венера, а также планеты Марс. Предусматриваются первоначальные исследования внешних планет – Юпитера, Сатурна и Урана – и будут предприняты первые попытки исследования Нептуна и Плутона.

Программа исследования планет, приведенная ниже, охватывает всю нашу Солнечную систему и сочетает исследование планет с пролетных орбит, с орбит искусственных спутников планет, использование зондов и аппаратов мягкой посадки [7].

В области применения космической техники для связи, метеорологии и исследования ресурсов Земли, роль NASA существенно меняется. NASA будет отвечать за разработку новой техники и обеспечивать инструктаж агентств, которые будут использовать эту технику.

Таблица 01

Для участия в этой области национальной космической программы привлекаются несколько правительственных агентств и частных компаний.

NASA проектирует запуск спутника связи ATS—F/G на синхронную орбиту с целью усовершенствования техники связи, улучшения техники управления движением самолетов, навигации и ретрансляционной техники.

NASA разрабатывает проект синхронного метеорологического ИСЗ SMS для непрерывного наблюдения за погодой над большей частью поверхности Земли.

В области исследования ресурсов Земли NASA разрабатывает ИСЗ ERIS для усовершенствования приборного оборудования многоспектрального обзора и исследования земных ресурсов.

Пилотируемые полеты

В 70-х гг. NASA предусматривает проведение трех программ пилотируемых полетов.

1. Завершение полетов по программе Apollo.

2. Запуск и эксплуатация орбитальной космической станции Skylab.

3. Создание и ввод в эксплуатацию орбитального самолета.

Хотя общее число пилотируемых полетов небольшое, в 70-е гг. произойдет переход на качественно новую космическую технику – космическую авиацию. Создание космической авиации, основанной на более совершенных принципах полета и экономически более эффективной, позволит снизить расходы на транспортировку полезной нагрузки на орбиту ИСЗ в 100 раз и это будет иметь большое значение для дальнейшего прогресса космонавтики. [8—12] Программы NASA пилотируемых космических полетов на 70-е годы приведены в таблице 01.

Литература

1. Senate approves space shuttle funding. Aerospace Daily -1971 49 № 42 ЭИ АиР, 1971, № 41; РЖ, 1971, 11.41.49[2])

2. Shuttle promises billions of dollars in cost savings – mathematica. Space Bus. Daily, 1971, 56, № 33, .РЖ, 1971, 11.41.55

3. Congress blocks shuttle funding cuts. Aviat. Week and Space Technol., 1971, 95, № 1, ЭИ АиР, 1971, № 41; РЖ, 1971, 11.41.102

4. Phased approach to space shuttle development studied by NASA. Aerospace Daily, 1971, 48, № 33, ЭИ АиР, 1971, № 41; РЖ, 1971, 11.41.19

5. Nau R. A. Meeting space shuttle technology requirements at minimum cost. Pap. ASME, 1970, № AV/SpT—17, РЖ, 1971, 10.41.175

6 Milton J. F., Schramn W. B. Space shuttle vehicle concept and technology requirements. Pap. ASME, 1970, № AV/SpT-21, ЭИ АиР, 1971, № 42, РЖ, 1971. 10.41.178

7. Titus R. R. Early manned exploration of the planets. J. Spacecraft and Rockets, 1971, 8, № 5, ЭИ АиР, 1971, № 40, РЖ, 1971, 11.41.199

8. Advanced lunar operation keyed to nuclear shuttles. Aviat. Week and Space Technol., 1963, 91, № 6, ЭИ АиР, 1970, № 9

9. Bock E. H., Peters С. F., Siden L. E. Stage characteristics of an orbit—to—orbit shuttle designed for launch in an earth-to-orbit shuttle-vehicle. AIAA Paper № 70—268, ЭИ АиР, 1970, № 32

10. Nixon endorses Space Shuttle, calls for 5,5 billion +20% over next six years. Aerospace Daily, 1972, 53, № 4

11. Shuttle shapes up. Flight international, 1972, 101, № 3280, РЖ, 1972, 5.41.150

12. A shuttle decision. Flight International, 1972, 101, № 3279, РЖ, 1972, 5.41.20

Глава I

Конструкция и характеристики Saturn V Apollo

1.1. Ракета-носитель Saturn V

Самая мощная в США ракета-носитель Saturn V вместе с космическим кораблем Apollo имеет высоту 110 м и номинальный вес ~2750 т (рис. 11.1 см. вкладку в конце книги).

Основные данные ракеты-носителя Saturn V. Заказчик Национальный комитет по авиации и астронавтике (NASA) США.

Проект NASA, Центр космических полетов им. Маршалла.

Первая ступень (S-IC)

Вторая ступень (S-II)

Третья ступень (S-IVB)

Ступень S-IC ракеты-носителя Saturn V изготовлялась на заводе фирмы Boeing, специальное оборудование (трубопроводы, клапаны, переключатели, бортовая аппаратура, изоляция) поставлялись различными предприятиями США. Сборка серийных ступеней производилась на заводе Michoud.

Длина S-IC 42,5 м, диаметр 10,1 м, вес без топлива 135 т, с топливом 2145 г (рис. 11.2).

Двигательный отсек состоит из силовой конструкции,теплозащиты и стабилизаторов. Силовая конструкция воспринимает сосредоточенные усилия от пяти двигателей и передает их в виде равномерно распределенной нагрузки на нижний стык топливного отсека. Один двигатель укреплен неподвижно в центре отсека на двух пересекающихся балках, 4 периферийных внешних двигателя укреплены в кардановых подвесках, которые расположены по окружности отсека под углом 90° один к другому.

Сосредоточенные нагрузки от стартовых стоек передаются через подкрепленную оболочку, устойчивость которой обеспечивается внутренними шпангоутами. Чтобы обеспечить необходимое распределение напряжений и минимизировать вес, толщина оболочки меняется от 16 до 5 мм в продольном и окружном направлениях. Конструкция отсека сделана из алюминиевого сплава 7075 (кроме штампованных деталей, которые изготовляются из сплава 7079).

Рис. 11.2. Первая ступень S-IC

Количество тепла, выделяемое двигателями F-1, составляет 9760 ккал/м? (80% тепла передается излучением от пламени) . Поэтому конструкция и оборудование в донной части ступени закрыты керамической теплоизоляцией М-31, которая состоит из волокнистого титана с высоким коэффициентом отражения, асбестового волокна и связующего вещества (коллоидная двуокись кремния).

Изоляция работает при уровне шума 164 дб и удельном тепловом потоке 65 ккал/м?сек.

Обтекатели защищают периферийные двигатели от аэродинамических нагрузок и тем самым снижают усилия, необходимые для их поворота.

Конструкция обтекателей состоит из шпангоутов, лонжеронов и подкрепленной обшивки.

Хвостовая часть обтекателей сделана из титана и нержавеющей стали, так как расчетная температура в этой зоне равна 650°C. Остальная часть конструкции сделана из алюминиевого сплава.

Четыре трапецевидных стабилизатора ступени обеспечивают устойчивость ракеты-носителя при максимальном скоростном напоре и имеют площадь 7 м? каждый. Конструкция состоит из лонжеронов и нервюр, отстоящих на 25 см друг от друга, и обшивки. Материал обшивки титан 6А1-4V (температура задней и передней кромок стабилизатора 1093 и 400…480°C соответственно).

Топливный отсек состоит из баков горючего и окислителя длиной 13,1 и 19,5 м объемом 835 и 1340 м? соответственно. Оба бака имеют цельносварную конструкцию, выполненную из алюминиевого сплава 2219. Эллипсоидные днища баков сварены из восьми трапецевидных и восьми треугольных сегментов.

Стенки баков состоят из панелей с продольными ребрами жесткости таврового сечения.

Ребра расположены на внутренней стороне панелей и получены фрезерованием из плиты толщиной 5 см. Днища и стенки баков с обшивкой межбаковых отсеков соединяются через шпангоут V-образного сечения размером 13х69 см.

При проектировании баков коэффициент безопасности. принимался равным 1,4, и расчет прочности велся на 140% максимально возможной нагрузки. Испытание баков проводилось на давление 105% от максимального расчетного. Баки работают при циклических нагрузках, материал всегда имеет не обнаруженные риски, трещины и другие дефекты, рост которых при циклических напряжениях приводит к разрушению конструкции. Поэтому проводилась оценка допустимых дефектов при контроле качества продукции.

Для демпфирования колебаний топлива на цилиндрической части баков приварены шпангоуты закрытого профиля с размерами поперечного сечения 75х100 см, а на нижнем днище установлены крестообразные перегородки. Шпангоуты и перегородки одновременно подкрепляют оболочки баков. Они сделаны из алюминиевого сплава 7079-Т6 и 7075-Т6.

Гелий, необходимый для наддува бака горючего, хранится в четырех баллонах объемом 0,88 м? при давлении 210 ат. Баллоны сделаны из алюминиевого сплава 2219 и крепятся к шпангоутам внутри бака окислителя.

Все 5 трубопроводов окислителя проходят через бак горючего и помещаются в герметичных трубах диаметром 64 см и длиной 12,2 м, подкрепленных шпангоутами. Материал труб – алюминиевый сплав 2219. К верхнему днищу каждая труба крепится через сильфон.

Внутри герметичных труб (туннелей) проходят трубопроводы окислителя диаметром 0,43 м.

Трубопроводы крепятся к днищу бака окислителя и к кронштейнам двигательного отсека. Трубопроводы имеют универсальные герметичные шарниры и специальные узлы – температурные компенсаторы, – которые допускают повороты работающих двигателей, температурные деформации конструкции и юстировку двигателей.

Топливо подается к двигателям по трубопроводам диаметром 0,3 м.

До старта бак окислителя наддувается гелием, после запуска – газообразным кислородом, который отбирается от магистрали окислителя высокого давления и пропускается через теплообменники двигателей.

Газообразный кислород поступает в бак через редукционный клапан. Бак горючего наддувается гелием. Охлажденный гелий нагревается в теплообменнике двигателей и поступает в бак горючего. Баки оборудованы клапанами для сброса давления и дренажными клапанами.

Межбаковый отсек – негерметическая полумонококовая конструкция – выполнен в виде цилиндрической оболочки, состоящей из 18 гофрированных панелей, подкрепленных пятью разъемными круговыми шпангоутами с двутавровым поперечным сечением, Расстояние между шпангоутами 1,25 м. Материал оболочки – сплав 7075.

Полумонококовая конструкция верхнего переходника состоит из подкрепленных панелей и трех шпангоутов. Для уменьшения эллиптичности обвода в полете и при наземной эксплуатации верхней стыковой шпангоут имеет усиленную конструкцию, и момент инерции его поперечного сечения равен 1930 см4. Внутри переходника располагается бортовая аппаратура первой ступени. Для устранения несоосности при стыковке ступеней S-IC и S-II на наружной стороне переходника устанавливаются центровочные фиттинги, а на S-II – направляющие шпильки с заходным конусом. Фиттинги снимаются после установки 216 болтов, диаметром 12мм.

Сложность конструкции такой сравнительно простой компоновочной схемы объясняется большими размерами ракеты-носителя, высоким удельным расходом компонентов, высокими акустическими и вибрационными нагрузками, создаваемыми двигателями, высокими требованиями к надежности и сравнительно низким весовым коэффициентам конструкции. При увеличении веса S-IC на 5,9 кг вес полезной нагрузки уменьшается на 0,64 кг.

Ступень S-IC имеет 5 быстроразъемных соединений (отрывных плат). На передней плате располагаются отрывные разъемы кабельной сети системы телеметрии, трубопроводов кондиционирования воздуха и вспомогательной пневмомагистрали. На плате межбакового отсека крепятся разъемы главных трубопроводов окислителя. Три нижние платы несут разъемы магистрали горючего, дренажной магистрали окислителя, трубопроводов различных наземных систем. Передняя и межбаковая платы расстыковываются и убираются до включения двигателей F-1. Три нижние платы отрываются при старте ракеты-носителя.

Система управления S-IC включает в себя систему управления вектором тяги, систему гидропривода и регулирующую аппаратуру. Восемь рулевых машинок отклоняют двигатели в двух плоскостях со скоростью 5 град/сек.

Рабочей жидкостью гидравлической системы является горючее RP-1, отбираемое из трубопроводов горючего высокого давления. После выключения двигателей F-1 включаются 8 тормозных РДТТ, расположенных под обтекателями главных двигателей. Тяга каждого тормозного РДТТ 39 т время работы 0,66 сек

Отделение первой ступени происходит на высоте 65 км при скорости 2,38 км/сек.

ЖРД F-1 фирмы North American Rockwell, Rocketdyne (США). Это самый большой и самый мощный ЖРД в США. Двигатель состоит из головки камеры сгорания, имеющей 2600 форсунок окислителя и 3700 форсунок горючего, отъемной сопловой приставки одного ТНА с прямым приводом, одного газогенератора, одного управляющего клапана для жидкого кислорода и горючего, одного управляющего клапана для пуска и останова. Кроме того, имеются агрегаты управления, клапан генератора, клапан воспламенительного устройства, устройство, подающее самовоспламеняющиеся компоненты топлива для зажигания смеси в основной камере сгорания, и пиротехнический воспламенитель для зажигания топлива в газогенераторе и зажигания выхлопных газов (рис. 11.3а, 11.3б).

Рис. 11.3 (а). ЖРД F-1

Последовательность операций во время запуска и останова ЖРД регулируется клапанами, срабатывающими от нарастающего давления компонентов топлива.

ЖРД F-1 снаружи окружен теплозащитой, предохраняющей его от нагрева внешним потоком воздуха в полете по траектории.

Программой дальнейших усовершенствований двигателя предусматривалось получение 2-режимной характеристики.

Для увеличения полетной нагрузки ракеты-носителя двигатель форсируется до 715 т с последующим переходом в полете на номинальный режим на 80-й сек для снижения перегрузок. Такой двигатель может обеспечить увеличение полезной нагрузки на 900 кг.

Рис. 11.3 (б). Схема ЖРД F-1:

1 – насос жидкого кислорода; 2 – насос горючего; 3 – контролирующий клапан; 4 – четырехходовой соленоидный клапан; 5 – жидкий кислород; 6 – воспламенитель; 7 – сопло; 8 – камера сгорания; 9 – форсуночная головка; 10 – патрон с самовоспламеняющейся жидкостью; 11 – теплообменник; 12 – турбина; 13 – газогенератор; 14 – клапан продувки; 15 – клапан управления

Основные технические характеристики ЖРД F-1.

СТУПЕНЬ S-II фирмы North American Rockwell (США) имеет длину 25 м, диаметр 10,1 м, вес без топлива 37,6 т, с топливом 458,7 т (рис. 11.4). S-II состоит из верхнего переходника, топливных баков, двигательного отсека с пятью ЖРД J-2, нижнего переходника между первой ступенью S-I С и второй ступенью S-II.

Верхний переходник (полумонококовая клепаная конструкция длиной 3,5 м) сделан из алюминиевого сплава 7075-Т6. Обшивка переходника подкреплена стрингерным набором. На нем установлено 4 РДТТ, которые запускаются после отделения ступени S-IVB и тормозят ступень S-II.

Топливный отсек включает в себя бак жидкого кислорода объемом 370 м? и бак жидкого водорода объемом 1100 м?. Верхнее днище водородного бака сделано из 12 лепестковых секций. Стенки цилиндрической части бака сварены из шести цилиндрических колец, которые в свою очередь состоят из четырех панелей.

Днище и стенки бака покрыты теплоизоляцией, сокращающей потери водорода на испарение на стартовой позиции и в полете до 6% в 1 ч и уменьшающей температурные напряжения в оболочке бака. Все это в целом экономит 1,4 т веса ступени. Теплоизоляция состоит из фенольных сот с пенистым заполнителем, покрывается слоем найлона и тадларовой пленки и приклеивается к стенкам бака. Толщина теплоизоляции стенок 40 мм, верхнего днища 12 мм.

Баки – водородный и кислородный – имеют смежное днище (перегородку). Применение общего днища позволило сэкономить 4,9 т веса по сравнению с вариантом с индивидуальными днищами. Смежное днище состоит из двух оболочек, пространство между которыми заполнено теплоизоляцией: вакуумированные соты из фенольного пластика с пенопластовым заполнителем, покрытые слоем найлона и тадларовой пленкой.

Кислородный бак крепится к стыковочному кольцу 600 болтами. Нижний переходник монококовой конструкции с внутренними несущими кольцами и вертикальными стрингерами обеспечивает жесткое соединение ступеней S-IC и S-II. Восемь РДТТ установлены вокруг наружной поверхности переходника и запускаются после отделения первой ступени, чтобы осадить топливо в баках ступени S-II перед запуском ЖРД J-2. Через 30 сек после запуска ЖРД J-2 переходник сбрасывается пиротолкателями.

Рис. 11.4. Вторая ступень S-II

Рис. 11.5. Третья ступень S-IVB

Двигательный отсек сваривается из четырех панелей и имеет крестовину для монтажа пяти ЖРД J-2. Четыре поворачивающихся двигателя устанавливаются по периферии отсека, один неподвижный двигатель крепится в центре. Теплозащитный экран (сотовая конструкция, пропитанная теплостойкой фенольной смолой) защищает донную часть ступени от нагрева при работе двигателей J-2 и крепится внутри нижнего переходника и вокруг камер двигателя. Баки сделаны из алюминиевого сплава 2014-Т6, переходники и двигательный отсек из алюминиевого сплава 7075-Т6.

Теплоизоляция водородного бака второй ступени

Жидкий водород, используемый в качестве горючего во второй ступени, имеет температуру кипения -253°С (20°К); для уменьшения подвода тепла к нему наружная стенка бака покрыта теплоизоляцией слоистой конструкции.

Низкая температура силовой конструкции бака позволила повысить допустимые напряжения и получившийся выигрыш в весе скомпенсировал значительную часть веса теплоизоляции.

Учитывалась возможность проникновения воздуха в теплоизоляцию и при его фракционном сжижении образование значительного количества конденсированного кислорода. Теплоизоляционные материалы являются органическими соединениями и чувствительны к контакту с жидким кислородом.

Во избежание проникновения воздуха теплоизоляция снаружи покрывается герметизирующей пленкой, а внутри продувается гелием. Однако, продувка гелием увеличивает коэффициент теплопередачи и ухудшает ее свойства.

Теплоизоляция рассчитана так, чтобы в процессе взлета и разгона ракеты поглощаемое водородом количество тепла было меньше 45 400 ккал. Толщина теплоизоляции с учетом влияния на коэффициент теплопередачи продувки гелием была принята равной 40,6 мм.

Теплоизоляция сотовой конструкции из стеклопластика с полиуретановым наполнителем. Слоистая оболочка из найлона, пропитанного фенольной смолой, предохраняет пенопластовую изоляцию от действия высокой температуры, достигающей 185°C на наружной поверхности бака. Теплоизоляция сверху покрыта герметизирующей тадларовой пленкой.

Из-за высокой пожароопасности, возникающей при применении жидкого водорода, было принято, что все теплоизолирующие материалы должны обладать свойством самопотухания при поджигании в атмосфере.

В процессе испытаний различных образцов теплоизоляции было установлено, что любые значения концентрации жидкого кислорода, превышающие 20%, являются опасными. Поэтому продувка теплоизоляции гелием является необходимой.

Экспериментально полученный коэффициент теплопроводности теплоизоляции толщиной 40,6 мм с продувкой гелием равен 0,093 ккал/м·ч·град. Для вакуумируемой теплоизоляции коэффициент теплопроводности меньше 0,0248 ккал/м·ч·град.

В топливную систему, кроме трубопроводов и арматуры, входят перегородки для демпфирования колебаний топлива, устройства, препятствующие воронкообразованию на входе в трубопровод, датчики расхода компонентов. Система позволяет регулировать подачу компонентов в необходимом соотношении. Для наддува водородного бака используется газообразный водород, отбираемый из трубопровода J-2. Кислородный бак наддувается газообразным кислородом, поступающим от магистрали жидкого кислорода через теплообменник.

Двигатели второй ступени включаются, когда расстояние между ступенями S-IC и S-II увеличится до 2…3 м. Это повышает надежность разделения и исключает необходимость делать дополнительную тепловую защиту на S-II.

Система управления полетом S-II начинает функционировать после отделения S-IC и получает команды от аппаратуры приборного отсека. В нее входит система управления вектором тяти, отклоняющая 4 периферийных двигателя на ±7°. Эти двигатели укреплены на кардановых подвесках и отклоняются двумя сервоприводами, имеющими автономные турбонасосные системы. Отклонения ЖРД обеспечивают управление ракетой по всем каналам.

Ступень S-IVB фирмы McDonnell Douglas Astronaut (США) предназначена для завершения вывода корабля Apollo на геоцентрическую орбиту и последующего перевода на траекторию полета к Луне. Длина ступени 17,8 м, диаметр 6,61 м, ступень снабжена одним ЖРД J-2, закрепленным в кардановом подвесе, вес топлива 104,5 т, соотношение окислителя и горючего 5 : 1 (рис. 11.5).

S-IVB состоит из верхнего и нижнего переходников, отсека топливных баков и двигательной установки. Цилиндрическая часть топливного отсека изготовляется из семи сегментов размером 610 x 305 х 1,9 см, внутренняя поверхность которых подвергается химическому фрезерованию для получения конструкции вафельного типа с размером клетки 23 x 23 см. Сферические днища баков свариваются из девяти штампованных и фрезерованных сегментов. Водородный и кислородный баки имеют общее днище, конструкция которого аналогична общему днищу баков второй ступени. Толщина приклеиваемой полиуретановым клеем стеклопластиковой сотовой теплоизоляции 12…25 мм.

Материал баков алюминиевый сплав 2914-Т6. После сборки водородный бак проходит гидравлические контрольные испытания и покрывается внутренней теплоизоляцией.

Силовая установка S-IVB имеет системы прокачки компонентов, которая обеспечивает охлаждение магистральных агрегатов (насосы, клапаны, трубопроводы) перед включением двигателя. Охлаждение ведется жидким водородом и кислородом, которые циркуляционными насосами подаются из баков в коммуникации двигателя, охлаждают их, проходят через открытый в это время перепускной клапан и поступают снова в баки (рис. 11.6.).

Расчетная производительность циркуляционного водородного насоса 510 л/мин при 0,39 ат и кислородного насоса 118 л/мин при 1,8 ат. Продолжительность работы системы 5 мин.

Для наддува бака окислителя используют гелий, который хранится в восьми титановых баллонах под давлением 210 ат. Баллоны расположены в водородном баке. Гелий редуцируется до 28 ат и нагревается в теплообменнике ЖРД J-2. Давление в баке регулируется реле давления и поддерживается в пределах 2,6…2,8 ат. Бак горючего до старта наддувается гелием, а во время работы двигателя – газообразным водородом, который отбирается на выходе из рубашки ЖРД J-2. В баке поддерживается давление наддува 1,9…2,2 ат.

Рис. 11.6. Схема топливной системы ЖРД J-2 (а) и охлаждение двигателя перед запуском (б): 1 – главный кислородный клапан; 2 – расходомер; 3 – ТНА окислителя; 4 – предклапан; 5 – насос прокачки (не работает); 6 – кислородный бак; 7 – бак жидкого водорода: 8 – клапан рециркуляции; 9 – отводной клапан; 10 – ТНА горючего; 11 – главный водородный клапан; 12 – насос прокачки (работает).

Система регулирования подачи топлива имеет датчики уровня топлива, расположенные в баках и связанные с бортовым вычислительным устройством, которое вырабатывает команды для клапана регулирования подачи окислителя. С изменением уровня топлива в баках меняется электрическая емкость датчиков. Система обеспечивает весовое соотношение компонентов окислителя и горючего 5:1.

Для управления по каналам тангажа и курса ЖРД, укрепленный на кардановом подвесе, может отклоняться гидравлической системой на ±7°. В течение всего полета ступени управление по крену осуществляется тремя испомогательными ЖРД фирмы Thompson Ramo Wooldrodge, расположенными на нижнем переходнике. ЖРД работают на монометилгидразине и четырехокиси азота, развивают тягу 68 кг. Двигатели могут работать в импульсном режиме с продолжительностью импульса до 30 мсек. Четвертый вспомогательный ЖРД (ускоряющий) аналогичен трем первым, расположен также на нижнем переходнике и его вектор тяги направлен вдоль ступени S-IVB от S-II. При давлении 7 ат в камере сгорания двигатель развивает тягу до 32 кг. Подача компонентов в двигатели вытеснительная. В полете четвертый ускоряющий ЖРД работает дважды: после отделения S-II от S-IVB перед первым включением ЖРД J-2 и второй раз двигатель сообщает ускорение третьей ступени для осадки топлива в баке перед запуском ЖРД J-2 для выхода на траекторию полета к Луне.

ЖРД J-2 фирмы North American Rockwell, Rocketdyne (США)

Двигатель J-2, работающий на жидком кислороде и жидком водороде используется на второй и третьей ступенях ракеты-носителя Saturn V.

ЖРД J-2 имеет следующие технические характеристики (рис. 11.7а,б)

При изменении соотношения компонентов рабочей смеси в пределах от 5,5 до 4,5 тяга увеличивается на 25%. В полете двигатель допускает повторный запуск.

а) б) Рис. 11.7 (а, б) ЖРД J-2

Система подачи компонентов рабочей смеси основана на использовании двух ТНА (рис. 11.8).

Схема с двумя ТНА дает возможность обеспечить работу обоих насосов на оптимальных оборотах без применения редукторов. Осевой 7-ступенчатый насос горючего имеет номинальную мощность 6000 квт, создает давление 78 ат при 27 260 об/мин, а одноступенчатый центробежный насос окислителя номинальной мощностью 1270 квт создает давление 64 ат при 8000 об/мин. Горячий газ генератора поступает сначала на турбину насоса горючего, а затем на турбину насоса окислителя. Последовательный проход газа через две турбины обеспечивает оптимальные характеристики турбин и позволяет легко регулировать соотношение компонентов рабочей смеси в камере сгорания. На двигателе имеется пусковой бачок с гелием для срабатывания пусковых клапанов и герметичный блок с пусковым программным механизмом. Запуск ЖРД начинается раскруткой турбин от пускового бачка с газообразным водородом. Для обеспечения повторного запуска, во время работы двигателя бачок наполняется сжатым водородом, отбираемым из рубашки камеры сгорания.

Рис. 11.8. Схема ЖРД J-2

Система регулирования должна обеспечить поддержание в камере сгорания постоянного соотношения компонентов с точностью ±10% при условии равномерной выработки баков.

Камера сгорания ЖРД выполнена из трубок из нержавеющей стали толщиной 0,3 мм. Трубки уложены по поверхности камеры, спаяны бронзой и образуют единую конструкцию. Для регенеративного охлаждения камеры используется горючее. Оно подается в трубопроводы под давлением 68 ат, проходит половину пути по 180 трубкам вниз, затем поднимается вверх по 360 трубкам, обеспечивая эффективное охлаждение. Колпак и распылительная головка расположены в верхней части камеры сгорания. Через колпак подается жидкий кислород. Одновременно колпак используется для крепления подшипника карданного подвеса и системы зажигания. Распылительная головка имеет полые стойки для подвода окислителя и расположенные под ними резьбовые топливные сопла. Каждое топливное сопло впрессовано в стенку распылительной головки. Жидкий кислород поступает по трубопроводу и впрыскивается через полые стойки в зону воспламенения камеры сгорания. Водород по трубопроводу подводится в камеру сгорания и впрыскивается через топливные сопла, расположенные концентрически с соплами окислителя.

Карданный подвес крепится к верхней части распылительной головки двигателя. Подшипники из тефлона с покрытием из стекловолокна обеспечивают малое трение по сухой поверхности.

Система зажигания воспламеняет впрыскиваемое в камеру топливо с помощью двух запальных свечей, расположенных сбоку камеры воспламенения. Система работает непрерывно во время запуска, снабжена индикатором, не требует охлаждения и допускает многократное зажигание.

Главный кислородный и водородный клапаны управляют расходом окислителя и горючего, поступающего в камеру сгорания. Клапаны поджаты пружинами в закрытом состоянии и имеют пневматические устройства, открывающие их при запуске двигателя.

Перепускные клапаны установлены в кислородной и водородной магистралях, поджаты пружинами в открытом состоянии и под давлением закрываются. Клапаны обеспечивают циркуляцию топлива в трубопроводах и агрегатах для создания рабочей температуры перед запуском двигателя. Во время работы двигателя клапаны закрыты.

Теплообменник, установленный в выхлопном трубопроводе между кислородным ТНА и камерой сгорания нагревает гелий и жидкий кислород, используемые для наддува кислородного бака.

Приборный отсек ракеты-носителя Saturn V

В приборном отсеке смонтированы основные блоки электронной системы ракеты-носителя Saturn V. Он расположен между ступенью S-IVB и кораблем Apollo, имеет диаметр 6,6 м и высоту 0,9 м; на внутренней поверхности цилиндрического кольца размещены главные блоки управления стартом ракеты-носителя, ориентации и полетом по траектории, навигации, телеметрии и аварийной системы. Основные блоки системы управления – бортовая вычислительная машина (фирмы IBM, США) и инерциальная платформа ST-124M (фирмы Bendix, США), блоки управления полетом – аналоговая вычислительная машина (фирмы Electric Communications Inc., США), скоростные гироскопы (фирмы Nortronics, США), и акселерометры. Обмен информацией между приборным отсеком и оборудованием, размещенным на ступенях ракеты, осуществляется через специальные устройства (фирмы IBM, США).

Система терморегулирования приборного отсека состоит из 17 теплоотводящих панелей, каждая размером 76x76 см. Блоки электронного оборудования и приборы монтируются непосредственно на панелях, отводящих тепло. Через панели циркулирует охлаждающая жидкость (смесь 60% метанола и 40% воды), уносящая тепло в теплообменник, где она охлаждается испарением воды. Помимо охлаждения приборного отсека система управления микроклиматом также обеспечивает отвод тепла от оборудования, размещенного в носовой части ступени S-IVB.

Информация со стабилизированной платформы поступает в бортовую ЭЦВМ, которая сравнивает фактические характеристики полета с заданными и вычисляет команды для счетно-решающего устройства управления. Преобразователь информации связан со многими узлами радиоэлектронного, оборудования ракеты-носителя. Он управляет потоком информации, осуществляет временное хранение данных, преобразует информацию в требуемую форму, выполняет простые вычисления и логические операции. Измерительная система ракеты-носителя состоит из электрических съемников, датчиков, сигнализирующих устройств и устройств для обработки данных. Радиочастотная система приборного отсека обеспечивает слежение, выработку команд и телеметрическую передачу.

Электрическая система преобразует и распределяет энергию, необходимую для работы агрегатов в полете. Электрическая энергия обеспечивается серебряно-цинковыми аккумуляторами с номинальным напряжением 28 в. Вся ракета оборудована системой обнаружения неисправностей, вырабатывающей сигналы аварийного состояния, передаваемые на пульт управления астронавтов. [3, 4, 7, 8, 18—23, 25, 26, 30]

1.2. Последовательность операций при старте Saturn V и выводе корабля Apollo на траекторию полета к Луне

Сборка и проверка в сборочном цехе

Предполетная проверка и испытания Saturn V Apollo ocyществляются объединенной правительственно-промышленной комиссией в составе 500 человек. Более 5000 человек разных специальностей участвуют в подготовке к старту Saturn V Apollo в Космическом центре NASA им. Кеннеди.

В сборочном цехе на расстоянии 5 км от ближайшего стартового комплекса производятся сборка и сопряжение ступеней S-IC, S-II, S-IVB и корабля Apollo. Осуществляется общая проверка перед транспортировкой на стартовую позицию. Эта проверка подтверждает готовность космической системы и наземного оборудования к прохождению испытаний.

При испытаниях, имитирующих полет, Saturn V и корабль Apollo должны удовлетворять всем предъявляемым требованиям нормального полета и аварийных ситуаций.

На стартовой позиции

За 8—10 недель до старта Saturn V Apollo транспортируется на стартовую позицию. После соединения всех электроцепей, пневмокоммуникаций, топливных линий космической системы и передвижной стартовой платформы включается энергия и производится проверка всех коммуникаций. Одновременно проверяются бортовые и наземные радиосистемы.

Затем производятся испытания готовности к полету, в которых одновременно с действительным отсчетом времени и имитацией полетных операций проверяется работа Восточного испытательного полигона и Центра управления полетом в Хьюстоне. В процессе этих испытаний подтверждается готовность всех систем к полету.

Для окончательного испытания Saturn V Apollo перед стартом баки заправляются топливом и производится имитация предстартовой работы всех систем до момента включения ЖРД.

Однако, проверка работы экипаж – корабль осуществляется до заправки ракеты топливом.

Предстартовый отсчет времени и стартовые операции

Последний предстартовый отсчет времени начинается за 6 сут до старта, в это время выполняются все операции подготовки к полету.

Подстартовый отсчет содержит несколько пауз, чтобы избежать необходимости отсрочки полета, если обнаружатся аномалии в работе систем.

Перед началом окончательного отсчета в To -28 ч (38 ч 22 мин до старта) основное внимание уделяется проверке работы электромеханизмов и общей проверке космической системы.

Окончательный предстартовый отсчет начинается в To -28 ч, исключая паузы (To – момент старта).

Заправка топливом начинается с заливки жидкого кислорода. Баки перед заправкой охлаждаются. Вначале заправляется до 40% ступень S-II, затем заправляется до 100% S-IVB, дальше заправляется до 100% S-II, затем до 100% S-IC. Эта процедура позволяет убедиться в отсутствии утечки кислорода из бака ступени S-II до его полной заправки. Дальше заправляется жидкий водород в бак ступени S-II, затем в S-IVB. Общее время заправки ракеты криогенным топливом 4 ч 30 мин.

Когда все системы Saturn V Apollo подготовлены к полету, осуществляется переход на команду «зажигание в T0—190 сек» и Saturn V переводится на автоматику.

В момент времени To -8,9 сек в программный механизм приборного отсека посылается сигнал на зажигание ЖРД F-1 ступени S-IC.

Высоким давлением окислителя продувается газогенератор, кислородный клапан, камера сгорания и подается энергия на соленоидный клапан, управляющий стартом двигателя. Газогенератор запускается, газ поступает на турбину ТНА и через теплообменник в камеру расширения ЖРД. Обороты турбины увеличиваются, под возросшим давлением разрывается диафрагма, открывается топливный клапан и вслед за горючим в камеру сгорания входит гипергольная жидкость, которая, контактируя с окислителем, производит спонтанное воспламенение, и ЖРД начинает работать.

Возросшее давление в камере сгорания включает контактный переключатель, сигнализирующий, что двигатель работает нормально в момент времени To -1,6 сек. Из пяти ЖРД F-1 первым запускается центральный двигатель, затем по 2 периферийных ЖРД с интервалом 300 мсек.

Saturn V удерживается с работающими ЖРД в течение 5 сек, после восстановления полной тяги освобождаются 4 удерживающих рычага, и ракета начинает подниматься, преодолевая удерживающие силы, возникающие от металлических пальцев, протягиваемых сквозь отверстия. Этот процесс мягкого освобождения длится 0,5 сек.

Через 1,7 сек после начала подъема ракеты, внешние ЖРД отклоняются, создают угол рыскания и увеличивают зазор, предотвращающий возможность контакта ракеты с башней. Этот маневр заканчивается на 10-й сек полета.

Аналоговая вычислительная машина, управляющая полетом, вырабатывает управляющие сигналы по крену и тангажу, выдает их в сервоприводы карданов ЖРД и выводит ракету на заданный азимут. Маневр по крену заканчивается на 31-й сек, а программа управления по тангажу продолжается до отделения ступени S-IC.

Центральный ЖРД F-1 выключается за 1/2 мин до окончания работы ступени S-IC, во избежание слишком большого ускорения. Периферийные ЖРД работают до тех пор, пока не израсходуется весь кислород или керосин. После команды на выключение периферийных ЖРД включаются 8 тормозных РДТТ, и ступень S-IC отделяется от S-II на высоте Н=67 км при скорости V >2,75 км/сек. Продолжая баллистический полет, S-IC поднимается до высоты 110 км и падает в Атлантический океан на расстоянии 680 км от места старта.

За 0,2 сек, до отделения S-IC селектор последовательности операций приборного отсека выдает команду на запуск восьми РДТТ, установленных на нижнем переходнике S-II для осадки топлива. Менее, чем через 1 сек после разделения ступеней подается команда на запуск ЖРД ступени S-II. Запуск ЖРД J-2 начинается с подачи энергии двум запальным свечам в газогенераторе и к воспламенителю в камере сгорания. Затем начинают работать 2 соленоидных клапана: один для регулировки подачи гелия, другой для управления процессом воспламенения. Гелий используется для поддержания в закрытом положении перепускных клапанов, обеспечивающих начальное охлаждение топливных магистралей, продувки каналов окислителя в днище головки двигателя и каналов окислителя в газогенераторе. После этого открываются основной клапан горючего и клапан подачи окислителя в воспламенитель камеры сгорания. Таким образом создается факел в центральной части форсуночной головки. Начальная раскрутка турбин осуществляется с помощью сжатого газообразного водорода, хранящегося в пусковом баке. Спустя 0,64 сек. с момента подачи сжатого водорода на турбину, клапан пускового бака закрывается и включается основной соленоид управления, который прекращает продувку гелием газогенератора и открывает клапан подачи окислителя. Двигатель выходит на номинальный режим и подача энергии на запальные свечи прекращается.

Пять ЖРД J-2 ступени S-II запускаются одновременно, и через 23 сек сбрасывается нижний переходник ступени S-II.

Далее экипаж вручную подает команду на зажигание РДТТ, сбрасывающего систему аварийного спасения (эта система связана только с кораблем и не управляется от ракеты-носителя).

Управляет полетом S-II бортовая ЭЦВМ приборного отсека, вырабатывающая сигналы сервоприводам карданов периферийных ЖРД.

Для управления тангажом ЖРД отклоняются на ±7° и для управления рысканием на ±10°; комбинированное отклонение позволяет произвести коррекцию ошибки по крену с угловой скоростью 8 град/сек.

Через 40 сек после запуска ЖРД J-2 бортовая ЭЦВМ переходит на режим итерационного управления. С этого момента управление полетом осуществляется по методу настраивающейся траектории.

Сигнал на выключение ЖРД J-2 подается в блок электрического управления двигателем, выключается соленоидный клапан управления подачей гелия, закрываются главные клапаны горючего и окислителя и клапан газогенератора, открывается перепускной кислородный клапан, и газогенератор и головка камеры сгорания продуваются кислородом.

Через 700 мсек после выключения ЖРД J-2 ступени S-II по сигналу селектора последовательности операций запускаются 2 РДТТ Thiokol TX-280, каждый развивает в течение 4 сек тягу 1540 кг (они установлены на нижнем переходнике ступени S-IVB и производят осадку топлива в баках). Через 0,1 сек после запуска РДТТ на S-IVB пиротехническими зарядами срезаются планки, соединяющие S-II и S-IVB, запускаются 4 тормозных РДТТ, установленных на верхнем переходнике ступени S-II (каждый с тягой 16 т, продолжительностью работы 1,5 сек, весом 175 кг}.

Отделение ступени S-II происходит на высоте H=186 км при скорости V=7 км/сек на дальности 1650 км; продолжая полет по баллистической траектории, ступень S-II через 11 мин после отделения падает в Атлантический океан на расстоянии 4250 км от места старта.

Последовательность операций при запуске ЖРД J-2 ступени S-IVB такая же, как при запуске J-2 ступени S-II, но продолжительность холодной проливки вместо 1 сек увеличивается до 3 сек. Для обеспечения повторного запуска ЖРД J-2 в начальной фазе работы двигателя пусковой бак вновь заполняется газообразным водородом, забираемым из трубопровода, подводящего горючее в камеру ЖРД. Через 8 сек после выхода на режим ЖРД J-2 по команде регулятора последовательности операций сбрасываются два отработанных блока РДТТ вместе с обтекателями и креплением.

Управление полетом ступени S-IVB осуществляется отклонением вектора тяги ЖРД J-2 по командам бортовой ЭЦВМ приборного отсека. Электронасос гадросистемы, управляющей отклонением ЖРД на кардане, начинает работать до старта ракеты и держит систему под давлением, в результате чего ось ЖРД удерживается ориентированной через центр масс аппарата. На активном участке траектории гидросистема управления вектором тяги отклоняет ЖРД на 7° в двух перпендикулярных направлениях.

Выключение ЖРД J-2 ступени S-IVB происходит по команде датчика скорости полета. Процесс выключения идентичен выключению J-2 ступени S-II.

Через 300 мсек после выключения ЖРД J-2 запускаются 2 ЖРД осадки топлива, развивающие тягу по 32 кг и работающие около 86 сек до начала вентиляции бака жидкого водорода. Вентиляционная магистраль начинается у редукционного клапана бака и заканчивается двумя соплами малой тяги, расположенными под 180° на обшивке приборного отсека и дающими тягу, регулируемую пневматическим блоком, от 20 до 3 кг. Система обеспечивает выброс массы, при котором не создается отрицательных ускорений и возмущений, приводящих к кавитации топлива в трубопроводах перед запуском J-2.

Управление ориентацией ступени S-IVB производится двумя блоками ЖРД, содержащими по 3 двигателя с тягами по 68 кг каждый, работающих в импульсном режиме с минимальным импульсом 70 мсек.

В каждом блоке установлены отдельные баки для горючего и окислителя и бак с газообразным гелием под высоким давлением для поддува топливных баков. Горючее CH3N2H3 стабильно при очень низких температурах и нечувствительно к ударам, окислитель N2O4.

Перед повторным выпуском ЖРД J-2 для вывода корабля Apollo на траекторию полета к Луне вся система подачи жидкого водорода, ТНА и двигатель должны быть охлаждены. Охлаждение осуществляется циркуляционной системой. По команде, поступающей из приборного отсека, открывается клапан системы охлаждения, и насос, установленный в баке жидкого водорода, создающий давление 0,5 кг/см? обеспечивает циркуляцию жидкого водорода с прокачкой 500 л/мин. Сразу после начала процесса охлаждения, включаются ЖРД осадки топлива. Охлаждение длится 320 сек, заканчивается за 9 сек до запуска ЖРД. Повторный запуск J-2 начинается после получения сигнала «двигатель готов».

Двигатель выключается по сигналу бортовой ЭЦВМ, когда вектор начальной скорости полета на Луну достигнет требуемой величины.

Через 80 мин после выключения J-2 корабль Apollo отделяется от ступени S-IV В.

1.3. Оптимизация характеристик ракеты-носителя Saturn V

Детальное исследование динамики полета ракеты-носителя Saturn V, применение системы одновременного опорожнения баков, заправка излишка горючего, выбор формы траектории и программного соотношения изменения компонентов топлива в полете позволяют уменьшить потери, связанные с неполным использованием заправленного топлива, преодолением сил аэродинамического сопротивления и земного тяготения. Оптимизация характеристик ракеты-носителя Saturn V позволила увеличить ее полезную нагрузку на ~2000 кг.

Уменьшение неиспользуемых остатков топлива

В связи со статистической неопределенностью характеристик заправки топлива и летных характеристик ракеты прм выключении двигательной установки в баках остается часть горючего и окислителя. Неиспользуемые остатки топлива увеличивают инертный вес и снижают эффективность ракеты-носителя.

Применение системы одновременного опорожнения баков позволяет повысить эффективность ракеты на жидком топливе, так как такая система, регулируя соотношение компонентов топлива, обеспечивает одновременный расход всего горючего и всего окислителя. Другой метод состоит в заправке определенного излишка горючего и обеспечивает улучшение характеристик двигательных установок без применения сложных систем измерения и регулирования. Заправляемый в баки ступени излишек горючего определяется исходя из условия равенства предельно допустимых остатков окислителя и горючего при одинаковых вероятностях их появления. Заправка некоторого излишка горючего позволяет уменьшить средний вес неиспользуемых остатков топлива.

Заправка излишка горючего с целью максимизации полезной нагрузки

Заправка излишка горючего с целью минимизации неиспользуемых остатков топлива, очевидно, позволяет увеличить полезную нагрузку ракеты-носителя, однако она не обеспечивает получения максимально возможной полезной нагрузки. В некотором диапазоне уменьшение излишка заправленного горючего приводит к увеличению веса. Определение излишка заправляемого горючего представляет собой нелинейную вероятностную задачу.

Система опорожнения баков

Заправка излишка горючего дает значительный эффект, однако неиспользуемые остатки топлива могут быть дополнительно уменьшены с помощью системы одновременного опорожнения баков. Эта система измеряет уровень горючего и окислителя в полете и регулирует расходы так, чтобы оба компонента топлива были израсходованы одновременно. Система состоит из датчиков для измерения текущих уровней топлива в каждом баке, счетно-решающего устройства для определения условий одновременного опорожнения баков и дросселя, установленного на расходной магистрали и регулирующего соотношение компонентов.

Сравнение сигналов датчиков от двух баков в счетно-решающем устройстве позволяет автоматически управлять дросселем. Регулирование осуществляется путем перепуска части расхода окислителя из запорной магистрали на вход в насос. Такое регулирование в замкнутом контуре обеспечивает близкое к одновременному израсходование компонентов топлива и позволяет увеличить полезную нагрузку, выводимую на траекторию полета к Луне по сравнению с номинальной на 200 кг.

На первый взгляд может показаться, что для ракет, оборудованных системой одновременного опорожнения баков, заправка избытка горючего для уменьшения неиспользуемых остатков топлива не нужна. Однако, в связи со случайными разбросами характеристик работы системы опорожнения, остаются небольшие неиспользуемые остатки и необходимость заправки избытка горючего сохраняется. Но заправка избытка горючего в случае ступени с системой одновременного опорожнения баков приводит к дополнительным осложнениям, поскольку система будет стремиться израсходовать в первые секунды работы избыточный запас горючего, сводя к нулю эффект такой коррекции при заправке. Чтобы этого не произошло, в счетно-решающее устройство системы опорожнения баков вводится корректировка, соответствующая избытку заправленного горючего.

Уменьшение потерь скорости

При движении ракеты вдоль активного участка траектории полета часть энергии топлива расходуется на бесполезную работу по преодолению силы тяжести и силы аэродинамического сопротивления. Эти потери могут быть уменьшены путем сокращения продолжительности активного участка или путем тщательного выбора траектории полета, однако часть этих потерь является неизбежной.

Полное исключение гравитационных потерь позволило бы увеличить выводимую к Луне полезную нагрузку ракеты-носителя Saturn V на 22 700 кг. Полное устранение потерь на управление и преодоление силы аэродинамического сопротивления дало бы дополнительный выигрыш в 4540 кг.

С целью уменьшения потерь скорости можно применить регулирование в полете соотношения компонентов топлива, которое приводит к значительному выигрышу в весе полезной нагрузки.

Вычисление потерь

Приращение скорости, обеспечиваемое ракетной ступенью, может быть определено путем вычитания из характеристической скорости гравитационных, аэродинамических потерь и потерь на управление[3]

В табл. 1 представлены типичные значения потерь для ракеты-носителя Saturn V применительно к траектории полета на Луну.

Таблица 1

Несовпадение вектора тяга двигательной установки с вектором скорости полета ракеты приводит к потерям на управление. Эти потери уменьшают скорость полета ракеты-носителя Saturn V на 187,5 м/сек. Однако, если бы траектория была направлена против вектора гравитации, гравитационные потери были бы значительно больше 187,5 м/сек.

Программное изменение соотношения компонентов топлива

Во время активного участка полета второй ступени ракеты-носителя Saturn V производится 20%-ное ступенчатое изменение соотношения компонентов топлива, вызывающее соответственно уменьшение тяги и увеличение удельного импульса.

При одинаковых заправках топлива характеристическая скорость ступени одинакова для полетов с постоянным соотношением компонентов топлива и программным изменением этого соотношения. Таким образом, улучшение характеристик при программном изменении соотношения компонентов достигается путем уменьшения потерь скорости, а не вследствие увеличения характеристической скорости. В основном, программное изменение соотношения компонентов уменьшает потери благодаря тому, что при этом топливо более быстро расходуется на начальном участке траектории и затраты энергии на подъем топлива в поле тяготения уменьшаются.

Угол наклона траектории полета ракеты-носителя Saturn V на активном участке имеет вид экспоненциальной кривой (рис. 13.1).

Эффект ступенчатого изменения соотношения компонентов топлива при полете по такой траектории не поддается простому наглядному объяснению, однако можно сказать, что большая тяга желательна, когда движение ракеты близко к вертикальному, а большой удельный импульс желателен при движении ракеты, близком к горизонтальному. Рассмотрим пример, позволяющий показать, почему оптимальное значение удельного импульса сильно зависит от угла наклона траектории полета.

Рис. 13.1. Программа изменения угла наклона траектории полета ракеты-носителя Saturn V

Полет с постоянным углом наклона траектории

Рассматривая движение ракеты по траектории с постоянным углом наклона в постоянном гравитационном поле, предположим, что тяга, расход топлива и удельный импульс являются линейными ограниченными функциями соотношения компонентов топлива, причем тяга и расход топлива – возрастающие функции, а удельный импульс – убывающая функция.

Задача сводится к выбору такого соотношения компонентов топлива, при котором ракета в конце активного участка будет иметь максимальную скорость.

Если предположить, что потери на управление и преодоление силы аэродинамического сопротивления пренебрежимо малы, а удельный импульс постоянен, то скорость в конце активного участка полета ракеты может быть определена по формуле

Поскольку g0 и ? постоянные величины, уравнение можно проинтегрировать

Для второй ступени ракеты-носителя Saturn V можно установить, что меньший удельный импульс обеспечивает максимум конечной скорости в случае вертикального полета, так как большая тяга и меньшая продолжительность активного участка позволяют уменьшить гравитационные потери, но при горизонтальном полете член, характеризующий гравитационные потери, равен нулю, независимо от времени работы двигателей, и в этом случае желателен более высокий удельный импульс. Таким образом для какого-то промежуточного значения угла ? между 0 и 90° скорость в конце активного участка не зависит от величины удельного имлульса. Это значение можно определить по формуле граничные значения линейных функций удельного импульса и секундного расхода.

Для второй ступени ракеты-носителя Saturn V по уравнению (13;5) получим ?=3; таким образом, если угол наклона траектории меньше 3°, то желательно иметь большой удельный импульс при меньшей тяге, а если ?>3° снижение удельного импульса при увеличении тяги позволяет увеличить полезную нагрузку.

Связи между приращениями скорости и полезной нагрузки

В конечном итоге необходимо обеспечить максимум веса полезной нагрузки, а не скорости в конце активного участка траектории полета.

Для последней ступени ракеты в момент выключения двигательной установки имеем

Подставляя m1= m2+?m1, разлагая полученное выражение в ряд Тейлора и решая относительно ?m1 получим

Для ракеты-носителя Saturn V приращение характеристической скорости на 1 м/сек экивалентно увеличению веса полезной нагрузки, выводимой на траекторию полета к Луне, на 15 кг.

Полет с переменным углом наклона траектории

В практических случаях угол наклона траектории полета ракеты меняется со временем, и оптимальная величина удельного импульса не является постоянной для всего полета. Меньший удельный импульс при большей тяге выгоден на участке траектории, близком к вертикальному, затем при переходе к более пологому участку траектории целесообразно изменить соотношение компонентов топлива таким образом, чтобы обеспечить высокий удельный импульс. Однако требование достижения определенной высоты в конце активного участка усложняет анализ реального полета.

В реальном полете управление ракетой, близкое к оптимальному, обеспечивает достижение заданной высоты в конце активного участка.

Изменение расхода топлива в процессе полета в предположении постоянства удельного импульса и фиксированного времени работы двигательной установки не приводит к изменению характеристической скорости. Однако, если энерговооруженность выше и расход топлива больше на начальном этапе полета, то ракета будет двигаться с большим ускорением и, следовательно, высота полета в конце активного участка будет больше.

Таким образом, если топливо выгорает быстрее при большей тяге на начальном этапе полета, то это приводит к увеличению высоты в конце активного участка. Но высота, большая по сравнению с расчетной, нежелательна, поэтому вектор скорости будет раньше приведен в горизонтальное положение. В результате соответственно снижаются потери на преодоление гравитационных сил и на управление.

Уменьшение потерь во время полета первой ступени

Расчет на вычислительной машине показывает, что применение программного изменения соотношения компонентов топлива на активном участке полета второй ступени приводит к значительному уменьшению гравитационных потерь на активном участке полета первой ступени. На первый взгляд это кажется парадоксальным. Но этот эффект объясняется особенностями применяемой на ракете-носителе Saturn V системы управления траекторией полета.

Принцип итерационного управления реализован лишь на верхних ступенях ракеты. На активном участке первой ступени ракета-носитель Saturn V летит по жестко заданной траектории, обеспечивающей минимальные аэродинамические нагрузки. Однако, оптимальность параметров жестко заданной траектории активного участка первой ступени связана с программой работы двигательной установки второй ступени. Высокая тяга на начальном этапе работы второй ступени позволяет выбрать более пологую траекторию на активном участке первой ступени, что приводит к значительному уменьшению гравитационных потерь во время полета ракеты с работающей первой ступенью.

Уточнение статистических оценок характеристик ракеты

Статистическая неопределенность характеристик ракеты-носителя приводит к уменьшению ее полезной нагрузки. Это объясняется тем, что последняя ступень ракеты-носителя должна иметь гарантированный запас топлива, достаточный для компенсации разброса характеристик всех ступеней ракеты-носителя. Гарантийный запас топлива на третьей ступени ракеты-носителя Saturn V в 1969 г. был принят равным 1 т. Наиболее значительные потери связаны с неопределенностью тяги и удельного импульса. В табл. 2 приводятся значения частных производных веса полезной нагрузки по тяге и удельному импульсу для всех трех ступеней ракеты-носителя Saturn V. Анализ летных испытаний позволил улучшить статистические оценки характеристик двигательных установок и уменьшить гарантийный запас. Уменьшение гарантийного запаса топлива на последней ступени на 1 кг примерно равноценно соответствующему увеличению веса полезной нагрузки. [17]

Таблица 2

Таблица 3

1.4. Космический корабль Apollo

Космический корабль Apollo состоит из командного и служебного отсеков, лунного корабля и системы аварийного спасения (рис. 14.1).

В табл. 4 приведены номинальный вес и размеры корабля Apollo.

Таблица 4

Командный и служебный отсеки

Командный отсек является центром управления полетом. Все члены экипажа в течение полета находятся в командном отсеке, за исключением этапа высадки на Луну. Командный отсек – единственная часть системы Saturn-Apollo, в которой экипаж возвращается на Землю после полета на Луну. Служебный отсек несет основную двигательную установку и системы обеспечения корабля Apollo.

Рис. 14.1. Космический корабль Apollo (а), компановка корабля Apollo на ракете-носителе Saturn V (б).

Рис. 14.2. Командный отсек корабля Apollo. Внутренняя оболочка гермокабины экипажа и тепловой экран.

Командный отсек корабля Apollo фирмы North American Rockwell (США) имеет форму конуса со сферическим основанием, диаметр основания 3920 мм, высота конуса 3430 мм, угол при вершине 60°, номинальный вес 5500 кг (рис. 14.2 и 14.3).

Командный отсек имеет герметическую кабину с системой жизнеобеспечения экипажа, систему управления и навигации, систему радиосвязи, систему аварийного спасения и теплозащитный экран.

Конструктивно командный отсек выполнен в виде двух оболочек. Внутренняя оболочка из алюминиевых сотовых профилированных панелей толщиной 20…38 мм, сварной конструкции – герметическая кабина экипажа со свободным объемом 6,1 м?; внешняя оболочка из профилированных сотовых панелей толщиной 15…63 мм, сваренных из листовой нержавеющей стали толщиной 0,2…1 мм. Внешняя оболочка, образующая тепловой барьер, защищающий гермокабину экипажа, состоит из трех частей: переднего экрана, экрана гермокабины и заднего экрана, крепящихся к гермокабине двутавровыми силовыми элементами из стекловолокна, изолирующими гермокабину от теплопроводности и температурных напряжений. Дополнительная теплоизоляция обеспечивается слоем стекловолокна между оболочками.

Абляционное теплозащитное покрытие внешней оболочки командного отсека сотовой конструкции из фенольного найлона с заполнителем из эпоксидной смолы с кварцевыми волокнами и микропузырьками. Абляционное покрытие переменной толщины от 8 до 44 мм приклепывается к внешней оболочке фенольным клеем (рис. 14.2).

Оборудование командного отсека. В передней негерметизируемой части командного отсека размещены стыковочный механизм и парашютная система посадки, в средней части 3 кресла астронавтов, пульт управления полетом и системой жизнеобеспечения и радиооборудование; в пространстве между задним экраном и гермокабиной размещено оборудование реактивной системы управления (РСУ).

На рис. 14.3 (см. вкладку в конце книги) показаны узлы и детали оборудования командного отсека.

Стыковочный механизм и деталь лунного корабля с внутренней нарезкой совместно обеспечивают жесткую стыковку командного отсека с лунным кораблем и образуют туннель для перехода экипажа из командного отсека в лунный корабль и обратно.

Стыковочный механизм состоит из стыковочного кольца с герметизирующим уплотнением и 12 автоматическими замками, узла штыря на командном отсеке и стыковочного приемного конуса на лунном корабле (рис. 14.4).

Жесткое соединение после стыковки обеспечивается, когда штырь войдет в приемный конус, и кольцо туннеля лунного корабля встанет на автоматические замки. Закрытие замков обеспечивает герметичность соединения. Если один из замков не закрылся автоматически, экипаж закрывает его вручную. Давление по обе стороны приемного конуса выравнивается через клапан, снимается штырь и приемный конус, открывается люк лунного корабля и образуется туннель между командным отсеком и лунным кораблем.

Рис. 14.4. Узел стыковки командного отсека с лунным кораблем

Система жизнеобеспечения экипажа корабля Apollo

Система жизнеобеспечения экипажа космического корабля Apollo разработана и изготовлена фирмой Airsearch (США). Система обеспечивает поддержание в кабине корабля температуры в пределах 21…27°С, влажности от 40 до 70% и давления 0,35 кг/см?. При подготовке к старту и при старте атмосфера в кабине состоит из 60% кислорода и 40% азота, в полете эта смесь стравливается и заменяется чистым кислородом.

Система рассчитана на 4-суточное увеличение продолжительности полета сверх расчетного времени, потребного для экспедиции на Луну и поэтому предусматривается возможность регулировки и ремонта силами экипажа, одетого в скафандры.

Имеется аварийная кислородная система, которая включается автоматически и обеспечивает подачу кислорода при падении давления в кабине, например при пробое кабины метеоритом.

Криогенной установкой кислород подается в кабину через регулятор, поддерживающий давление от 0,35 до 0,38 кг/см?. Максимальная допустимая утечка кислорода из кабины 0,227 кг/ч. Система может компенсировать утечку кислорода до 0,3 кг/мин, которая возникает при пробое в стене кабины площадью 3 см?. В таком случае возросшая подача кислорода вызывает автоматическое открытие клапана подпитывающего резервуара с газообразным кислородом. При максимальной подаче в кабине в течение 5 мин будет сохраняться расчетное давление, за это время экипаж должен успеть одеть скафандры или заделать отверстие и устранить утечку кислорода из кабины.

В подпитывающем резервуаре кислород находится под давлением 70 кг/см?. Подпитывающая система на жидком кислороде не применяется, так как требуется дополнительное время для преобразования жидкого кислорода в газообразный и система становится инертной. Кислород из подпитывающей системы с давлением 1,4 кг/см? используется для вытеснительной подачи воды и гликоля из баков в агрегаты системы.

Вентиляционная система имеет 4 вентилятора, 2 установлены в кабине и 2 включены в систему скафандров. Расход, обеспечиваемый кабинными вентиляторами 2,43 м?/мин, а вентиляторами скафандров 0,945 м?/мuн. Общая потребляемая вентиляторами мощность 85 вт. Кислород в скафандры подается через систему жиклеров. Отработанный газ прогоняется сквозь фильтры и поглотители СО2. Контроль за концентрацией двуокиси углерода в кабине осуществляется чувствительным элементом, действие которого основано на затухании ИК-лучей в атмосфере С02. Поглотители С02 помещаются в нескольких кассетах, рассчитанных на работу в течение 24 ч каждая. Экспедиция на Луну требует 20 кассет. Две кассеты работают параллельно, одна заменяется через каждые 12 ч.

Отработанный газ для очистки пропускается через 2 параллельно работающих поглотителя, но система сконструирована так, что весь отработанный газ будет пропущен через один поглотитель, если второй окажется неисправным.

Кассеты с гидроокисью лития и 3-мм слоем активированного древесного угля имеют площадь 52 см? и толщину 12,5 см. После очистки кислород проходит через теплообменники скафандров, влага удаляется конденсированием.

Капли воды захватываются водопоглощающими лентами. передвигающимися между теплообменником и осушительной установкой.

Система охлаждения имеет 2 изолированных и полностью дублирующих друг друга гликолевых контура с испарителями. Выбор и включение контуров производятся астронавтами вручную. Гликоль охлаждается в теплообменниках и дополнительное охлаждение происходит в испарителе. Прокачивается гликоль тремя насосами с магнитной муфтой, число оборотов крыльчатки 12 000 об/мин, давление на выходе из насоса 2,1 кг/см?, расход 90 кг/ч, мощность 35 вт.

В процессе квалификационных испытаний система жизнеобеспечения прошла проверку, имитирующую 14-суточный полет корабля с экипажем из трех человек.

Фирма поставляет систему скомпанованной в четырех контейнерах, удобных для эксплуатации и обслуживания.

Система аварийного спасения фирмы North American Rockwell (США)

Если возникнет аварийная ситуация при старте ракеты-носителя Saturn V или потребуется прекратить полет в процессе выведения корабля Apollo на орбиту ИСЗ, спасение экипажа осуществляется отделением командного отсека от ракеты-носителя с последующей посадкой его на Землю на парашютах.

Система аварийного отделения командного отсека состоит из титановой фермы, на которой укреплено 3 пороховых ракетных двигателя, один для отделения командного отсека от ракеты-носителя, другой для управления ориентацией в плоскости тангажа и третий для отделения фермы системы аварийного спасения от командного отсека (рис. 14.5).

Системы аварийного спасения снабжена двумя аэродинамическими поверхностями длиной 0,61 м и шириной 0,46 м, ориентирующими отделившийся командный отсек днищем по направлению полета.

Механизм системы отделения состоит из четырех пироболтов с двумя запальными устройствами в каждом.

Парашютная система посадки имеет 2 конических ленточных тормозных парашюта диаметром по 4,2 м, 3 ленточных парашюта диаметром по 2,2 м, 3 главных парашюта диаметром по 25,2 м.

Системы аварийного, спасения имеет 3 режима работы в диапазоне высот 0…9, 9…30 и 30…90 км. В случае возникновения аварийной ситуации на начальном этапе работы первой ступени, когда фактор времени имеет решающее значение, система спасения приводится в действие автоматически по сигналу системы обнаружения неисправностей. Такими ситуациями являются падение тяги у двух или более ЖРД первой ступени и большая угловая скорость ракеты-носителя (более 3 град/сек по тангажу и рысканию и более 20 град/сек по крену), появление которых обычно связано с серьезной неисправностью двигателей.

Во всех случаях последовательность срабатывания системы в течение первых нескольких секунд одинакова.

1. Включение системы спасения автоматически или вручную.

2. Отсечка топлива двигателей ракеты-носителя (только через 30 сек после старта).

3 Разделение командного и служебного отсеков.

4. Включение основного РДТТ и РДТТ управления ориентацией

5. Выпуск аэродинамических поверхностей через 11 сек после включения РДТТ.

Рис. 14.5. Основной блок с системой аварийного спасения.

Парашютная система начинает работать через 16 сек после включения системы спасения или на высоте 7320 м, если полет прекращен на высоте более 9 км.

При прекращении полета на высоте более 30 км после отсечки тяги основного РДТТ экипаж с помощью РСУ сообщает аппарату угловую скорость в плоскости тангажа, чтобы предотвратить возникновение нерасчетной балансировки и неблагоприятных перегрузок.

Основной РДТТ системы аварийного спасения фирмы Lockheed (США) имеет

Решающее влияние на траекторию полета командного отсека с системой аварийного спасения оказывает направление вектора тяги основного РДТТ относительно центра масс аппарата. РДТТ имеет 4 сопла, оси которых составляют угол 35° с осью аппарата. Вектор тяги составляет с осью аппарата угол 2,75°, который выверяется с точностью ±0,3° специальным оптическим устройством.

РДТТ отстрела системы аварийного спасения имеет максимальную тягу на уровне моря 14,6 т и продолжительность работы 1 сек. С помощью этого двигателя производится отделение аварийной системы и защитного конуса в нормальном полете и при аварийной ситуации перед началом работы парашютной системы. Сброс системы аварийного спасения от работающей ракеты-носителя обеспечивается наклоном вектора тяги РДТТ на 4° относительно оси аппарата, что достигается путем установки двух сопел разных размеров.

Система связи командного отсека обеспечивает:

· двухстороннюю микрофонную связь экипажа с Землей;

· передачу с борта корабля телеметрической информации и прием команд с Земли;

· прием с Земли и ретрансляцию на станции слежения закодированного шума на несущей частоте для определения курса и дальности корабля;

· передачу на Землю телевизионных изображений. Для этих целей на командном отсеке установлена унифицированная в S-диапазоне и две УКВ приемо-передающих радиостанции. Антенная система состоит из четырех малонаправленных антенн и одной остронаправленной. Последняя имеет 4 параболических излучателя диаметром по 80 см, смонтирована на служебном отсеке и поворачивается в рабочее положение после выхода корабля на траекторию полета к Луне.

Аэродинамические характеристики командного отсека.Анализ аэродинамических характеристик командного отсека корабля Apollo был произведен по данным испытаний в аэродинамических трубах и по результатам космических летных испытаний командных отсеков.

В анализе принято, что траектории входа в атмосферу начинаются на высоте 120 км, и заканчиваются при достижении М=4. Зависимости параметров траектории от времени (рис. 14.6а;б) получены на основании данных систем управления и навигации, скорректированных с учетом всех известных ошибок и по возможности привязанных к показаниям наземных радиолокационных станций.

На начальном участке входа в атмосферу до торможения, соответствующего 0,05 g, аппарат не управляем по дальности из-за малого скоростного напора для создания аэродинамических сил и моментов, способных искривить траекторию. В последующем полете (кроме участка максимальной высоты рикошетирования) аэродинамическое качество существенно влияет на дальность полета.

Большинство летных данных, потребных для расчета аэродинамических характеристик при входе в атмосферу, определяются с помощью блока инерциальных измерений системы управления и навигации. Ускорения от внешних сил измеряются тремя импульсными интегрирующими маятниковыми акселерометрами; углы Эйлера, определяющие ориентацию платформы относительно аппарата, замеряются датчиками, установленными в карданных подвесах. Скоростной напор измеряется на заднем тепловом экране. Из-за трудностей радиосвязи все данные записываются на борту для последующей обработки после посадки.

Суммарный угол атаки рассчитывается по составляющим скорости аппарата относительно Земли в связанной системе координат, используя данные блока инерциальных измерний по углам Эйлера. Аэродинамическое качество определяется по значениям ускорений, получаемым в блоке инерциальных измерений, которые переводятся в скоростную систему координат. Величины ускорения по соответствующим осям пропорциональны подъемной силе и силе аэродинамического сопротивления.

Оценка точности. Для командных отсеков AS-202, Apollo-4 и Apollo-6 был проведен статистический анализ точности аэродинамических характеристик, в результате которого были определены среднеквадратичные отклонения параметров.

Большинство ошибок, возникающих в блоке инерциальных измерений, связано с погрешностями производства, предстартовой юстировкой гироплатформы и дрейфом гироскопов. Среднеквадратичное отклонение (1?) в измерении углов Эйлера приблизительно составляет ±3°.

Наибольшие ошибки в определении скоростного напора связаны с измерениями давления на заднем тепловом экране. Эти ошибки могут быть обусловлены несовершенством датчиков, неточностью калибровки и тепловыми эффектами.

Атмосферные ветры могут стать источником ошибок по всем аэродинамическим характеристикам на высоте меньше 30 км.

Ошибки определения массы аппарата возникают из-за неопределенности начального веса, массы уносимого абляционного покрытия и расхода топлива системой ориентации. В данном анализе среднеквадратичное отклонение по определению веса оценивается в 23 кг.

Летные данные. На рис. 14.7 представлены зависимости угла атаки от времени полета для командных отсеков AS-202, Apollo-4 и Apollo-6. Общая закономерность состоит в уменьшении угла атаки по времени. Отклонения от этой закономерности вызваны изменением скоростного напора и маневрами по крену.

Рис.14.6. Изменение параметров траектории входа в атмосферу командного отсека: а-изменение высоты по времени; б-изменение скорости по времени; в-изменение скоростного напора по времени

Риc. 14.7. Зависимость угла атаки от времени входа в атмосферу: 1 – испытания в аэроднамической трубе; а – Apollo-6; б – Арollо-4; в – AS-202.

Рис. 14.8. Зависимость аэродинамического качества от времени входа в атмосферу:

а – Apollo-6;

б – Apollo-4;

в – AS-202;

– – испытания в аэродинамической трубе.

Зависимости аэродинамического качества от времени полета приведены на рис. 14.8. На начальном участке входа в атмосферу не было получено надежных данных до торможения, соответствующего 0,05g. Разброс данных на этом участке объясняется отсутствием балансировки и работы ЖРД системы ориентации. Как видно из графиков, аэродинамическое качество увеличивается по времени по закону линейного характера.

Данные испытаний в аэродинамических трубах. На рис. 14.7 и 14.8 также представлены зависимости, полученные при испытаниях в аэродинамических трубах. Для более правильного сравнения с летными данными результаты этих испытаний были скорректированы путем согласования летных зависимостей угла атаки и числа Маха по времени с экспериментальными зависимостями аэродинамического качества от ? и М.

Анализ результатов испытаний в аэродинамических трубах и летных данных для командных отсеков Apollo показали, что большинство расхождений связано с различиями в величинах продольного момента, а следовательно, в балансировочных значениях угла атаки. Этот вывод подтверждается хорошей сходимостью скорректированных экспериментальных зависимостей с летными данными. Кроме того, результаты испытания в аэродинамических трубах показали, что для данного угла атаки аэродинамическое качество нечувствительно к источникам малых возмущений (выступы, зализы и другие малые изменения формы), что подтверждается результатами, представленными на рис. 14.9.

Рис. 14.9. Зависимость аэродинамического качества от угла атаки командного отсека.

Влияние сжимаемости. На рис. 14.10 показано изменение нормализованных балансировочных углов атаки и аэродинамического качества по числу Маха полета. Характер зависимостей не подтверждает распространенного убеждения, что влияние числа Маха на гиперзвуковое обтекание сильно затупленных тел пренебрежимо мало. Было предложено несколько объяснений этого явления, например влияние процесса абляции. Если это влияние значительно, то летные данные должны зависеть от удельного теплового потока, что, однако, не было обнаружено. Кроме того, послеполетные обмеры профиля теплового экрана показали, что изменения, вызванные уносом абляционного покрытия, слишком малы, чтобы вызвать значительные изменения аэродинамического качества.

Рис. 14.10. Изменение нормализованного баллансировочного угла атаки (а) и аэродинамического качества (б) по числу Маха полета

Изменение балансировочных углов атаки и аэродинамического качества, по-видимому, главным образом связано с влиянием реальных свойств газа. На основании экспериментов в аэродинамических трубах было установлено, что поле разреженного течения вблизи командного отсека может значительно повлиять на распределение давления по некоторой части заданного заднего экрана. Размеры зоны влияния зависят от отношения дистанции отсоединения скачка уплотнения к диаметру теплового экрана (?/d), которое является функцией отношения плотностей в невозмущенном потоке и за скачком уплотнения.

В полете с большой скоростью дистанция отсоединения скачка уплотнения существенно меньше, чем при обтекании в аэродинамических трубах из-за процессов ионизации и диссоциации в ударном слое. Зависимости нормализованного балансировочного угла атаки и аэродинамического качества от е приведены на рис. 14.11.

Рис. 14.11. Зависимость нормализованного баллансировочного угла атаки (а) и аэродинамического качества (б) от отношения плотностей в скачке уплотнения.

Влияние вязкости. На рис. 14.12 представлены зависимости нормализованного балансировочного угла атаки и аэродинамического качества от параметра вязкости,

где Re2,d; – число Рейнольда, подсчитанное по диаметру теплового экрана и параметрам течения за прямым скачком уплотнения. Существенное расхождение экспериментальных и летных данных по углу атаки в диапазоне

от 0,1 до 1,0 может быть вызвано влиянием вязкости, что, однако не вытекает из летных данных. Результаты, представленные на рис. 14.12, показывают отсутствие влияния вязкости на аэродинамическое качество.

Рис. 14.12. Зависимость нормализованного баллансировочного угла атаки (а) и аэродинамического качества (б) от параметра вязкости.

Служебный отсек корабля Apollo фирмы North American Pockwell (США) имеет форму цилиндра длиной 394,3 см и диаметром 391,4 см. С учетом длины сопла маршевого ЖРД, которое выходит наружу из корпуса, общая длина служебного отсека 791,6 см. От момента старта до входа в атмосферу служебный отсек жестко соединен с командным отсеком и образуют основной блок корабля Apollo. Перед входом в атмосферу командный отсек отделяется от служебного отсека.

Общий вес служебного отсека 23,3 т, в том числе 17,7 т топлива. В отсеке размещена маршевая двигательная установка с ЖРД фирмы Aerojet General (США), ЖРД системы реактивного управления фирмы Marquardt (США), топливные баки и агрегаты двигательных установок и энергетическая установка на водородо-кислородных топливных элементах.

Служебный отсек обеспечивает все маневры корабля на траектории полета к Луне, коррекцию траектории, выходи на орбиту ИСЛ, переход с орбиты ИСЛ на траекторию полета к Земле и коррекцию траектории возвращения.

Корпус отсека имеет слоистую конструкцию: соты из алюминиевого сплава между двумя листами алюминия. Корпус подкреплен двумя шпангоутами, связанными шестью стенками из алюминиевого сплава со специальной обработкой, которые воспринимают все основные нагрузки служебного отсека. В стенки корпуса вмонтированы трубки радиатора системы терморегулирования, по которым для отвода тепла циркулирует водяной раствор гликоля.

Регулирование температуры внешней поверхности корпуса служебного отсека обеспечивается соответствующей окраской: часть поверхности окрашена составом с высоким коэффициентом отражения, часть – составом с высоким коэффициентом поглощения. Донная часть корпуса покрыта теплозащитным экраном, предохраняющим оборудование отсека от нагрева выхлопными газами при работе маршевого двигателя.

Усовершенствование корабля Apollo

После аварии с космическим кораблем Apollo-13 NASA провел усовершенствование служебного отсека, заключавшееся в следующем.

1. Установлен дополнительный кислородный бак в секции № 1 служебного отсека. Это позволит астронавтам в случае аварии, подобной происшедшей с Apollo-13, не пользоваться при возвращении к Земле бортовыми системами лунного корабля. Кроме того установка дополнительного кислородного бака позволяет обойтись без вентиляторов, в цепи которых произошло короткое замыкание, вызвавшее взрыв кислородного бака на Ароllо-13.

2. В секции № 4 установлен дополнительный аварийный серебряно-цинковый аккумулятор емкостью 400 а·ч весом 61,2 кг. В случае выхода из строя топливных элементов емкости аккумулятора должно хватить для питания систем основного блока в течение 3 сут, требуемых для возвращения от Луны к Земле.

3. Установлена дополнительная канистра с питьевой водой емкостью 9 кг.

4. Кроме перечисленных дополнений по рекомендации аварийной комиссии заменена тефлоновая изоляция электропроводки к кислородным бакам, и проводка, находящаяся в контакте с кислородом, помещена в стальной кожух; вместо двух нагревателей по 75 вт установлено 3 по 50 вт питаемых от двух независимых электроцепей; в каждом кислородном баке дополнительно установлен датчик температуры; модифицированы термостаты, которые должны отключать нагреватели при температуре 27°C; измерители уровня из алюминия заменены измерителями из материала, не горящего в атмосфере кислорода; заменены все материалы в кислородных баках, могущие гореть в атмосфере кислорода, установлена бортовая система сигнализаций, предупреждающая экипаж об угрозе аварийной ситуации, подобно происшедшей на Apollo-13.

Установка дополнительного оборудования и изменения, внесенные в конструкцию, увеличили вес корабля Apollo на 227 кг; если на корабль дополнительно устанавливается луноход, весом 182 кг, то общий вес полезной нагрузки становится близким к предельному для энергетических возможностей ракеты-носителя Saturn V.

Лунный корабль

Лунный корабль фирмы Grumman Aircraft Engineering Corp. (США) имеет две ступени: посадочную и взлетную. Посадочная ступень, оборудованная самостоятельной двигательной установкой и шасси, используется для снижения лунного корабля с орбиты ИСЛ и мягкой посадки на лунную поверхность. Взлетная ступень с герметической кабиной для экипажа и самостоятельной двигательной установкой перевозит астронавтов с поверхности Луны на орбиту ИСЛ в командный отсек (рис. 14.13). Ступени соединены четырьмя взрывными болтами.

Взлетная ступень имеет 3 основных отсека: отсек экипажа, центральный отсек и задний отсек оборудования (рис. 14.14). Герметизируются только отсек экипажа и центральный отсек, все остальные отсеки лунного корабля негерметизированы. Объем герметической кабины 6,7 м?, давление в кабине 0,337 кг/см?. Высота взлетной ступени 3,76 м, диаметр 4,3 м. Конструктивно взлетная ступень состоит из шести узлов: отсек экипажа, центральный отсек, задний отсек оборудования, связка крепления ЖРД, узел крепления антенн, и тепловой и микрометеорный экран. Цилиндрический отсек экипажа диаметром 2,35 м, длиной 1,07 м (объемом 4,6 м?) полумонококовой конструкции из хорошо сваривающихся алюминиевых сплавов марок 2219-Т8751, 2210-Т81, 2239-Т851, имеющих изотропные характеристики, предел прочности на растяжение 44,3 кг/мм?, предел текучести 35,1 кг/мм?, одинаковые во всех направлениях, минимальное удлинение 5%.

Два рабочих места для астронавтов оборудованы пультами управления и приборными досками, системой привязи астронавтов, двумя окнами переднего обзора, окном над головой для наблюдения за процессом стыковки, и телескопом в центре между астронавтами (рис. 14.13, 14.15 и 14.16).

Рис. 14.13. Лунный корабль.

Рис. 14.14. Взлетная ступень лунного корабля.

Рис. 14.15. Взлетная ступень лунного корабля. Внутренний вид правой половины.

Рис. 14.16. Взлетная ступень лунного корабля. Внутренний вид левой половины.

В передней стенке герметического отсека экипажа кроме двух треугольных окон переднего обзора имеется квадратный люк, открывающийся внутрь, рамером 0,81 x 0,81 м для выхода и входа экипажа. Внешняя полумонококовая конструкция вокруг герметических отсеков спроектирована так, что воспринимает все нагрузки взлетной ступени и изолирует кабину от напряжений. Отсек взлетного ЖРД образован двумя бимсами, проходящими под нижней палубой центрального отсека (рис. 14.17).

Рис.14.17. Монококовый каркас взлетной ступени лунного корабля и детали каркаса.

Туннельное кольцо, находящееся сверху взлетной ступени, соединяется со стыковочным кольцом командного отсека. Туннель диаметром 0,81 м проходит через центральный отсек взлетной ступени и используется для перехода экипажа из командного отсека в лунный корабль. Верхний люк туннеля взлетной ступени открывается внутрь и не может быть открыт при загерметизированной кабине и не состыкованной с командным отсеком.

Вся конструкция взлетной ступени окружена тепловым и микрометеорным защитным экраном из многослойного майлара, покрытого снаружи одним тонким слоем алюминия.

Посадочная ступень лунного корабля в виде крестообразной рамы из алюминиевого сплава несет на себе в центральном отсеке двигательную установку с посадочным ЖРД фирмы STL (рис. 14.18).

В четырех отсеках, образованных рамой вокруг центрального отсека, установлены топливные баки, кислородный бак, бак с водой, гелиевый бак, электронное оборудование, подсистема навигации и управления, посадочный радиолокатор и аккумуляторы.

Рис. 14.18. Рама посадочной ступени лунного корабля и детали рамы.

Четырехногое убирающееся шасси, установленное на посадочной ступени, поглощает энергию удара при посадке корабля на поверхность Луны разрушающимися сотовыми патронами, установленными в телескопических стойках ног шасси; дополнительно удар смягчается деформацией сотовых вкладышей в центрах посадочных пят. Каждая пята снабжена щупом, сигнализирующим экипажу момент выключения ЖРД при контакте с лунной поверхностью. Шасси находятся в сложенном состоянии до отделения лунного корабля от командного отсека; после отделения по команде экипажа лунного корабля пиропатроны перерезают чеки у каждой ноги и под действием пружин шасси выпускается и становится на замки. Так же как взлетная ступень, посадочная ступень окружена тепловым и микрометеорным защитным экраном из многослойного майлара и алюминия. Высота посадочной ступени 3,22 м, диаметр 4,3 м.

Весовые характеристики лунного корабля приведены в табл.5.

Таблица 5

Номинальный вес лунного корабля 14 710 кг. Конструктивная схема лунного корабля показана на рис 14.19. (см. вкладку в конце книги)

Электрическая система лунного корабля состоит из четырех серебряно-цинковых аккумуляторов по 400 а·ч, установленных на посадочной ступени, и двух аккумуляторов по 310 а·ч на взлетной ступени; на взлетной и посадочной ступенях по две электроцепи распределения энергии, соединительные коробки и реле, две шины постоянного тока и 2 дублируемых инвертора на 400 гц и 350 в·а. Если возникнет перегрузка (>2000 а), реле управления электроцепью автоматически выключают аккумулятор.

Установленные на взлетной ступени 2 контактора позволяют подключить любой аккумулятор к одной из шин или к обеим. Контроль мощности осуществляется коробкой соединительных реле. Перед разделением ступеней лунного корабля эти реле разрывают основной кабель между взлетной. и посадочной ступенями. Когда лунный корабль состыкован с командным отсеком, его источники электроэнергии могут обеспечить все потребители лунного корабля.

Система жизнеобеспечения состоит из блока регенерации и очистки атмосферы, систем подачи кислорода, регулирования давления в кабине и регулирования циркуляции воды, блока теплопередачи и кранов подразрядки кислородом и водой автономной ранцевой системы жизнеобеспечения астронавтов. Блок регенерации и очистки атмосферы имеет цепь охлаждения и вентиляции костюмов, уменьшение уровня окиси углерода, удаления запахов; циркуляционная система кабины обеспечивает вентиляцию атмосферы и регулирование давления в кабине. Сброс пара в космическое пространство из испарительной системы скафандров производится через испарительные патрубки.

Система подачи кислорода регулирует расход газообразного кислорода и поддержание давления в скафандрах и кабине. Система подачи кислорода посадочной ступени обеспечивает потребное количество кислорода в процессе посадки и пребывания на Луне; система подачи кислорода взлетной ступени рассчитана на обеспечение кислородом фазы взлета с Луны, встречи и стыковки с командным отсеком.

Вода для питья, охлаждения, тушения огня, приготовления пищи и пополнения водой автономной ранцевой системы жизнеобеспечения содержится в трех баках (подача осуществляется под давлением азота): один бак на 167 кг воды установлен на посадочной ступени и 2 бака с 47 кг воды каждый на взлетной ступени.

Блок теплопередачи имеет основной и дублирующий контуры, работающие на водном растворе гликоля. Основной контур обеспечивает регулирование температуры кислорода в кабине и скафандрах, а также регулирование температуры аккумуляторов и электронного оборудования, смонтированного на охлаждаемых панелях.

Если основной контур не работает, дублирующий контур охлаждает только электронное оборудование, а охлаждение скафандров обеспечивается испарительным водяным контуром. Избыток тепла сбрасывается испарением воды.

Система жизнеобеспечения астронавтов лунного корабля показана на рис. 14.20.

Система связи. На борту лунного корабля установлены 2 приемо-передатчика, работающие в S-диапазоне (1,55…5,2·10^6 кгц), 2 приемо-передатчика УКВ и соответствующие им антенны. Система осуществляет микрофонную связь, передачу и прием данных для определения траектории, передачу 270 телеметрических измерений, телевизионную передачу на Землю.

Микрофонная связь между лунным кораблем и наземными станциями ведется в S-диапазоне, между лунным кораблем и командным отсеком на УКВ.

На борту имеется 4-канальный магнитофон с отметкой времени и запасом ленты на 10 ч. Магнитофон с борта лунного корабля переносится в командный отсек и возвращается на Землю. [1—5, 9, 10, 13, 16.]

Рис. 14.20. Схема системы жизнеобеспечения астронавтов на лунном корабле. 1 – разъемы; 2 – клапан регулировки температуры в скафандрах; 3 – канистры с гидроокисью лития и активированного угля для поглощения углекислого газа; 4 – помпы прокачки гликоля; 5 – теплообменник и испаритель; 6 – сепараторы воды; 7 – теплообменник гликоль-кислород; 8 – клапаны ручной регулировки; 9 – блок помп прокачки гликоля; 10 – охлаждаемые пластины для монтажа электронного оборудования; 11 – испаритель гликоля; 12 – испаритель воды; 13 – испаритель фреона; 14 – бак с водой на посадочной ступени; 15 – 2 бака с водой на взлетной ступени; 16 – кран заправки водой автономной ранцевой системы жизнеобеспечения; 17 – теплообменник дублирующей системы; 18 – вентиляторы, обеспечивающие циркуляцию кислорода в кабине; 19 – кран заправки кислородом автономной ранцевой системы; 20 – баллон с гликолем; 21 – регулятор температуры в кабине; 22 – система управления и навигации; 23 – электронное оборудование резервной системы управления; 24 – клапан подачи кислорода для аварийного наддува кабины; 25 – подача кислорода из баллонов, установленных на посадочной ступени; 26 —подача кислорода из баллонов на взлетной ступени; 27 – в кабину и из кабины.

1.5. Двигательные установки корабля Apollo

Корабль Apollo имеет 3 главные двигательные установки: служебного отсека, посадочную и взлетную. Служебная двигательная установка используется для коррекции траектории полета к Луне, выхода на траекторию ИСЛ, выхода на траекторию возвращения к Земле и в аварийных ситуациях. Двигательная установка посадочной ступени обеспечивает сход лунного корабля с орбиты ИСЛ, торможение и мягкую посадку на Луну. Взлетная двигательная установка используется для старта с Луны взлетной ступени и вывода ее на траекторию ИСЛ. Расчетная продолжительность работы двигательных установок корабля приведена в табл. 6.

Таблица 6

В двигательных установках корабля Apollo применены ЖРД с абляционным охлаждением камер сгорания, работающие на самовоспламеняющихся компонентах топлива аэрозин-50 (несимметричный диметилгидразин и гидразин, 1:1) и четырехокись азота, подаваемых в двигатели из баков с помощью вытеснительной системы. Баки наддуваются газообразным гелием.

Веса и размеры главных составных частей двигательных установок корабля Apollo приведены в табл. 7.

Основные характеристики двигателей корабля Apollo даны в табл. 8.

Служебный отсек и схема топливной системы двигательной установки служебного отсека показаны на рис. 15.1 а, б.

Гелий под высоким давлением хранится в двух сферических баках и поступает в баки хранения топлива, пройдя электроклапаны, параллельно соединенные регуляторы, обратные клапаны и теплообменники. Топливо из баков хранения поступает в расходные баки и через теплообменники в двигатель. В линию питания двигателя окислителем поставлен расходный клапан для более эффективного использования топлива. Система измерения расхода топлива имеет датчики, расположенные в баках, указывающие остаток топлива и относительный расход горючего и окислителя, который регулируется вручную расходным клапаном.

Таблица 7

Таблица 8 [4]

Рис. 15.1 (а). Служебный отсек со служебной двигательной установкой.

Рис. 15.1 (б). Схема топливной системы двигательной установки служебного отсека.

Для обеспечения надежной работы систем двигательных установок корабля Apollo применялось резервирование таких элементов, как регуляторы, обратные клапаны, расходные клапаны, расходомеры. Эта идея резервирования видна и в схеме работы ЖРД служебного отсека (ряс. 15.2), в которой имеются параллельные шаровые клапаны, резервированные усилители. Азот под высоким давлением сообщает энергию усилителям, и в каждой из двух систем усилителей достаточно азота для 35 запусков ЖРД.

Рис. 15.2. Схема работы ЖРД служебного отсека

Тот же принцип резервирования применен в двигательных установках посадочной и взлетной ступеней лунного корабля, с некоторыми исключениями вследствие различных требований к этим трем двигательным установкам.

Топливные баки двигательной установки посадочной ступени наддуваются гелием, хранящимся в сверхкритическом состоянии (рис. 15.3). Теплообменники топливо-гелий и гелий-гелий подводят к гелию тепло, чтобы поддержать давление в гелиевом баке и поднять температуру расходуемого гелия, при которой он может быть испольтован более эффективно. Для хранения топлива используются 4 бака, попарно соединенные параллельно. Так же как в двигательной установке служебного отсека, применено резервирование деталей там, где это необходимо. Пироклапан с дублированным запалом изолирует гелиевый бак до тех пор, пока не начнет работать посадочная двигательная установка на орбите-ИСЛ. Пироклапаны, установленные за обратными клапанами, предохраняют систему наддува от испарившегося топлива до запуска ЖРД.

Рис. 15.3. Схема топливной системы двигательной установки посадочной ступени лунного корабля.

После посадки на Луну топливные баки дренажируются с помощью пироклапанов и соленоидных клапанов, и давление в баках не растет из-за теплоотдачи от ЖРД. Дренажирование должно контролироваться, чтобы исключить опасность для экипажа.

Последовательно-параллельные шаровые клапаны посадочного ЖРД (рис. 15.4) подобны описанным клапанам ЖРД служебного отсека, но усилители получают энергию от давления топлива вместо давления азота. В топливной линии к усилителям поставлены параллельно 2 клапана, изолирующих усилители от проникновения топлива.

Рис. 15.4. Схема ЖРД посадочной ступени лунного корабля.

На схеме показан инжектор переменного сечения для дросселирования тяги ЖРД.

Двигательная установка взлетной ступени (рис. 15.5) подобна двигательной установке служебного отсека. Гелий под высоким давлением хранится в двух баках. В системе используются соленоидные клапаны, последовательно-параллельные редукторы давления, обратные клапаны. Установлено только 2 топливных бака без расходомеров. Имеется датчик минимального уровня, сигнализирующий об остатке топлива на 10 сек.

Для изоляции гелиевых баков до начала работы ЖРД используются пироклапаны. Последовательно-параллельные электроклапаны ЖРД включаются и выключаются дублированными усилителями, получающими энергию от давления топлива.

В обеих системах (посадочной и взлетной) двигательных установок нет расходного клапана, но при холодной проливке подбираются диаметры отверстий шайб настройки, точно обеспечивающие расчетный состав смеси. [24, 27, 28.]

Рис. 15.5. Схема топливной системы двигательной установки взлетной ступени лунного корабля.

1.6. Космические летные испытания двигательных установок корабля Apollo

После обширной программы наземных испытаний в Уайт-Сэндз, шт. Нью-Мексико, включавшей проверку работы двигательных установок на всех ожидаемых режимах работы, в барокамере на экспериментальном образце корабля Apollo, был начат этап космических летных испытаний. На этом этапе были решены следующие задачи: отработка двигательных установок в беспилотном полете (Apollo-5), отработка двигательных установок в пилотируемом полете по геоцентрической орбите (Apollo-9), отработка двигательных установок в пилотируемом полете по окололунной орбите (Apollo-10). Apollo-5 и Apollo-9 были оборудованы контрольно-измерительной аппаратурой, используемой только на этапе летных испытаний конструкции (аппаратура «ЛИ»), и аппаратурой с кодово-импульсной модуляцией (аппаратура «КИМ»), которая соответствовала штатному составу измерений и устанавливалась на все последующие летные экземпляры кораблей Apollo. Информация аппаратуры «КИМ» передавалась на Землю в реальном масштабе времени для того, чтобы контролировать характеристики космического аппарата в процессе полета. Телеметрическая информация с аппаратуры «ЛИ» для оценки систем была доступной после полета. Сочетание контрольно-измерительной аппаратуры «КИМ» и «ЛИ» на первых аппаратах обеспечило преемственность между летными и наземными испытаниями, а также оказалось полезным в отношении анализа полетных ненормальностей. На рис. 16.1 и 16.2 приведены схемы двигательных установок посадочной и взлетной ступеней Apollo с контрольными приборами.

Рис. 16.1. Схема контрольно-измерительной аппаратуры двигательной установки посадочной ступени лунного корабля.

Apollo-10. Двигательная установка посадочной ступени.

Двигательная установка посадочной ступени лунного корабля дважды запускалась в полете Apollo-10. Первый запуск – переход на траекторию спуска, второй запуск – фазирование орбиты.

Работа двигательной установки посадочной ступени протекала следующим образом. Давление в баке со сверхкритическим гелием перед стартом возрастало со скоростью 0,539 ат/ч. Средний темп роста давления во время полета в условиях невесомости перед первым запуском составлял 0,414 ат/ч. Такое снижение скорости роста давления привело к более низкому давлению в бачке с гелием в момент повторного запуска двигателя по сравнению с ожидавшимся уровнем.

Рис. 16.2. Схема контрольно-измерительной аппаратуры двигательной установки взлетной ступени лунного корабля.

Эффект растворимости гелия в компонентах топлива снижает давление в газовых подушках топливных баков. Растворимость гелия в окислителе приблизительно в 5 раз больше, чем в горючем, поэтому давление в баках окислителя снижается сильнее, чем в баках горючего. Давления наддува баков в полете были получены по датчикам на входе в двигатель (GQ3611P и GQ4111P). Величины давлений по этим датчикам в предстартовых условиях отличаются от давлений в газовых подушках топливных баков на величину гидростатического подпора компонентов. Этого гидростатического подпора нет при полете в условиях невесомости. 13 мая 1969 г. баки горючего были наддуты до 13,59 ата при 22,3°С. В день пуска, 18 мая, давление в баках понизилось до 13,22 ата при 22,8°С, что указывает на некоторое растворение гелия в течение 5 сут стоянки ракеты на пусковом столе. Первые полетные данные были получены во время проверки лунного корабля на 83-м ч полета; давление составило 10,77 ата при 21,2°С. Через 13 ч эти величины почти не изменились (10,70 ата при 21,0°C), что указывает на достижение состояния, близкого к полному насыщению.

По давлениям на входе в двигатель и в камере сгорания был рассчитан расход компонентов топлива. Расход горючего при полной тяге отличался от расчетных значений на ?1%, – расход окислителя на ?0,5%.

Тяга рассчитывалась двумя методами. По первому методу использовались данные предполетных испытаний двигателя и регистрируемое в полете давление в камере сгорания:

где ?=0,975 – коэффициент потерь; pк=7,474 ата – давление в камере сгорания; Кп= 1,7695 – коэффициент тяги в пустоте; Fкр=350,0 см? – площадь критического сечения сопла. Рассчитанная величина тяги составила 4513 кг. Ожидаемая величина тяги составляла 4495 кг. Расхождение величины менее 0,5%.

Кроме того, тяга двигателя была вычислена с использованием уравнения движения космического корабля

где G=13 876 кг – средний за 12 сек вес лунного корабля; а=3,170 м/сек? – среднее ускорение. Тяга, вычисленная по этому методу, составила 4480 кг.

Этот метод считается более точным, так как расход массы лунного корабля от момента старта до повторного запуска двигательной установки посадочной ступени составлял менее 1 % массы аппарата в момент старта.

Удельный импульс, рассчитанный по тяге и расходу топлива, составил 304,2 сек.

По уравнению

где ?V – приращение скорости в результате второго включения двигателя; Gн – начальный вес; Gк – конечный вес; g =9,807 м/сек?, вычисленный удельный импульс составил 304,3 сек. Эти расчеты хорошо согласуются с ожидавшейся величиной 303,2 сек.

В табл. 9 приведены расчетные и фактические летные характеристики двигательной установки посадочной ступени.

Таблица 9

Двигательная установка взлетной ступени

Двигательная установка взлетной ступени лунного корабля запускалась в полете Apollo-10 дважды. Первый запуск длился 15 сек. Продолжительность второго запуска (до выработки топлива) составила 213 сек, тяга 100%.

В основу расчета характеристик двигателя взлетной ступени были положены значения параметров, замеренные во время второго запуска.

Секундный расход рассчитывался путем определения количества топлива, израсходованного с момента начала запуска до обнажения датчиков полной выработки компонентов топлива. Соответствующие данные приведены в табл. 10.

Остаток топлива в баках в момент обнажения датчиков полной выработки компонентов топлива состоял из 18,55 кг горючего и 21,59 кг окислителя. Кроме того, дополнительный расход 10,02 кг окислителя вызван испарением и повышенным расходом его после выработки горючего. Рассчитанный секундный расход топлива составил 5,008 кг/сек по сравнению с ожидавшейся величиной 5,103 кг/сек.

Таблица 10

Сравнительные данные по измерениям давлений в двигательной установке взлетной ступени при наземных и летных испытаниях приведены в табл. 11.

Таблица 11

Удельный импульс двигательной установки взлетной ступени лунного корабля в целом, т. е. с учетом расхода топлива двигателями РСУ рассчитывается по отношению

Из РСУ лишь двигатели, создававшие тягу в направлении X, параллельном направлению тяги основного двигателя, участвовали в создании приращения скорости лунного корабля, остальные двигатели РСУ работали сбалансированными парами.

Удельный импульс основной двигательной установки взлетной ступени лунного корабля рассчитывался по уравнению

где f – доля топлива, идущего на РСУ, расходуемая «Х-двигателями», ДУ и РСУ – секундный расход топлива для основной двигательной установки и всех двигателей РСУ соответственно, Jуд.РС —удельный импульс РСУ.

Вычисленный таким образом удельный импульс двигательной установки взлетной ступени лунного корабля составил 309,2 сек (ожидавшаяся величина 308,8 сек). Тяга двигателя была вычислена по формуле

Предварительные расчеты дали величину тяги 1570 кг. Более низкая величина тяги в полете по сравнению с ожидавшейся величиной объясняется пониженным давлением на выходе из блока регуляторов системы наддува. Результаты летных испытаний двигательной установки взлетной ступени лунного корабля приведены в табл. 12.

Таблица 12

Apollo-11. Двигательная установка посадочной ступени

Двигательная установка включалась дважды в полете Apollo-11. Первый запуск, обеспечивший переход лунного корабля на траекторию снижения, производился над обратной стороной Луны. Второе включение (торможение при посадке) было произведено через 1 ч. Продолжительность работы двигательной установки составила при этом 756,6 сек.

Показания контрольно-измерительной аппаратуры. В основном датчики функционировали очень хорошо. Предельная разница в показаниях различных датчиков давления на выходе из блока регуляторов не превышала 0,18 ат. Во время торможения были зарегистрированы пульсации давления окислителя на входе в двигатель (размах колебаний до 4,71 ат). Пульсации давления в камере сгорания и давления горючего на входе в двигатель, а также изменения характеристик двигателя по результатам измерений не были обнаружены, что указывает на отсутствие в действительности пульсаций в линии окислителя. Такого рода пульсации наблюдались при наземных испытаниях, когда слабые колебания усиливались резонансом полости в узле установки датчика давления. Узел установки датчика состоит из тройника, один из штуцеров которого заглушен, а другой подсоединен к датчику. Условия резонанса изменяются в зависимости от количества гелия, попавшего в тройник и степени дросселирования двигателя.

Работа системы наддува при спуске протекала следующим образом. Система сверхкритического гелия работала на номинальном режиме (рис. 16.3). Графики давления окислителя на входе в двигатель и давления в камере сгорания приведены на pис 16.4, где видны также обсуждавшиеся выше пульсации. На рис. 16.5 показано снижение давления в топливных баках, обусловленное растворимостью гелия в компонентах топлива.

Риc. 16.3. Изменение давления в гелиевом баке двигательной установки взлетной ступени лунного корабля Apollo-11.

Работа системы контроля количества топлива на протяжении всего полета соответствовала расчетам. Ожидаемые величины и результаты телеметрии приведены на рис. 16.6. Эти данные показывают, что измеряемые в обоих баках количества окислителя расходятся к концу второго запуска. Датчик полной выработки компонентов топлива сработал на 685 сек после зажигания (за 71 сек до подачи команды на выключение двигателя и за 116 сек до расчетного момента полной выработки компонентов).

Рис. 16.4. Пульсации давления в камере ЖРД и давления окислителя на входе в ЖРД посадочной ступени лунного корабля Apollo-11

Рис. 16.5. Растворение гелия в горючем (а) и в окислителе (б) по расчетным и экспериментальным данным для двигательной установки посадочной ступени лунного корабля Apollo-11.

Рис. 16.6. Расход окислителя в двигательной установке посадочной ступени лунного корабля Apollo-11

После посадки лунного корабля на поверхность Луны для сброса давления из бачка с гелием и из топливных баков отработавшей двигательной установки посадочной ступени были открыты послепосадочные дренажные клапаны окислителя и горючего. Режим дренажа окислителя был номинальным. Дренаж горючего сопровождался неожиданным ростом давления горючего на входе в двигатель (рис. 16.7).

Дренаж гелиевого бачка одновременно с дренажем топливных баков привел к замораживанию горючего во внешнем теплообменнике. Наблюдавшийся неожиданно высокий рост давления горючего на входе в двигатель был вызван термическим расширением горючего в замкнутом объеме между замерзшим теплообменником и отсечными клапанами за счет теплоподвода от камеры сгорания. Для следующих полетов было решено не производить дренаж бачка со сверхкритическим гелием до взлета с Луны. Это достигается закрытием запорных гелиевых клапанов.

Рис. 16.7. Дренаж топливных баков двигательной установки посадочной ступени после посадки Apollo-11 на Луну.

Таблица 13

Таблица 14

В табл. 13 и 14 приводятся ожидаемые и летные характеристики двигательной установки посадочной ступени лунного корабля Appollo-11.

Двигательная установка взлетной ступени

Двигатель осуществил старт с посадочной ступени и вывел взлетную ступень на окололунную орбиту. Все давления и температуры были номинальными. ЖРД работал на полной тяге 237 сек. На рис. 16.8 показано давление гелия в баллонах системы наддува.

Рис. 16.8. Давление гелия в баллонах двигательной установки взлетной ступени лунного корабля Apollo-11

В табл. 15 и 16 даются расчетные и измеренные в полете характеристики двигательной установки взлетной ступени лунного корабля Apollo-11.

Таблица 15

Таблица 16

Литература

1. The Apollo spacecraft. Space World, 1969, № F-3 (ЭИ АиР, 1969, № 32)

2. Apollo lunar module. Spaceilight, 1969, 11, № 6, (ЭИ АиР, 1969, №38)

3. Mc Carthy J. F., Dodds J. I., Crowder R. S. Development of the Apollo launch escape system. J. Spacecraft and Rockets, 1968, 5, № 8, ЭИ АиР, 1969, № 1; РЖ, 1969, 3.41.156

4. Ryan R. S., Kiefling Z. A., Buchanan H. J., J.arvinen W. A. Simulation of Saturn V S-II stage propellant feeding dynamics. AIAA Paper № 70—626, ЭИ АиР, 1970, № 39; РЖ, 1970, 11.41.214

5. Тawil М. N., Caloger P. The use of multilayer insulation on the LM vehicle. AIAA Paper № 69—609, (ЭИ АиР, 1970, № 7)

6. Strickland Z. Lunar rover-ready for Moon drive. Aviat. Week and Space Technol., 1971, 94, № 21. ЭИ АиР, 1971, № 40; РЖ 1971, 11.41.257

7. Davisson J. С., Мс.Harris J. A. S-IVB restart chilldown experience. AIAA Paper № 70—672, (ЭИ АиР, 1970, № 42).

8. Sandford J. W., Магtin J. E., The Saturn V for the «70 s» SAE Preprints, 1969, № 715, (ЭИ АиР, 1970, № 21)

9. Renman R. E., Mendelsohn A. R. Lunar module thermal control and life support systems for Apollo applications. SAE Preprints, 1969, № 625, ЭИ АиР, 1970, № 21; РЖ, 1970, 6.41.93

10. Long L. L., Hammitt R. L. Meteoroid performaition effects on space cabin design. AIAA Paper № 69—365. РЖ, 1970, 2.41.217

11. Mc Allum W. E. Development of meteoroid protection for extravehicular activity space suits. AIAA Paper № 69—366, ЭИ АиР 1969 № 46; РЖ, 1970, 2.41.124

12. Hеlvеу W. М., Jagоw R. B., Smith J. М. Life support requirements for the second decade of manned space flight IAF Papers a., N B134, ЭИ АиР, 1969, № 22; РЖ, 1969, 6.41.111

13. Сour—Palais Burton G. Meleorolid protection by multiwall structures. AIAA Paper N 69—372 ЭИ АиР, 1969, № 46; РЖ, 1970. 1.41.146

14. Drenning С. К., Stechman R. С. Determination of tailoff impulse and tailoff repeatability for small rocket engines. AIAA Paper, № 70—674, ЭИ АиР, 1970, № 41; РЖ, 1970, 11.41.125

15. Мorea S. F., Adams W. R., Arnett C. D. America's Lunar roving vehicle. AIAA Paper № 71—847

16. Smith W. W., Nyberg D. G., Wilson W. W., Hood J. F. Development and design aspects of a 5—pound thrust RCS rocket engine module. AIAA Paper N 70-654, ЭИ АиР, 1970, № 45; РЖ 1970,

17. Africanо R. С., Logedon Т, S. Optimization Saturn V. AIAA Paper №69—451

18. Lee В. James. Apollo status reports. Saturn V launch vehicle. AIAA Paper N 69—1094

19. Мullen С. R., Bender R. L. Saturn V/S-IC stage model and flight test base thermal environment. AIAA Paper N 69—318

20. George М. Low. Apollo spacecraft. AIAA Paper N 69—1095

21. Hellmann R., Conovar М., Morrison E., Neilson J. Lunar module thermal—vacuum simulation utilizing confonnal heater thermal control. AIAA Paper N 69—312

22. Graves D. L., Glynn P. C. A technique for analyzing latching dynamics and loads induced during spacecraft docking. AIAA Paper N 70—21

23. Pragenau J. L. Stability analysis of Apollo-Saturn V propulsion and structure feedback loop. AIAA Paper N 69—877

24 Noгris J. D Apollo propulsion system performance evalution. AIAA Paper N 68—586; ЭИ АиР, 1968, №. 44.

25. Flight event sequence. Speceflight v. 13, № 2, 1971

26. Saturn V. Spaceflight v. 13, № 1, 1971

Глава II

Системы управления корабля Apollo

2.1. Реактивная система управления корабля Apollo. Общая характеристика системы управления

Все 3 отсека корабля Apollo – командный отсек, служебный отсек и лунный корабль – имеют самостоятельные реактивные системы управления (рис. 21.1).

Рис. 21.1. Корабль Apollo: 1 – лунный корабль; 2 – служебный отсек; 3 – командный отсек; 4 – реактивная система управлений лунного корабля; 5 – посадочный ЖРД

РСУ корабля Apollo имеет 44 специальных ЖРД. На всех отсеках корабля Apollo РСУ импульсного типа работают на системах подачи топлива под давлением, с 2-компонентным самовоспламеняющимся топливом. Полный импульс, создаваемый ЖРД РСУ при одном включении, может быть в пределах от 0,4 до 25 000 кг. сек. Некоторые ЖРД РСУ в процессе полета могут включаться до 10 000 раз. РСУ обеспечивает управление кораблем Apollo на всех этапах полета.

РСУ служебного отсека управляет кораблем после его отделения от ступени S-IVB, на траектории полета Земля-Луна, при выходе на орбиту ИСЛ, после отделения лунного корабля управляет основным блоком (командный и служебный отсеки) на орбите ИСЛ и на траектории возвращения основного блока к Земле.

РСУ лунного корабля осуществляет управление при посадке на Луну, при взлете второй ступени лунного корабля с Луны, во время встречи и стыковки с основным блоком.

РСУ командного отсека управляет в процессе входа в атмосферу после отделения командного отсека от служебного. РСУ служебного отсека и лунного корабля кроме управления ориентацией могут осуществлять поступательные перемещения по всем трем осям. РСУ командного отсека управляет только ориентацией. РСУ могут работать на автоматическом режиме от цифрового автопилота (ЦАП) или на режиме ручного управления астронавтом.

Реактивная система управления служебного отсека

РСУ служебного отсека управляет ориентацией и поступательным перемещением с момента выхода корабля на траекторию полета к Луне до разделения командного и служебного отсеков. ЖРД РСУ служебного отсека могут работать в импульсном или непрерывном режиме. При импульсном режиме последовательно выдаваемый ЖРД минимальный импульс равен 0,18 кг·сек. Одновременно один ЖРД может быть включен на сравнительно продолжительный режим постоянной тяги, а остальные могут работать в импульсном режиме управления ориентацией.

РСУ служебного отсека состоит из четырех самостоятельных независимо работающих подсистем – блоков, расположенных по окружности цилиндрической части служебного отсека, через 90°.

Каждый блок имеет связку из четырех ЖРД радиационного охлаждения и самостоятельную систему наддува баков и подачи топлива. В каждой связке два ЖРД расположены по направлению продольной оси аппарата и два в поперечном направлении. Поперечные ЖРД создают момент, вращающий аппарат вокруг оси X и поступательные перемещения вдоль осей У и Z. Продольные ЖРД создают вращающие моменты вокруг осей Y и Z и поступательное перемещение вдоль оси X. Для осуществления управления, как правило, ЖРД включаются попарно.

РСУ служебного отсека работает на 2-компонентном топливе, четырехокись азота (N2H4) используется в качестве окислителя и монометилгидразин (ММН) в качестве горючего, состав смеси (окислитель/горючее) равен 2. Каждый блок имеет запас топлива 147 кг; суммарный запас топлива для системы РСУ служебного отсека 588 кг.

Все блоки РСУ служебного отсека работают идентично по схеме, приведенной на рис. 21.2. для одного блока.

Рис. 21.2. Топливная система блока ЖРД реактивной системы управления служебного отсека

В гелиевый бак сферической формы из титанового сплава (6А1—4V) заправляется газообразный гелий под давлением 290 кг/см?. В линии подачи гелия установлены изолирующие клапаны. Электромагнитные изолирующие клапаны, удерживаемые в открытом положении магнитным замком и в закрытом положении нагруженные пружиной, имеют электропереключатель, указывающий экипажу положение клапана. Высокое давление гелия двумя блоками параллельных регуляторов снижается до рабочего давления 12,7 кг/см?. Для обеспечения надежности системы в каждом блоке последовательно соединены 2 регулятора. Если один из регуляторов отказал в открытом положении, другой регулятор этого блока будет поддерживать рабочее давление в системе. Если один из регуляторов отказал в закрытом положении, то регуляторы параллельного блока обеспечат требуемое давление.

Между регуляторами давления и входом в топливные баки установлены блоки последовательно-параллельных обратных клапанов и предохранительные клапаны. Обратные клапаны предохраняют систему от смешения испарившихся компонентов топлива. Каждый блок имеет 4 обратных клапана, соединенных в последовательно-параллельную цепь. Последовательное соединение препятствует смешению паров, а параллельное соединение обеспечивает необходимую подачу гелия в баки горючего и окислителя. Предохранительные клапаны защищают топливные баки от разрушения, если при изменении температуры сильно возрастает давление.

Предохранительный клапан снабжен разрывной диафрагмой, герметизирующей систему и исключающей утечку гелия до возникновения перенаддува. Диафрагма разрывается при давлении 16 кг/см?, предохранительный клапан открывается при давлении 16,5 кг/см? и закрывается при давлении 15,5 кг/см?.

Внутри каждого топливного бака имеется камера – мешок из тефлона, заполненная топливом. Когда бак наддувается, гелий поступает в полость между камерой и стенками бака, сжимает камеру и осуществляет подачу топлива в ЖРД. Все топливные баки РСУ Apollo выполнены по одной технологии из одинакового материала и с одинаковым диаметром 32 см. Баки имеют цилиндрическую форму и шарообразные днища, объем баков изменяется за счет длины цилиндрической части.

В каждом блоке РСУ служебного отсека по 2 бака для горючего и по 2 бака для окислителя. Баки каждого из компонентов топлива соединены параллельно и работают в системе как один бак.

В магистрали между топливными баками и ЖРД установлены электромагнитные изолирующие клапаны. Когда баки наддуты, изолирующие клапаны открыты и топливо поступает к клапанам ЖРД.

В период обслуживания РСУ служебного отсека изолирующие клапаны закрыты. Они открываются в момент старта и открыты в течение всего полета. В топливных магистралях горючего и окислителя за изолирующими клапанами и перед входом в ЖРД установлены фильтры, предохраняющие инжекторы ЖРД от загрязнения.

Количество топлива в баках РСУ служебного отсека определяется косвенным методом, посредством измерения количества гелия, вытекшего из гелиевого бака, в предположении отсутствия утечки гелия.

Масса гелия, перетекшая в топливные баки, определяется разностью между начальной массой газа в баке и измеренным количеством газа, оставшегося в баке. Количество топлива в баках определяется разностью между объемом топливных баков и объемом гелия, перетекшего в топливные баки.

Недостатком системы является отсутствие информации о составе смеси. Однако система простая и легкая, имеет единственный комбинированный датчик температуры и давления гелия.

Реактивная система управления лунного корабля

РСУ лунного корабля выполняет следующие функции.

1. Осуществляет отделение лунного корабля от основного блока.

2. Управляет ориентацией лунного корабля на активных и пассивных участках траектории полета.

3. Осуществляет поступательные перемещения при зависании лунного корабля перед посадкой на Луну.

4. Производит стыковку лунного корабля с основным блоком.

В дополнение к основным функциям, в случае преждевременного выключения ЖРД двигательной установки взлетной ступени, РСУ лунного корабля может сообщить взлетной ступени дополнительную скорость, необходимую для выхода на траекторию ИСЛ.

Для выполнения всех функций и с целью увеличения надежности РСУ лунного корабля выполнена в виде двух идентичных и самостоятельных систем А и В (рис. 21.3, 21.4).

Рис. 21.3. Компановка топливной системы реактивного управления лунного корабля на взлетной ступени.

Каждая из систем А и В имеет по 8 ЖРД, самостоятельную систему наддува баков и подачи топлива. Все ЖРД РСУ лунного корабля соединены по 4 ЖРД в четырех блоках, равномерно размещенных по периферии взлетной ступени. Два ЖРД в каждом блоке расположены параллельно оси Х и 2 ЖРД в плоскости, перпендикулярной оси X.

Два ЖРД каждого блока нормально обеспечиваются топливом из системы А, другие 2 из системы В. Нормально обе системы работают одновременно, но каждая из систем может обеспечить управление лунным кораблем. Промежуточная линия с клапанами, соединяющая системы А и В, и линия, соединяющая топливную систему ЖРД взлетной ступени и РСУ, обеспечивают максимальную гибкость РСУ лунного корабля.

РСУ лунного корабля работают на 3-компонентном топливе, в качестве окислителя используется N2O4 и в качестве горючего 50% смесь несимметричного диметилгидразина с гидразином. В топливных баках РСУ лунного корабля содержится 264 кг расходуемого топлива, кроме этого, в нормальных условиях полета РСУ лунного корабля расходует 82 кг топлива двигательной установки взлетной ступени.

Рис. 21.4. Схема топливной системы реактивного управления лунного корабля.

Многие агрегаты РСУ лунного корабля, регуляторы давления, обратные клапаны, предохранительные клапаны, гелиевый бак и топливные баки, по конструкции и действию подобны агрегатам РСУ служебного отсека.

Гелиевый бак заполняется гелием под давлением 210 кг/см? (рис. 21.4), В магистрали подачи гелия установлены изолирующие пиротехнические клапаны, герметизирующие гелий под высоким давлением до активизации системы. Поток гелия, пройдя фильтры, последовательные регуляторы давления, последовательно-параллельные обратные клапаны, поступает в топливные баки, работающие так же, как топливные баки РСУ служебного отсека. Изолирующие клапаны в линии подачи топлива на выходе из баков, 2-ходовые соленоидного типа с магнитными замками, удерживающими клапан в открытом и закрытом положении, имеют индикаторы положения клапана. Такие же клапаны установлены в линии, соединяющей системы А и В, и в линии, соединяющей РСУ с топливной системой ЖРД посадочной ступени. В условиях нормального полета топливо из баков доходит до изолирующего клапана.

После активации системы изолирующие клапаны открыты и топливо доходит до клапанов ЖРД. Если ЖРД отказывает, клапаны в линиях окислителя и горючего, изолирующие блок, закрываются и выключают 2 ЖРД этого блока. Клапаны в линиях, соединяющих системы А и В, при нормальных условиях полета закрыты; если нарушается работа одной из систем, клапаны открываются и ЖРД обеих систем могут работать, используя топливо противоположных систем.

Когда РСУ лунного корабля питается топливом двигательной установки ЖРД взлетной ступени, главный изолирующий клапан закрыт, но перед выключением ЖРД взлетной ступени в соединительной магистрали клапан закрывается, а главный изолирующий клапан открывается. Эта операция критическая по времени и осуществляется таким образом, чтобы избежать образования газовых гелиевых пробок в трубопроводах РСУ лунного корабля.

Реактивная система управления командного отсека

РСУ командного отсека выдает импульсы, необходимые для управления ориентацией командного отсека при входе в атмосферу Земли на этапе от момента отделения командного отсека от служебного до начала раскрытия парашютной системы. Кроме номинального режима полета РСУ командного отсека осуществляет управление на всех режимах аварийного возвращения командного отсека.

РСУ командного отсека состоит из двух независимых систем А и В. Каждая из систем А и В имеет по 6 ЖРД абляционного охлаждения, самостоятельную систему наддува баков и подачи топлива. Все оборудование РСУ командного отсека расположено под герметической кабиной экипажа в задней части командного отсека. В нормальных условиях полета обе системы А и В работают одновременно, однако, каждая система может обеспечить все управление командным отсеком (рис. 21.5).

Рис. 21.5. Схема топливной системы реактивного управления командного отсека.

Каждая из РСУ командного отсека идентична блоку РСУ служебного отсека, за исключением того, что РСУ командного отсека имеет дополнительно соединительные линии и перепускные клапаны для осуществления слива топлива и инертного газа перед посадкой командного отсека. Большинство важных деталей РСУ командного отсека сгруппировано на панелях. При неисправностях вся панель снимается и заменяется запасной.

На выходе из гелиевого бака в линии подачи гелия установлено 2 изолирующих пироклапана, они закрыты до момента отделения командного отсека перед входом в атмосферу. После открытия пироклапанов гелий проходит регуляторы, снижающие давление до 20,8 кг/см? и поступает в газовую полость топливных баков, работающих так же, как баки РСУ служебного отсека. До активизации системы топливо в баках изолируется от ЖРД разрывными диафрагмами. После активизации системы (открытие пироклапанов, изолирующих гелий под высоким давлением) увеличивается давление,которое разрывает диафрагмы в топливных магистралях, и топливо поступает к клапанам ЖРД.

Чтобы обеспечить слив топлива и гелия из РСУ перед посадкой командного отсека, в системе имеются пиротехнические клапаны, соединяющие гелиевые магистрали системы А и В, пиротехнический перепускной клапан, открывающий доступ гелию внутрь камеры топливного бака для вытеснения остатков топлива, пиротехнические клапаны, соединяющие топливные магистрали системы А и В, пиротехнические клапаны, открывающие сливные отверстия из системы.

ЖРД РСУ командного отсека существенно отличаются от ЖРД РСУ служебного отсека.

ЖРД реактивной системы управления служебного отсека и лунного корабля

ЖРД РСУ служебного отсека и лунного корабля с тягой 45,5 кг импульсного типа, радиационного охлаждения, работающие на монометилгидразине или 50% смеси гидразина и несимметричного диметилгидразина в качестве горючего и N2O4 в качестве окислителя, квазиустановившееся давление в камере сгорания 7 кг/см?. Вес ЖРД 2,27 кг.

ЖРД состоит из двух частей – камеры сгорания с соплом, оканчивающимся сечением с отношением площадей 7:1, и удлинительного сопла (рис. 21.6). Камера сгорания, механически обработанная из молибденовой поковки с кварцевым покрытием, предохраняющим молибден от окисления.

Рис. 21.6. ЖРД реактивной системы управления служебного отсека и лунного корабля

Удлинительное сопло из кобальтового сплава с восемью кольцами жесткости по наружной поверхности. Инжектор из алюминиевого сплава и нержавеющей стали с отверстиями постоянного сечения. В конструкции ЖРД имеется воспламенительная предкамера, возбуждающая горение и сводящая к минимуму детонацию, так как сильные скачки давления могут разрушить ЖРД. Детонация гасится путем опережения впрыска горючего в камеру на несколько миллисекунд до окислителя.

Внутри предкамеры 2 отверстия для окислителя и горючего. При открытии инжекторных клапанов поток топлива по прямому каналу поступает в предкамеры и возбуждает горение, остальное топливо поступает к отверстиям, окружающим предкамеры.

Вследствие гидравлического запаздывания в инжекторе воспламенение этого топлива происходит на 3 мсек позднее, чем внутри предкамеры.

Топливные инжекторные клапаны должны быстро реагировать на электрические команды «открыто», «закрыто», и обеспечивать герметическое закрытие без просачивания топлива (рис. 21.7). Клапаны монтируются непосредственно на инжекторе, имеют соленоиды с отдельными электросистемами для автоматического и ручного управления.

После поступления на ЖРД команды «открыть» топливные клапаны, проходит 9 мсек до полного открытия, поток топлива достигает камеры сгорания через 11 мсек и через 12 мсек после команды «открыть» возникает горение.

Рис. 21.7. Топливный инжекторный клапан

Характеристики ЖРД РСУ служебного отсека и лунного корабля приводятся на рис. 21.8 а,б.

Рис. 21.8 (а). Характеристики ЖРД реактивной системы управления служебного отсека и лунного корабля. Удельный импульс; суммарный импульс; состав смеси в функции времени

Рис. 21.8 (б). Тяга ЖРД в функции времени

ЖРД реактивной системы управления командного отсека

ЖРД РСУ командного отсека с тягой 42,2 кг абляционного охлаждения работают на монометилгидразине и N2O4, ква-зиустановившееся давление в камере сгорания 10,5 кг/см?. Вес ЖРД 4,08 кг (рис. 21.9). ЖРД работают главным образом в импульсном режиме, но могут использоваться и в режиме постоянной установившейся тяги. Два топливных инжекторных клапана той же конструкции, что и клапаны ЖРД РСУ командного и служебного отсеков, управляют подачей горючего и окислителя. [1—18]

Рис. 21.9. ЖРД реактивной системы управления командного отсека

Рис. 21.10. Характеристики ЖРД реактивной системы управления командного отсека. (а). Удельный импульс, суммарный импульс и состав смеси в функции времени. (б). Тяга ЖРД в функции времени.

Характеристики ЖРД РСУ командного отсека на рис. 21.10а,б.

2.2. Цифровой автопилот космического корабля Apollo

Впервые в условиях пилотируемого космического полета цифровой автопилот (ЦАП) был применен на космическом корабле Apollo.

Анализ результатов полетов кораблей Apollo с ЦАП показывает хорошее совпадение прогнозируемых и наблюдаемых процессов управления. Первое применение ЦАП на космическом корабле показало, что он во многих отношениях превосходит аналоговые автопилоты, не только обеспечивает требуемые динамические характеристики, но и обладает многими свойствами, недоступными аналоговой системе. К этим свойствам относятся автоматическая оценка и коррекция эксцентриситета вектора тяги, автоматическое изменение коэффициентов усиления по мере выгорания топлива, возможность осуществления различных режимов управления.

Общее описание работы цифрового автопилота

На активных участках траектории полета управление аппаратом по каналам тангажа и рыскания осуществляется отклонением на кардане ЖРД служебного отсека. Управление ориентацией по каналу крена производится ЖРД реактивной системы управления. Расчет команд на отклонение вектора тяги для компенсации ошибок между требуемой и измеренной ориентацией является функцией управления вектором тяги цифрового автопилота.

Управление вектором тяги ЦАП по каналам тангажа и рыскания осуществляется следующим образом.

1. В контуре управления траекторией полета бортовой ЭЦВМ командного отсека подсчитываются приращения углов ориентации в инерциальной системе координат и преобразуются в координаты, связанные с аппаратом.

2. Блок преобразования данных измеряет углы кардана блока инерциальных измерений и формирует импульсы, представляющие малые фиксированные приращения этих углов. Приращения углов суммируются в бортовой ЭЦВМ командного отсека и отсылаются в регистр блока преобразования данных.

3. В регистре блока преобразования данных, в соответствии с программой ЦАП производится квантование и по обратной разности углов блока преобразования данных на каждом интервале находятся малые приращения.

4. Приращения величин в блоке преобразования данных на каждом интервале квантования преобразуются в координаты, связанные с аппаратом, и вычитаются из командных приращений, которые вырабатываются по программе управления траекторией полета.

5. Полученная разность представляет собой приращение ошибок ориентации; эти приращения суммируются и дают ошибку ориентации в координатах, связанных с аппаратом. Небольшие ошибки начальной ориентации, возникающие в результате выполнения маневра осадки топлива перед запуском ЖРД служебного отсека не учитываются и обнуляются в регистре ЦАП Apollo перед запуском ЖРД. Это делается с той целью, чтобы исключить возбуждаемые начальными ошибками изгибные колебания Apollo. Когда лунный корабль отстыкован от основного блока, проблемы изгибных колебаний не возникает и начальные ошибки ориентации учитываются точно.

6. Ошибки ориентации поступают в фильтры компенсации каналов тангажа и рыскания ЦАП, в которых вырабатываются команды сервомотором кардана ЖРД для углов тангажа и рыскания (рис. 22.1). Эти компенсирующие сигналы должны также обеспечить демпфирование изгибных колебаний аппарата и колебаний в результате плескания топлива.

Рис. 22.1. Функциональная блок-схема управления вектором тяги в плоскости тангажа (или рыскания).

7. ЦАП Apollo имеет два компенсирующих режима работы: первый с широким диапазоном для стабилизации аппарата от плескания при полной заправке, требующейся для полета на Луну, второй – узкий диапазон для стабилизации от плескания топлива при любых заправках. ЦАП начинает управление вектором тяги в широком диапазоне и остается на этом режиме до тех пор, пока астронавт не переключит его на режим работы в узком диапазоне. Он осуществляет переключение с помощью кодового слова, набираемого на клавишах пульта управления. Это переключение астронавт осуществляет, когда плескание топлива приводит к чрезмерным колебаниям ЖРД. Таким образом извлекается максимум преимуществ из широкого диапазона в начале неустойчивого режима управления вектором тяги.

8. ЦАП командного и служебного отсеков имеет только один компенсирующий режим работы.

Рис. 22.2. Функциональная блок-схема контура коррекции эксцентриситета тяги в плоскости тангажа (или рыскания).

9. Как показано на рис. 22.2, суммарный командный сигнал к каждому серводвигателю кардана складывается из сигнала компенсирующего фильтра и сигнала контура коррекции смещения вектора тяги. Последняя составляющая смещает суммарный командный сигнал таким образом, что при нулевом выходе из компенсирующего фильтра вектор тяги проходил бы точно через центр тяжести, если отсутствует движение центра тяжести и вектора тяги относительно командного угла.

10. Контур управления вектором тяги состоит из двух главных элементов – суммирующего регистра, выдающего смещение, и низкочастотного фильтра, проводящего суммарный командный сигнал с частотой квантования ЦАП. Разность между величиной смещения и выходным сигналом низкочастотного фильтра вводится на суммирующий регистр каждые 0,5 сек с тем, чтобы медленно корректировать ошибки регулирования, вызванные эксцентриситетом вектора тяги. Это в некоторой степени эквивалентно введению пропорционально-интегральной передаточной функции между компенсирующим фильтром и суммарным сигналом управления.

Контур управления вектором тяги работает таким образом, что его сигналы не возбуждают колебаний топлива и изгибных колебаний и мало влияют на устойчивость космического аппарата как твердого тела.

11. Астронавт задает начальные условия суммирующему регистру контура коррекции смещения вектора тяги и низкочастотному фильтру перед началом управления вектором тяги. Позднее начальные условия суммирующему регистру задают снова, чтобы осуществить так называемую одноразовую корреляцию.

12. Если ЦАП управляет основным блоком, величина в суммирующем регистре контура коррекции смещения вектора тяги не изменяется до осуществления одноразовой коррекции через 3 сек после запуска ЖРД. Эта коррекция состоит в добавлении к содержимому суммирующего фильтра удвоенного изменения выходного сигнала низкочастотного фильтра (удвоение сигнала необходимо для компенсации запаздывания фильтра).

Следуя такой коррекции, содержимое суммирующего фильтра контура коррекции смещения вектора тяги изменяется каждые 0,5 сек, как показано на рис. 22.3.

Рис. 22.3. Структурная схема компенсирующего фильтра цифрового автопилота: а – корабль Apollo, широкий диапазон работы; б – корабль Apollo, узкий диапазон работы; в – основной блок

13. В ЦАП Apollo возрастание содержимого в суммирующем регистре контура коррекции смещения вектора тяги начинается с момента запуска ЖРД. Однако суммирующий регистр обнуляется при переключении режимов на текущее значение выходного сигнала низкочастотного фильтра. Предполагается, что переключение происходит после начального неустановившегося режима низкочастотного фильтра. При переключении режимов низкочастотный фильтр обнуляется и поступающая на сервомоторы команда сдвигается к сигналу суммирующего регистра контура коррекции смещения вектора тяги. После переключения контур коррекции смещения вектора тяги продолжает работать с теми же коэффициентом усиления, частотой квантования и постоянной времени низкочастотного фильтра.

14. Если ЦАП управляет основным блоком, то в контуре управления траекторией полета коэффициент усиления остается постоянным. Когда ЦАП управляет кораблем Apollo, то при переключении режимов коэффициент усиления в контуре управления траекторией полета уменьшается.

Канал ЦАП управления вектором тяги по крену обеспечивает ориентацию и управление угловой скоростью относительно оси крена с помощью ЖРД РСУ. Его задача сводится к сохранению ориентации основного блока на активных участках траектории полета в пределах установленной зоны нечувствительности. Углы наружной рамки кардана стабилизированной платформы, которая параллельна оси крена, считываются, обрабатываются и дают приближенно ориентацию и угловую скорость. Для выработки команд на включение ЖРД РСУ используется логика переключения в фазовой плоскости.

Канал ЦАП управления вектором тяги по крену играет сравнительно малую роль, главную роль в управлении тягой и скоростью полета космического корабля играют каналы тангажа и рыскания.

Требования, предъявляемые к цифровому автопилоту

Основным требованием, предъявляемым к каналам тангажа и рыскания ЦАП, является обеспечение совместно с внешним контуром управления траекторией полета малых ошибок по скорости в момент выключения двигателя.

ЦАП должен ограничивать движение аппарата вокруг центра масс и изменение ориентации вектора тяги для того, чтобы минимизировать расход топлива и износ муфт сервоприводов, а также облегчить астронавтам управление кораблем.

ЦАП должен выполнять программы, включаясь при неизвестных начальных условиях и при изменяющихся характеристиках аппарата на активном участке траектории полета.

В момент запуска ЖРД служебного отсека могут возникнуть начальные возмущения, которые должно преодолеть управление вектором тяги ЦАП.

1. В результате осуществления маневра осадки топлива перед запуском ЖРД служебного отсека, начальные угловые скорости по тангажу и рысканию могут достигнуть 1 град/сек.

2. Результаты космических летных испытаний показывают, что плескание топлива вызывает колебания ориентации аппарата до 0,1 град/сек в момент запуска ЖРД служебного отсека.

3. Начальное продольное перемещение топлива (если не осуществлен маневр осадки топлива).

4. Перед запуском ЖРД служебного отсека бортовая ЭЦВМ командного отсека выдает сигнал на регулировку сервомоторов кардана и совмещение направления вектора тяги с расчетным положением центра тяжести. Но могут быть ошибки совмещения, являющиеся следствием неопределенности ориентации вектора тяги и неопределенности положения центра тяжести.

Утроенное среднеквадратичное значение угла эксцентриситета вектора тяги изменяется от 1,4° (полный) до 0,98° (пустой) для основного блока и от 1,25° (полный) до 0,71° (пустой) для корабля Apollo.

Максимальная расчетная скорость изменения угла эксцентриситета вектора тяги для корабля Apollo 0,003 град/сек в плоскостях тангажа и рыскания. Для основного блока эта скорость составляет 0,0083 град/сек в плоскости тангажа и 0,014 град/сек в плоскости рыскания.

Характеристики космического корабля Apollo

Динамические характеристики корабля Apollo существенно отличаются от характеристик основного блока, поэтому потребовалась разработка двух самостоятельных программ для ЦАП, управляющего обоими аппаратами. Основные различия характеристик аппаратов состоят в следующем.

1. Частота изгибных колебаний корабля Apollo~2 гц, частота изгибных колебаний основного блока ~ 5 гц.

2. Отличия в плечах управляющей силы, положения центра тяжести и моментах инерции таковы, что при одном и том же отклонении ЖРД служебного отсека угловое ускорение основного блока в 4 раза больше углового ускорения корабля Apollo.

3. Влияние плескания топлива в баках корабля Apollo существенно отличается от влияния плескания топлива в баках основного блока из-за дополнительных масс жидкости, различных моментов инерции и положения центра тяжести.

Аналитическое описание цифрового автопилота

Построение каналов тангажа и рыскания управления вектором тяги ЦАП может быть выполнено с помощью частотных характеристик разомкнутой системы. Эти характеристики выражаются членами функции разомкнутой цепи

которая описывает ЦАП с разомкнутой цепью на входе в компенсирующий фильтр. Сомножители правой части уравнения (22.1) соответственно представляют частотные характеристики компенсирующего фильтра, контура компенсации эксцентриситета тяги, системы ЖРД-аппарат, параллельной комбинации обратной связи управления ориентацией ЦАП и управления траекторией полета.

Частотные характеристики ЦАП могут быть представлены произведением

2 других сомножителя благодаря соответствующему выбору параметров близки к единице.

С целью выбора корректирующих фильтров удобно перейти от частотных характеристик в области реальных частот D*(j?) и G*(j?) к эквивалентным частотным характеристикам D (ju) и G (ju) в ?-области.

Прежде всего отметим, что D(ju) и G (ju) получаются путем подстановки ?=ju в ?-преобразование

Эти ?-преобразования затем подвергаются z–преобразованиям. После этого с помощью подстановки z=esT могут быть получены частотные характеристики в области реальных частот.

Аналогично эти характеристики могут быть получены из ?-преобразования путем z–?-преобразований:

откуда угол

или

Таким образом

Использование частотных характеристик D(ju) и G(ju) предпочтительнее, чем характеристик D*(j?) и G*(j?), так как их легче выразить аналитически и перевести в z–область для реализации бортовой ЭЦВМ. Кроме того, соотношение u=tg(?T/2) легко использовать для определения значений, соответствующих критическим частотам изгибных колебаний и колебаний от плескания жидкости.

Частота квантования ЦАП,

выбирается таким образом, чтобы ее половина значительно превышала резонансные частоты колебаний корабля Apollo и основного блока.

Из характеристик G (ju) или G*(j?)), выделяя сомножители, обусловленные изгибными колебаниями и плесканием жидкости, получим чистую характеристику аппарата, как твердого тела Gr(ju) или С*r(j?). Компенсирующие звенья могут быть спроектированы на основе произведения D(ju)Gr(ju), эквивалентного D*(j?) G*r(j?), с добавлением к этим частотным характеристикам функций влияния плескания топлива и изгибных колебаний при различных количествах топлива в баках.

Процесс проектирования упрощается использованием программы для вычислительной машины, которая строит амплитудные и фазовые характеристики D(ju)Gr(ju) в функции

?=(2/T)tg^-1u (22.10)

В результате получаются графики D*(j?) G*r(j?), которые модифицируются с помощью функций M(j?) и Н(j?) для определения разомкнутой частотной характеристики аппарата как твердого тела

G0r(j?)=D*(j?) M(j?) G*r(j?)Н (j?) (22.11)

Контур компенсации эксцентриситета вектора тяги

Влияние контура компенсации эксцентриситета вектора тяги на характеристики разомкнутой цепи ЦАП по конструктивным соображениям ограничивается областью ниже 2 рад/сек. Это значительно ниже частоты квантования интегратора этого контура, равной 2 гц (12,56 рад/сек), и частоты квантования ЦАП (25 гц для основного блока и 12,5 гц для корабля Apollo). Можно показать, что влияние указанных частот квантования пренебрежимо мало в диапазоне частот до 2 рад/сек, и контур компенсации эксцентриситета вектора тяги может быть аппроксимирован передаточной функцией непрерывного сигнала вида

где Км – коэффициент усиления контура компенсации эксцентриситета вектора тяги;

Тм – постоянная времени низкочастотного фильтра.

Контур управления траекторией полета

Динамика контура управления траекторией полета зависит от времени до окончания работы ЖРД, tgo. Для больших значений tgo этой зависимостью можно пренебречь при выводе передаточных функций контура управления траекторией полета. Эти функции даже в приближенном виде весьма полезны для понимания влияния контура управления траекторией полета на работу ЦАП в целом.

Контур управления траекторией полета выполняет следующие операции.

1. Приращения скорости, измеряемые акселерометром, накапливаются и вычисляется текущая скорость V;

2. Каждые 2 сек вычисляется разность Vg между требуемой скоростью Vr и текущей скоростью V.

3. Каждые 2 сек находится векторное произведение Vg и ?V, где ?V – изменение скорости в течение последних 2 сек.

4. Результат векторного произведения нормируется по отношению Vg и ?V и затем умножается на коэффициент усиления Ksteer для получения вектора команды скорости ориентации.

5. Вектор угловой скорости ориентации преобразуется п-систему координат, связанных с аппаратом, и определяются команды для угловых скоростей тангажа и рыскания.

6. Управляющие команды по угловой скорости аппарата умножаются на период квантования ЦАП Т, чтобы получить-приращения, которые подаются в ЦАП через каждые Т сек.

Приближенные аналитические соотношения, описывающие-динамику контура управления траекторией полета выводятся при следующих допущениях:

1) все тригонометрические функции заменяются их приближенными значениями для малых углов;

2) аппарат рассматривается как твердое тело с инерци-альной измерительной платформой, установленной в центре тяжести;

3) эффекты квантования пренебрежимо малы;

4) ось X аппарата и ось ЖРД первоначально выставлены параллельно вектору скорости Vr; в этом случае угол между вектором тяги и вектором Vr определяется как ? – ? (? – ориентация аппарата относительно вектора Vr, ? – отклонение ЖРД от начального направления; считается положительным, если создает положительное ускорение ?);

5) время tgo постоянно;

6) вектор Vr постоянен по величине и направлению;

7) запаздывание при вычислении в контуре управления траекторий полета пренебрежимо мало.

При сделанных допущениях угол между вектором тяги и вектором требуемой скорости определяется как ? – ?, а соответствующие углы в плоскости тангажа и в плоскости рыскания для векторов Vg и ?V аппроксимируются выражениями

(Ts – период квантования контура управления траекторией полета 2 сек).

Нормированное векторное произведение векторов Vg и ?V дает разность ?vg – ??V, которая после умножения на коэффициент усиления Kst дает сигнал по угловой скорости ориентации .

Эта команда по угловой скорости поступает в ЦАП в виде приращения ?cT, находится разность между командным и измеренным приращением для определения ошибки ориентации.

Таким образом, ?c образуется путем квантования с периодом 2 сек непрерывного интеграла от ?—? и последовательного преобразования в приращения, которые суммируются на интервале в Т сек. Такая комбинация двух периодов квантования и аналогичного интегрирования усложняет задачу учета влияния контура управления траекторией полета на устойчивость ЦАП.

Для упрощения анализа влияния управления траекторией полета автопилот можно рассматривать как элемент с непрерывным сигналом в контуре управления траекторией полета. Тогда остается только одна частота квантования 0,5 гц, связанная с формированием управляющего сигнала ?c. Частотную характеристику разомкнутого контура управления траекторией полета можно представить ?-преобразованием

где F1(?)-преобразование

F2(?) представляет процесс получения угла векторного произведения ?vg – ??V из интеграла (?—?); F1(?) описывает умножение этого угла на коэффициент усиления Kst для получения ?c, последующее интегрирование ?c для получения ?c', образования разности (?—?) автопилотом и ее интегрирование.

Взаимное влияние автопилота и процесса управления траекторией полета проявляется более наглядно с помощью приближенного аналитического метода, заключающегося в добавлении к частотной характеристике разомкнутого контура ЦАП влияния управления траекторией полета.

При этом предполагается, что эффекты транспонирования частот отсутствуют и частотная характеристика F1(?) может быть заменена частотной характеристикой в области реальных частот

а также имеет место

где Кr – коэффициент эффективности управления системы ЖРД-аппарат.

В предположении, что

F2(?) примет вид

Частотная характеристика разомкнутого контура управления траекторией полета может быть представлена в виде

где

В области низких частот, где применима функция Gst(j?), влияние управления траекторией на характеристики разомкнутого контура ЦАП можно аппроксимировать путем прибавления Gst(j?) к единичному коэффициенту обратной связи по углу ориентации

Следует заметить, что выражение H(j?) является хорошей аппроксимацией только для низких значений ?, меньше 0,2 рад/сек. Однако именно этот диапазон частот представляет наибольший интерес при анализе эффектов управления траекторией полета.

Стабилизация корабля Apollo

Необходимость стабилизации корабля при возникновении изгибных колебаний или плескания жидкости является одним из основных требований, предъявляемых к ЦАП.

Для стабилизации корабля как твердого тела в ЦАП были приняты следующие значения запасов устойчивости:

Указанные значения критериев устойчивости выбраны в предположении, что коэффициент усиления автопилота автоматически изменяется и компенсирует изменение характеристик цепи ЖРД-аппарат при выгорании топлива.

Для стабилизации корабля при возникновении изгибных колебаний или плескания жидкости в передаточной функции вводятся сомножители, расположенные вблизи от мнимой оси и соответствующих нулей.

Коэффициент усиления разомкнутой системы пропорционален произведению коэффициента усиления фильтра ЦАП Kz и квазистатического коэффициента цепи ЖРД-аппарат Kg, где

– передаточная функция ЖРД-аппарат.(22.26)

Kg зависит от количества топлива и изменяется по мере его выгорания. Эти изменения компенсируются обратнопропорциональным изменением коэффициента Kz, так чтобы общий коэффициент усиления контура оставался неизменным.

Таким образом устойчивость корабля как твердого тела при возникновении изгибных колебаний и плескании жидкости обеспечивается выбором компенсирующего фильтра.

На режиме широкого диапазона работы фильтр обеспечивает стабилизацию корабля от изгибных колебаний путем создания фазового запаздывания на низких частотах и затухания на высоких частотах.

Стабилизация корабля от плескания жидкости осуществляется за счет создания фильтром фазового опережения.

Компенсирующий фильтр обеспечивает стабилизацию корабля за счет фазового запаздывания при изгибных колебаниях с частотами ниже 8,4 рад/сек. При этом запас устойчивости на резонансной частоте составляет 35°.

На режиме широкого диапазона работы обеспечивается стабилизация корабля при возникновении любых плесканий жидкости в баках корабля. Этот случай соответствует номинальным условиям – полному заполнению баков корабля.

Максимальная частота плескания жидкости, при которой обеспечивается стабилизация корабля, составляет 4,075 рад/сек, что на 20% превышает максимум частоты для номинальных условий, равный 3,4 рад/сек.

На режиме узкого диапазона работы фильтр обеспечивает стабилизацию корабля от высокочастотных плесканий жидкости при неполных баках созданием затухания до 57 дб. Стабилизация корабля от частоты плескания жидкости, которая ниже 2,08 рад/сек, осуществляется за счет фазового запаздывания. Затухание изгибных колебаний осуществляется более чем на 100 дб.

Параметры конструкции цифрового автопилота

Для обоих конфигураций летательного аппарата, корабля Apollo и основного блока в ЦАП используется компенсирующий фильтр шестого порядка, состоящий из трех каскадных секций второго порядка.

В ЦАП корабля Apollo используются все 3 секции, на основном блоке только 2. Структура и параметры компенсирующих фильтров ЦАП представлены на рис. 22.4.

Рис. 22.4. Структурная схема компенсирующего фильтра шестого порядка цифрового автопилота.

В табл. 17 приведены численные значения параметров контуров управления траекторией полета и компенсации эксцентриситета вектора тяги [20].

Таблица 17

2.3. Ручное управление кораблем Apollo

На всех этапах полета корабля Apollo, а также в критических и аварийных ситуациях управление кораблем может осуществляться астронавтами вручную. Система ручного управления обеспечивает стабилизацию полета по курсу, координированные развороты, команды на ориентацию и перемещение корабля в пространстве.

Отличительная особенность ручного управления лунного корабля в сравнении с другими летательными аппаратами состоит в том, что его динамические характеристики изменяются в широких пределах.

Рис. 23.1. Лунный корабль (посадочная конфигурация).

Рис. 23.2. Взлетная ступень.

Лунный корабль управляется вручную во всех трех конфигурациях (рис. 23.1, 2, 3). В посадочной конфигурации один лунный корабль с полным запасом топлива весит 15 т и имеет моменты инерции относительно осей крена, тангажа и рыскания 34 000; 33 900 и 31 200 кг·м? соответственно, когда израсходована половина запаса топлива. Моменты инерции уменьшаются до 20 300; 16 800; 16 200 кг·м? при полностью израсходованном топливе посадочной ступени. Взлетная ступень лунного корабля весит 4900 кг с полным запасом топлива и 2600 кг, когда топливо израсходовано. Начальные моменты инерции 8250; 4700 и 9100 кг·м? уменьшаются после израсходования топлива до 2800; 3900 и 4400 кг·м?.

Рис. 23.3. Корабль Apollo.

Лунный корабль, состыкованный с основным блоком с полным запасом топлива при весе 42 800 кг имеет момент инерции относительно оси рыскания 56 000 кг·м?, моменты инерции относительно осей крена и тангажа 676 000 и 671 000 кг·м?, соответственно.

В нормальных условиях полета Apollo моменты инерции могут изменяться в отношении 12 : 1, в аварийных ситуациях это отношение может возрасти до 243 : 1.

Ручное управление лунным кораблем астронавты осуществляют с помощью: рукояток ориентации и перемещения, бортовой ЭЦВМ, ЦАП, пульта управления и шарового индикатора полета.

Ручное управление ориентацией использует только ЖРД РСУ. Каждый ЖРД РСУ оси рыскания создает момент 695 н·м?, а каждый ЖРД крена и тангажа создают моменты по 746 н·м?.

Общее количество топлива на ЖРД РСУ составляет 267 кг, расход топлива на один ЖРД 0,16 кг/сек. ЖРД РСУ неэффективно работают при включении на очень короткие промежутки времени, топливо не полностью расходуется и может скапливаться в магистралях и камерах сгорания. Поэтому минимальный импульс был установлен 14·10? сек. Этот импульс определяет конечную угловую скорость, которая изменяется в зависимости от конфигурации аппарата.

Шаровой индикатор полета – это сфера с тремя степенями свободы, указывающая ориентацию и направление полета корабля; угловые скорости и ошибки ориентации указываются стрелками на фронтальной поверхности прибора вокруг сферы.

Трехосевая рукоятка управления ориентацией на выходе имеет 800 гц и напряжение, пропорциональное отклонению. От центрального положения до отклонения рукоятки на 2° – мертвый ход, отклонение на 10° до мягкого упора соответствует « полному ходу» рукоятки и напряжение на выходе равно 42 делениям. При отклонении рукоятки за мягкий упор, напряжение на выходе и число делений шкалы напряжения продолжают рости до жесткого стопора на 13° (рис. 23.4).

Рис. 23.4. Характеристика ручного управления

Управление ориентацией, перемещением с использованием ЖРД РСУ осуществляется с помощью бортовой ЭЦВМ лунного корабля по программам ЦАП. Ручное управление ориентацией использует эти же коды ЦАП, которые занимают 11% памяти бортовой ЭЦВМ.

Экипаж селектором может устанавливать любой из трех режимов работы ЦАП: «автоматическое управление», «ручное управление», «выключено».

В последнем режиме ЦАП выполняет только программу прерывания.

Режим «автоматического управления» устанавливается, когда осуществляется посадка с работающим ЖРД посадочной ступени, требующая автоматического выполнения маневров. Однако на этом режиме экипаж с помощью рукоятки может корректировать полет корабля по оси Х, пересиливая ЦАП. Во время выполнения ЦАП программы Р-64, отклоняя рукояткой управления корабль по тангажу и крену, дискретно изменяют угол наклона траектории и направление полета, ведя корабль к выбранному месту посадки. При этом ЦАП поддерживает оптимальный режим полета.

Если селектор ЦАП установлен на режим «ручное управление», астронавты с помощью рукоятки могут управлять кораблем относительно всех трех осей.

Экипаж, набирая необходимый код на пульте управления бортовой ЭЦВМ, может по желанию менять характеристики ЦАП, чувствительность рукоятки управления (нормальное или точное управление), ширину зоны нечувствительности при управлении ориентацией (узкая или широкая).

Нормальной чувствительности рукоятки соответствует максимальная командная угловая скорость 20 град/сек при отклонении рукоятки на 1/2 деления шкалы; при точном управлении такому же отклонению рукоятки соответствует командная угловая скорость 4 град/сек. Цена деления шкалы рукоятки управления 0,476 и 0,095 град/сек/деление. [5, 6, 17, 22.]

2.4. Цифровой автопилот лунного корабля

Цифровой автопилот лунного корабля обеспечивает управление на активных и пассивных участках траектории полета всех трех конфигураций: посадочной (рис. 23.1), взлетной (рис. 23.2) и всего корабля Apollo (рис. 23.3).

Характеристики летательного аппарата

Лунный корабль имеет три основных источника управляющих сил и моментов: ЖРД посадочной и взлетной ступени и ЖРД реактивной системы управления. В табл. 18 приведены характеристики управляющих сил и моментов.

ЖРД РСУ обеспечивают ручное и автоматическое управление ориентацией и малые поступательные перемещения для всех конфигураций летательного аппарата на пассивных участках траектории полета.

На активных участках траектории полета с помощью ЖРД РСУ осуществляются управление ориентацией и стабилизация, причем включаются те ЖРД РСУ, которые создают приращение скорости в желаемом направлении.

Так как ЖРД взлетной ступени имеет вектор тяги, постоянный по направлению, закон управления ЖРД РСУ приспособлен к парированию больших и переменных по времени возмущающих моментов на активном участке траектории полета взлетной ступени.

Таблица 18

Во время работы ЖРД посадочной ступени управление ориентацией относительно оси рыскания Р осуществляется ЖРД РСУ, а относительно осей тангажа Q и крена R путем сочетания ЖРД РСУ и отклонения на кардане ЖРД посадочной ступени.

Расположение и ориентация ЖРД РСУ такова, что если центр тяжести летательного аппарата лежит вблизи геометрического центра 16 ЖРД РСУ (что соответствует взлетной ступени), тогда 8 «Р ЖРД», создающие тягу в направлении У или Z, дают момент, только относительно оси Р, 4 «U ЖРД», действующие в направлении ±Х, создают момент только относительно оси U и 4«V ЖРД», действующие в направлении ±Х, создают момент только относительно оси V (рис. 24.1).

Рис. 24.1. Расположение относительно осей координат ЖРД реактивной системы управления лунного корабля:

ЖРД 2, 4, 5, 8, 10, 11, 13, 15 топливная система А;

ЖРД 1, 3, 6, 7, 9, 12, 14, 16 топливная система В;

Р, Q, R – связанная система координат;

X, Y, Z – ннерциальная система координат

Конструктивные особенности и ограничения

Стремление сделать конструкцию корабля Apollo легкой привело к тому, что узел стыковки командного отсека с лунным кораблем оказался не очень жестким, вследствие этого возникают изгибные колебания Apollo. Те же требования легкости конструкции заставили отказаться от перегородок в баках для гашения плескания топлива, что привело к появлению вынужденных колебании Apollo и несбалансированных моментов при работе ЖРД взлетной ступени. Из-за затемнения иллюминаторов частицами выхлопных газов наложены ограничения на включение ЖРД РСУ. Для безопасности экипажа и предотвращения резких забросов сервопривода ЖРД посадочной ступени специальным механизмом ограничивается скорость сервопривода до 0,2 град/сек. Расположение ЖРД РСУ под углом 45° к осям связанной системы координат приводит к взаимному влиянию управления с помощью ЖРД РСУ (оси U, V) и управления отклонением ЖРД посадочной ступени (оси Q, R).

Режим работы цифрового автопилота лунного корабля

Режимы работы ЦАП лунного корабля определяются необходимостью обеспечить все этапы полета лунного корабля no программе полета Apollo с посадкой на Луне. Режимы полета включают: маневры ориентации относительно центра масс на произвольные углы, стабилизацию заданной ориентации, поступательные перемещения с помощью ЖРД РСУ, маневрирования на активных участках траектории полета посадочной и взлетной ступеней лунного корабля. Ниже приводится перечень режимов работы ЦАП лунного корабля.

Описание цифрового автопилота лунного корабля

Необходимая информация для решения задач управления ЦАП поступает с гиростабилизированной платформы блока инерциальных измерений. Информация об угловой ориентации аппарата снимается непосредственно с рамок и подается в блок преобразования данных. Информация о поступательных перемещениях снимается с импульсных интегрирующих маятниковых акселерометров, расположенных на гиростабилизированной платформе. Специальные датчики угловой скорости не применяются. Оценка угловой скорости (с последующей фильтрацией) и возмущающего ускорения производится ЦАП лунного корабля.

ЦАП лунного корабля состоит из трех подсистем: расчета ориентации, законов управления ЖРД РСУ и законов управления вектором тяги ЖРД посадочной ступени. Законы управления ЖРД РСУ разделены на 3 отдельных канала, Р, U, V. Законы управления отклонением вектора тяги ЖРД посадочной ступени разделяются на 2 канала Q и R. Расчет точной настройки отклонения вектора тяги для каждого канала основывается на независимом законе управления в одной плоскости.

Основной период квантования автопилота 0,1 сек, но обычно для выполнения расчетов ЦАП требуется 0,025 сек. В дополнение к основной программе ЦАП имеется спецпрограмма, которая на активном участке траектории полета выполняется каждые 2 сек, приводит в соответствие цепи автопилота, зависящие от уменьшения массы аппарата, и рассчитывает смещение углового ускорения от действия тяги главного ЖРД.

На рис. 24.2 изображена блок-схема управления стабилизацией аппарата на пассивных участках траектории полета.

Основными элементами системы являются блок оценки угловых переменных, блоков законов управления ЖРД РСУ, блок логики выбора ЖРД РСУ.

В алгоритме оценки угловых переменных в качестве основных измеряемых величин используются углы отклонения инерциальной стабилизированной платформы. На пассивном участке траектории полета в алгоритме оценки вырабатываются как угол, так и угловая скорость. При этом применяется нелинейная пороговая логика для подавления шумов измерения низкого уровня. Информация об угловом ускорении при включении ЖРД РСУ также вводится в алгоритм оценки. Управляющие импульсы формируются с помощью законов управления на основе информации об ошибке ориентации, эффективности управления и логических функций на фазовой плоскости. В блоке логики выбора ЖРД РСУ, осуществляется выбор включения ЖРД, в которых сочетается создание требуемых моментов с необходимым направлением поступательного перемещения. Кроме того, в системе имеется временная логика включения ЖРД РСУ для определения условий управления относительно осей U, V двумя ЖРД РСУ, а относительно оси Р четырьмя ЖРД.

Рис. 24.2. Блок-схема управления стабилизацией.

На рис. 24.3 изображена блок-схема автоматического управления ориентацией аппарата на пассивных участках траектории полета.

Автоматическое управление ориентацией осуществляется при помощи тех же логических операций, что и стабилизация ориентации, но с добавлением программы изменения ориентации. Эта программа вычисляет требуемые управляющие команды по углу и угловой скорости и ряд углов запаздывания ?. Углы запаздывания вводятся для предотвращения перерегулирования в начале и в конце маневра. Упрощенные уравнения программы маневра изменения ориентации имеют вид:

где уравнение (24.1) решается с периодом цикла управления траекторией полета (?Тc=Nj—Nj-1=2 сек), а уравнение (24.2)—с периодом цикла управления ориентацией (T=0,1 сек). Величина ?d задается угловой скоростью маневра, а величина ?j определяется как предполагаемое угловое ускорение от двух ЖРД РСУ. По окончании маневра величины ?d, ??d и ? обнуляются и система возвращается к режиму стабилизации вновь заданной ориентации.

Рис. 24.3. Блок-схема автоматического управления ориентацией лунного корабля на пассивных участках траектории полета.

Автоматическое управление аппаратом на активных участках траектории полета значительно сложнее, чем на пассивных. На активных участках к программе ЦАП управления ориентацией добавляются программа управления траекторией полета, программа вычисления массы корабля, в алгоритме оценки определяется угловое ускорение а; законы управления ЖРД РСУ видоизменяются таким образом, чтобы по оцененному значению углового ускорения ввести поправку в текущее значение эффективности управления; на участках снижения и посадки на Луну осуществляется управление величиной и направлением вектора тяги посадочного ЖРД, с учетом взаимодействия с ЖРД РСУ.

Масса корабля и тяга ЖРД рассчитываются ЦАП каждые 2 сек по уравнениям

Эти расчеты вводятся в цепь настройки ЦАП. Эффективность управления ЖРД РСУ относительно осей Р, Q, R рассчитывается по уравнению

где аj – угловое ускорение корабля; С1, С2, С3 – константы пропорциональные оставшейся массе.

Выбор констант С1, С2, С3 осуществляется для каждой оси и каждой конфигурации аппарата – посадочной и взлетной.

Таким образом подсчитанные величины ортогональных компонентов угловых ускорений ?qu и ?ru затем пересчитываются относительно оси V' для определения ?u'u. Вследствие инерциальной симметрии значения ?u'u можно использовать и для расчетов относительно оси V.

Эффективность сигнала управления вектором тяги посадочного ЖРД рассчитывается по уравнению

где ?q, ?r– изменение углового ускорения вследствие поворота тяги относительно осей Q и R; F– рассчитываются по уравнению (24.5); Iq и Ir – величины, обратно пропорциональные ?qu и ?ru; L – определяется по уравнению

Рис. 24.4. Блок-схема автоматического управления лунным кораблем на активных участках полета при посадке на Луну

На рис. 24.4 изображена блок-схема автоматического управления аппаратом на активных участках траектории полета при посадке на Луну.

Алгоритм расчета ориентации

Структура алгоритма расчета ориентации была выбрана на основе калмановской теории фильтрации. Принцип работы алгоритма состоит в сравнении экстраполированных и измеренных значений угла.

Для расчета ориентации аппарата необходимыми ЦАП исходными измерениями являются углы кардана инерциальной стабилизированной платформы, которые выдаются каждые 0,1 сек. Чтобы выделить любые смещения углового ускорения, являющиеся следствием тяги посадочного ЖРД от углового ускорения, создаваемого ЖРД РСУ, в блок расчета ориентации необходимо ввести дополнительную информацию. Вводя информацию о работе ЖРД РСУ и информацию об управлении вектором тяги посадочного ЖРД, можно осуществить фильтрацию основных сигналов управления ориентацией, не прибегая к сложным цепям расчета угловой скорости и смещения углового ускорения.

Изменения угловых скоростей аппарата от действия ЖРД РСУ на интервале последнего управления рассчитываются по формулам

Смещение углового ускорения, происходящее вследствие команд на отклонение вектора тяги на интервале последнего управления, подсчитывается по уравнению

где T=0,1 сек период квантования; uq, ur – (+ 1,0—1) командные сигналы на поворот вектора тяги относительно осей Q и R.

Углы кардана инерциальной стабилизированной платформы, полученные в процессе предыдущего выполнения расчетов, хранятся в блоке памяти бортовой ЭЦВМ. Измерив углы кардана в данный момент, можно рассчитать изменение углов и перевести в изменение углов аппарата.

Разность между измеренным изменением ориентации и предсказанным изменением называется «необъяснимым» изменением ориентации. «Необъяснимое» изменение вычисляется и прибавляется к суммарному предыдущему «необъяснимому» изменению, образуя «необъяснимое» изменение ориентации в данный момент

где ?p, ?q, ?r – компоненты «необъяснимого» изменения ориентации по осям Р, Q, R.

Выражения в скобках в правой части уравнений (24.11) можно определить как компоненты предсказанного изменения ориентации. Заметим, что предсказанное изменение ориентации исключается вследствие команд на привод кардана ЖРД и точное выражение для изменения ориентации в результате работы ЖРД РСУ аппроксимируется более простым выражением.

«Необъяснимое» изменение ориентации используется для уточнения расчетов угловой скорости и углового ускорения аппарата. Но вначале логика используется, чтобы исключить измеренный квантованный шум. Вследствие того, что вероятное распределение этого шума не гауссовское, а прямоугольное, в каждой из осей (Р, Q, R) блока расчета ориентации шум может быть исключен нелинейным логическим фильтром.

Для каждой из осей Р, Q, R, если компонент «необъяснимого» изменения ориентации меньше, чем пороговая величина ?max=0,14 град, в этом случае коррекции смещения? ?? и ?? для расчетов угловой скорости и углового ускорения считаются нулевыми.

«Необъяснимое» изменение ориентации не обнуляется и когда «необъяснимое» изменение ориентации превышает пороговую величину, вводится коррекция. Нулевые коррекции ?? и ?? рассчитываются по уравнениям

После введения коррекции «необъяснимое» изменение ориентации для этой оси вновь устанавливается равным нулю.

Расчет угловой скорости и смещения углового ускорения теперь производятся по уравнениям

Заметим, что смещение углового ускорения вокруг оси Р принимается равным нулю и на последнем интервале управления не учитывается изменение угловой скорости вследствие отклонения кардана ЖРД.

На пассивных участках траектории полета аппарата считается, что компоненты смещения углового ускорения по осям Q и R равны нулю.

Динамические характеристики блока расчета ориентации сильно зависят от выбора коэффициентов усиления цепей фильтра К? и К?. Выбор этих коэффициентов основывается на компромиссе между быстротой расчета и исключением колебаний из-за плескания топлива.

Учитываемые алгоритмом расчета ориентации динамические эффекты: плескание топлива, изгибные колебания, силовое взаимодействие выхлопных струй ЖРД РСУ с конструкцией корабля, запаздывание тяги ЖРД РСУ по отношению к командам, эксцентриситет тяги ЖРД РСУ, ускорение выхлопных струй ЖРД РСУ при перемещениях по У и Z, не обнаруженные неисправности ЖРД РСУ, запаздывание сервомотора кардана ЖРД, разброс моментов инерции, упругие деформации сервопривода, точность модели измерения количества топлива в баках.

Законы управления ЖРД реактивной системы управления

Быстрейшая скорость повторения расчетов для ЦАП, возможная в пределах расчетной нагрузки бортовой ЭЦВМ лунного корабля, составляет 10 цикл/сек. Однако для легкой взлетной ступени 2 ЖРД РСУ могут создать угловое ускорение 50 град/сек?.

Простейшим законом управления мог бы быть циклический закон, ЖРД РСУ включено – выключено. Но в этом случае точность управления угловой скоростью взлетной ступени была бы только 5 град/сек.

Для осуществления управления с необходимой точностью с помощью фактора эффективности управления точно определяется продолжительность включения ЖРД РСУ, потребная для необходимого изменения угловой скорости.

Порядок расчета времени работы ЖРД РСУ для случая автоматического управления одним лунным кораблем, запрограммирован для одной оси как функция:

1) ошибки ориентации ?е и ошибки угловой скорости ?е

2) параметров, рассчитываемых в цепи настройки, которые определяют кривизну и положение парабол фазовой плоскости;

3) оценки выгоды получения с одного или двух ЖРД требуемого импульса момента.

Обращаясь к этой программе и вводя на входе соответствующую информацию, определяют время работы ЖРД РСУ для каждой из осей.

Рис. 24.5. Закон управления ЖРД реактивной системы лунного корабля на пассивных участках траектории полета

Логика управления в пассивном полете иллюстрируется диаграммой в фазовой плоскости рис. 24.5. Фазовая плоскость выше оси ?е делится на 5 зон, ограниченных параболами.

В логике управления в фазовой плоскости ?е – ?е используется также угловое ускорение, складывающееся из углового ускорения от ЖРД РСУ и возмущающего углового ускорения. Крутизна парабол, ограничивающих зону 2 на фазовой плоскости, соответствует условию, когда на траектории работают ЖРД РСУ. Значения ускорений от ЖРД РСУ, которые определяют эту параболу, подсчитываются в контуре настройки. Парабола, разделяющая зоны 4 и 5, не траекторная. Это пологая кривая, поддерживающая управление с малой угловой скоростью, однако не настолько, чтобы существовали большие ?е.

Форма кривой сохранена параболической, чтобы логика границ была общей и удобной для компактности кодирования. Выбранная пологость соответствует угловому ускорению 1,4 град/сек?.

Пересечение парабол с осью ?е является функцией зоны

нечувствительности ?db, выбираемой астронавтом или программой, выполняющей автоматический маневр. Допустимые ошибки ориентации области зоны нечувствительности могут быть 0,3, 1 и 5°.

Фазовая плоскость сконструирована таким образом, что управляющее действие из любых начальных условии с помощью двух главных импульсов приводит к заданной ориентации. На рис. 24.8 это показано сегментом AВС.

После перехода в зону нечувствительности состояние аппарата определяется минимальным предельным импульсным циклом DEFG с единичным зажиганием одного ЖРД РСУ каждый раз при пересечении зоны 3.

Рис. 24.6. Закон управления ЖРД реактивной системы лунного корабля на активных участках траектории полета

На активных участках траектории полета используется логика управления, показанная на рис. 24.6. Точки пересечения парабол с осью ?e передвигаются в. зависимости от величины расчетного смещающего углового ускорения. Точки пересечения (1°, -2°, 0,75°), показанные на рисунке, типичны для активного участка взлета, когда вектор тяги ЖРД взлетной ступени смещен. Крутизна четырех парабол устанавливается по четырем разностям угловых ускорений. Верхняя левая парабола определяется минимальным ускорением ?min=1,4 град/сек?, как и в случае пассивного полета. Верхняя правая парабола определяется располагаемой разностью ускорений между ускорением от смещающего момента и противоположным по знаку ускорением от ЖРД РСУ.

Нижняя правая парабола определяется только смещающим угловым ускорением (ЖРД РСУ не работают).

Фазовая плоскость спроектирована так, что аппарат управляется низкочастотным предельным циклом, в котором один раз за цикл дается команда на зажигание ЖРД РСУ и отрабатывается единичный управляющий импульс, противоположный по знаку смещающему моменту.

Хотя ЦАП должен выполнять одни и те же функции управления аппаратом, когда лунный корабль состыкован с основным блоком и если он летит один, однако для состыкованной компоновки режим ЦАП разрабатывался отдельно.

Особенность проблемы заключалась в том, что в состыкованном виде корабль Apollo имеет 3 формы низкочастотных изгибных колебаний и слабый по прочности переходник, стыкующий основной блок и лунный корабль. Поэтому была разработана специальная логика торможения, исключающая, возможность зажигания ЖРД РСУ с частотой собственных изгибных колебаний корабля Apollo.

Кроме законов автоматического управления ориентацией аппарата с помощью ЖРД РСУ были разработаны специальные законы, обеспечивающие ручное управление. По законам ручного управления в зависимости от отклонения рукояток управления ориентацией вырабатываются сигналы на вход. в ЦАП.

При доводке характеристик ЦАП с использованием ортогональных осей координат Р, U, V применительно к законам управления ЖРД РСУ в фазовой плоскости относительно каждой отдельной оси было обнаружено перекрестное влияние каналов управления.

Распределение массы лунного корабля таково, что главные оси моментов инерции проходят вблизи осей Q и R, а не U и V. В результате, момент от ЖРД оси V порождает угловое ускорение не только относительно оси V, но и относительно оси U. Величина одновременно возникающего перекрестного ускорения такова, что в худшем случае вектор углового ускорения отклоняется на 15° от действующего вектора момента.

Чтобы устранить перекрестное влияние каналов управления ЖРД РСУ, была введена неортогональная система осей координат U' и V' (рис. 24.7).

Направление осей U' и V' определялось единственным требованием, чтобы направление U' было ортогонально угловому ускорению, возникающему от вектора момента оси V или вектора момента оси Р, направление V было ортогонально угловому ускорению, возникающему от вектора момента оси U или момента оси Р. Управления, определяющие угол ? имеют вид

Находя вектор ошибки ориентации и вектор ошибки угловой скорости на осях U' и V' и используя компоненты U' и V' для определения требуемых векторов моментов ЖРД РСУ по осям U и V, исключается перекрестное влияние каналов управления.

Рис. 24.7. Система неортогональных осей координат лунного корабля

Закон управления направлением вектора тяги

При проектировании управления карданом ЖРД для изменения направления вектора тяги посадочной ступени лунного корабля предусматривалось использование этого управления для совмещения вектора тяги с центром масс аппарата и уменьшения таким образом расхода топлива на ЖРД РСУ. Так как управление ориентацией должно обеспечиваться ЖРД РСУ, при проектировании не требовалось задавать большую угловую скорость изменения направления вектора тяги, и был выбран маломощный и легкий привод кардана, обеспечивающий изменение угла отклонения ЖРД со скоростью 0,2 град/сек. Привод связан с ЦАП простым принципом включено-выключено. Для обеих осей Q и R, вокруг которых можно поворачивать вектор тяги, ЦАП может давать команды на угловую скорость 0,2 град/сек; -0,2 град/сек или ноль.

Однако минимизация расхода топлива на ЖРД РСУ была основной проблемой, и так как в процессе торможения и посадки ЖРД посадочной ступени работает все время, искали закон управления ориентацией с использованием посадочного ЖРД и без включения ЖРД РСУ по каналам U и V. Выбранному закону соответствует минимальное время управления.

Дифференциальное уравнение, связывающее сигнал, управляющий карданом ЖРД, с отклонением лунного корабля от требуемой ориентации относительно осей Q и R, имеет вид

Первая и вторая производные от ошибки ориентации по времени есть ошибка угловой скорости и ошибка углового ускорения. Предполагая, что все переменные состояния, используемые законом управления, измеряются без шума и без ошибок, оптимальное управление можно определить как функцию состояния системы в данный момент следующим образом

Параметр С имеет размерность – время и обращает переменные состояния (?e, ?e, ?e) в безразмерные переменные (x1, X2, X3). Оптимальный управляющий сигнал uoptдается в безразмерных величинах состояния системы.

Работа цифрового автопилота при первой посадке на Луну

В процессе первой посадки на Луну ЦАП в начале управлял лунным кораблем в автоматическом режиме и в конце по командам от ручки управления ориентацией; при этом ориентация вектора тяги ЖРД и лунного корабля изменилась от горизонтальной в начале торможения до вертикальной при посадке.

Первые 4 мин активного участка торможения после начального неустановившегося режима закон управления ориентацией вектора тяги работал успешно, медленно изменяя ориентацию без помощи ЖРД РСУ по каналам U и V. Затем из-за плескания топлива в баках возникли колебания большой амплитуды, выходящей за пределы зоны нечувствительности закона управления ЖРД РСУ. ЦАП вырабатывал команды управления ЖРД РСУ, ограничивавшие амплитуду колебаний лунного корабля.

Колебания угловой скорости тангажа с частотой 0,5 гц из-за плескания топлива видны на рис. 24.8.

Рис. 24.8. Угловая скорость тангажа на активном участке траектории посадки лунного корабля Apollo-11

Автоматическое управление вело лунный корабль на посадку в кратер размерами с футбольное поле с большим количеством огромных камней. Н. Армстронг переключил ЦАП на ручное управление, изменил курс корабля, перелетел кратер, выбрал ровное место, и посадил корабль с помощью ручного управления.

После взлета с Луны управление с помощью ЦАП тангажом взлетной ступени показано на рис. 24.9. После старта и вертикального подъема в течение 10 сек была подана команда на автоматическое управление тантажом со скоростью 10 град/сек и выход на угол тангажа 52°.

После окончания маневра по тангажу наблюдался типичный низкочастотный предельный цикл изменения ориентации.

Когда было израсходовано все топливо взлетной ступени, ее центр масс переместился из заднего в переднее положение. При взлете центр масс был сзади вектора тяги, после выгорания топлива он переместился в положение впереди вектора тяги. Это явилось причиной изменения компонентов смещения углового ускорения вдоль обеих осей U' и V'. Компонент V' смещения углового ускорения, подсчитанный за последние 150 сек активного участка взлета, показан на рис. 24.10.

ЦАП настраивал свои параметры в пределах закона управления ЖРД РСУ и в соответствии с изменяющимся ускорением смещения.

Рис. 24.9 Команды управления по тангажу и фактическое изменение тангажа при взлете с Луны Apollo-11.

Рис. 24.10. Подсчитанный компонент V' углового ускорения в конце активного участка траектории взлета с Луны Apollo-11.

Рис. 24.11. Число включений ЖРД оси V реактивной системы управления на активном участке траектории взлета Apollo-11

Общее число зажиганий ЖРД РСУ оси V в течение всего активного участка взлета показано на рис. 24. 11.

После взлета во время маневра по тангажу управление ориентацией вокруг оси V поддерживалось около 200 сек зажиганием только +V ЖРД.

Позднее амплитуда предельного цикла увеличилась и для поддержания ориентации стали включаться +V ЖРД и -V ЖРД. Хотя -V момент создает угловое ускорение в том же направлении, в котором действует ускорение смещения от ЖРД взлетной ступени, однако +V момент и -V момент создаются ЖРД РСУ, дающими тягу вверх (+Х) и поэтому не происходит потери AV. Возникновение моментов +V и -V объясняется колебанием взлетной ступени вследствие плескания топлива в баках.

Перед концом активного участка взлета после перемены знака смещения углового ускорения не подавалось команд на зажигание +V ЖРД и управление ориентацией поддерживалось вокруг оси V только включением -V ЖРД. [19.]

2.5. Бесплатформенная аварийная система управления лунного корабля

Наряду с основной системой управления и навигации, в которой используется гиростабилизированная платформа, лунный корабль имеет бесплатформенную аварийную систему управления и навигации.

Основное назначение аварийной системы управления состоят в обеспечении встречи и стыковки лунного корабля с командным отсеком в любой момент их раздельного полета, если отказала основная система управления и навигации.

Аварийная система может осуществлять управление кораблем Apollo на любом участке траектории полета Земля-Луна-Земля и это было доказано в полете Apollo-13.

Описание бесплатформенной аварийной системы управления

Аварийная система управления разработана фирмой TRW (США). Функциональная блок-схема системы представлена на рис. 25.1.

Блок чувствительных элементов аварийной системы состоит из трех маятниковых акселерометров, трех гироскопов и электронного оборудования. Оси чувствительных элементов образуют ортогональный трехгранник и параллельны осям тангажа, рыскания и крена. Чувствительные элементы выдают информацию при помощи импульсных датчиков моментов со следующими характеристиками.

Рис. 25.1. Блок-схема бесплатформенной аварийной системы управления лунным кораблем

Чувствительные элементы монтируются на прецизионной-установочной раме, привязка которой к корпусу корабля осуществляется с помощью прецизионных поверхностей. Никаких приспособлений для изоляции вибраций не применяется.

Бортовая ЭЦВМ аварийной системы управления универсального типа имеет запоминающее устройство на 4096 слов и решает задачи управления и навигации. Опорная система координации задается матрицей направляющих косинусов, характеризующей ориентацию приборных осей и осей инерциальной системы координат. Коррекция направляющих косинусов по измерениям гироскопов производится каждые 20 сек. Измеренные по связанным осям составляющие приращения скорости преобразуются в инерциальную систему координат каждые 40 мсек. Программа полета предусматривает автономную первоначальную выставку и калибровку приборов.

Работа бесплатформенной аварийной системы управления

Двумя участками, на которых работа аварийной системы управления в максимальной степени подвержена влиянию динамики полета лунного корабля, являются участки спуска и подъема (обычно разделенные отрезком времени, в течение которого лунный корабль находится на поверхности Луны). На каждом участке – при посадке на Луну и взлете с Луны – производится изменение скорости на 1830 м/сек в течение 10 мин, сопровождающееся маневрами разворота, предельными циклами и вибрацией.

Перед началом спуска с орбиты ИСЛ осуществляется начальная выставка координат аварийной системы управления по данным основной системы управления и навигации, определяется начальное значение навигационного вектора состояния и производится компенсация смещений гироскопов и акселерометров. Смещение нулей гироскопов определяется путем сравнения с данными ориентации, вырабатываемыми основной системой управления и навигации; нули акселерометров определяются по сигналам, снимаемым с чувствительных элементов аварийной системы на пассивном участке траектории. На поверхности Луны вторично производятся выставка и определение смещения нулей чувствительных элементов.

После отделения лунного корабля от командного отсека аварийная система работает в режиме дублирования основной системы управления и навигации, осуществляющей спуск корабля. В фазе торможения при заходе на посадку с работающим ЖРД, если возникнет аварийная ситуация и переход на аварийную систему управления, система должна вывести лунный корабль на безопасную орбиту и обеспечить встречу и стыковку с командным отсеком.

В условиях нормального снижения и посадки аварийная система используется для подтверждения правильности работы основной системы управления и навигадии.

В случае отказа основной системы управления после перехода на ручное управление посадкой лунного корабля аварийная система должна выдавать информацию об ориентации корабля.

Сразу же после посадки на поверхность Луны аварийная система переводится на режим расчета навигационных задач старта с Луны и встречи с командным отсеком. При нормальных условиях взлета с Луны аварийная система дублирует основную систему управления и навигации. [23.]

Оценка точности аварийной системы управления

Для оценки точности аварийной системы управления сравнивались значения параметров траектории полета корабля, определенных наземной сетью связи и слежения, основной системой управления и навигации и аварийной системой. Полученные результаты при обработке трех траекторий полетов Apollo-10, Apollo-11 и Apollo-12 хорошо согласуются между собой. Погрешность в определении аварийной системой скорости при спуске на Луну не превышает 1,2 м/сек при значении измеряемой величины до 1800 м/сек.

Литература

1. Hardy G. Н. Man's role in launch vechicle guidance and control. AIAA Paper № 69—876. ЭИ АиР, 1970, № 17; РЖ, 1970, 5.41.182

2. Kurkowski R. L., and Hardy G. Н., Gordon Н., Saturn V manual backup guidance and control piloted simulation study. NASA TN D-4481, 1968

3. Lemon R. S., and Stern A. D. Spacecraft backup guidance and control for the Saturn V launch vechicle. The Boeing Co., Doc. No D2—118176—1. Jan. 13, 1969

4. Ваlsam R. E., Anzel В. М. A simplified approach for correction of perturbations on a stationary oirbit. AIAA Paper № 68—456, (ЭИ АиР, 1969, № 7); РЖ, 1968, 12.41.47

5. Gilchrist J. D., Sоland D. E. A manual optimal guidance scheme using a predictive model. J. Spacecraft and Rockets, 1968, 5, № 10, ЭИ АиР, 1969, № 7; РЖ, 1969, 5.41.206

6. Anderson P. A., and Gilchrist J. D., Manual optimal guidance techniques. National Space Meeting of the Institute of Navigation, Feb. 20, 1968, Cocoa Beach, Fla. РЖ, 1969, 6.41.217

7. Edelbaum T. N. Minimum impulse guidance. AIAA Paper № 69—74, ЭИ АиР, 1969, № 33; РЖ, 1969, 10.41.107

8. Evans F. A., Wilcox J. C. Experimental strapdown redundant sensor inertial navigation system. AIAA Paper № 69—851, ЭИ АиР, 1970, № 13; РЖ, 1970, 5.41.224

9. Webber R. F. Performance of the lunar module, powered flight, tracking data processor during the Apollo 12 mission. AIAA Paper № 70—1020, ЭИ АиР, 1971, № 8; РЖ, 1971, 2.41.272

10. Роwers W. F., Mc Dannell J. P. Switching conditions and a synthesis technique for the singular Saturn guidance problem. AIAA Paper № 70—965, ЭИ АиР, 1971, № 15; РЖ, 1971, 3.41.59

11. Luh J. Y. S., Maguiraga M. Minimum trajectory sensitivity of a large launch booster control system. IEEE Trans. Aerospace and Electron. System., 1969, 5, № 2, ЭИ AиР, 1969, № 39; РЖ, 1969, 11.41.200

12. Horn Н. J., Chandler D. C., Buckelew V. L. Iterative guidance applied to generalized missions. J. Spacecraft and Rockets, 1969, 6, № 1, ЭИ АнР, 1969, № 39: РЖ, 1969, 10.41.264

13. Мartin F. Н., Battin R. H. Computer—controlled steering of the Apollo' spacecraft. J. Spacecraft and Rockets, 1968, 5, № 4, (ЭН АиР, 1968, № 30); РЖ, 1968, 10.41.252

14. Mc Ruer D. Т., Weir D. Н., Klein R. Н. A pilot-vehicle systems approach to longitudinal flight director design. AIAA Paper № 70—1001, (ЭИ АиР, 1971, № 13)

15. Сhen P. P. Real—time Kalman filtering of Apollo LM/AGS rendezvous radar data. AIAA Paper, № 70—957, ЭИ АиР, 1971, № 10; РЖ 1971, 2.41.273

16. Satin A. L., Рixley P. T. Statistics of state—vector corrections for Apollo onboard computers. AIAA Paper, № 70—162, ЭИ АиР 1970 № 33; РЖ, 1970, 10.41.255

17. Bielkowicz P., Horrigan R. C., Walsh R. C., Manual onboard methods of orbit determination. AIAA Paper, № 70—159, (ЭИ АиР, 1970, № 33)

18. Salinger S. N., Brandstaller J. J. Application of recursive estimation and Kalman filtering to Doppler tracking. IEEE Trans. Aerospасе and Electron. Syst, 1970, 6, № 4, ЭИ АиР, 1970. № 45; РЖ, 1970, 12.41.220

19. Cox K. J. Apollo reaction control systems. IEEE Transection automatic control,IEEE №9C41-AC, Aug.4, 1969

20. Stubbs G.S., Penchuk A., Schlundt R.W Digital autopilot for thrust vector control of the Apollo CSM and CSM/LM vehicles. AIAA Paper № 69—847

21. Miller J. E., Laats Ain. Apollo guidance and control system flight experience. AIAA Paper № 69—891

22. Stengel R. F. Manual attitude control of the Lunar Module. AIAA Paper № 69—892

23. Mason W. L., Wedekind D. E. Prediction and measurement of strap-down inertial measurement unit performence on lunar missions. AIAA Paper № 70—1028

Глава III

Траектории, управление, навигация, радиосвязь, аварийное возвращение

3.1. Прицеливание траектории полета Земля-Луна-Земля

Задача прицеливания на траектории выведения к Луне состоит в определении параметров старта с Земли и участка разгона с околоземной орбиты (независимые переменные) для заданного набора параметров прицеливания (зависимые переменные). Параметрами прицеливания являются радиус периселения окололунной траектории Rm, ширина периселения в лунной системе координат Lm и высота условного перицентра траектории возвращения RE. В качестве трех независимых переменных рассматриваются время старта Tl, продолжительность движения на промежуточной околоземной орбите tc и удельная энергия на траектории к Луне С3. Эти переменные, будучи определенными с помощью итеративного процесса, устанавливают 3 важных зависимых параметра задачи: время старта для заданного азимута, время до второго включения ступени S-IVB при разгоне с околоземной орбиты (на втором или третьем обороте) и удвоенную удельную энергию эллиптической траектории полета к Луне.

При вычислении независимых переменных используется метод Ньютона-Рафсона для системы нелинейных уравнений. Линеаризованные уравнения, записанные в матричной форме, имеют следующий вид:

[А][Х]=[В],

где [X] —вектор-столбец поправок ?Хj к независимым переменным; [В] – вектор-столбец ошибок зависимых переменных (Yi—Yi); .[А]—якобиан (матрица частных производных ошибок зависимых переменных по поправкам, dYi/dXi).

Для заданного азимута запуска траектория выведения на орбиту ИСЗ оптимизируется независимо от расположения Земли и Луны. Однако участок разгона с орбиты зависит от расположения Земли и Луны, которое определяет требования к изменению плоскости движения при втором запуске ступени S-IVB. Поэтому участок выведения на траекторию полета к Луне должен оптимизироваться совместно с определением независимых переменных. Схема, выбранная для вычислительной программы прицеливания ракеты-носителя на участке выведения к Луне, основана на аппроксимации по методу наименьших квадратов оптимальных параметров активного участка полета ступени S-IVB, выражаемых через параметры гиперповерхности. Это позволяет независимо оптимизировать выведение на траекторию полета к Луне в процессе итерационного вычисления зависимых переменных. Гиперповерхность, показанная на рис. 31.1, образована путем состыковки конических сечений для двух притягивающих центров.

Рис. 31.1. Гиперповерхность траекторий полета к Луне

Она представляет собой семейство конических сечений, которые начинаются у Земли и заканчиваются вблизи сферы действия Луны. Гиперповерхность определяют следующие параметры: вектор цели Т°, удвоенная удельная энергия С3, угол между вектором цели и радиусом-вектором перигея ?.

Рис. 31.2. Параметры участка выведения на траекторию полета к Луне: а – вид в плоскости выведения; б – проекция на плоскость, перпендикулярную плоскости выведения

Параметры гиперповерхности используются в качестве независимых переменных полиномов, описывающих активный участок ступени S-IVB. С помощью этих полиномов определяются параметры участка выведения к Луне и вектора состояния. На рис. 31.2 показаны участок выведения и геометрические соотношения для определения гиперповерхности.

При использовании полиномов необходимо знать удельную энергию на траектории к Луне С3, угол между вектором цели и радиусом-вектором перигея ?, а также склонение вектора цели относительно плоскости промежуточной орбиты ?. С помощью полиномов вычисляются параметры: ? – угол между радиусом-вектором точки начала выведения и проекцией вектора цели на плоскость промежуточной орбиты (Т'); ? – угол между радиусом-вектором точки начала выведения и узлом орбиты (?); ? —истинная аномалия радиуса-вектора точки конца выведения; Rp – радиус перигея участка выведения к Луне. Параметры ?, ?, ? и Rp задают вектор состояния участка выведения.

В системе уравнений указанные величины используются для определения параметров активного участка и вычисления переменных, соответствующих моменту выключения двигателя. По полиномам также вычисляется приращение характеристикой скорости ?V при повторном включении ступени S-IVB. Величина этого приращения необходима для определения веса аппарата и времени работы двигателя. Из-за неточности учета влияния сжатия Земли и модели изменения тяги расчеты по полиномам не совпадают с результатами оптимизации активного участка методом вариационного исчисления на основе ожидаемых параметров отлета от Земли. Поэтому полиномы тарируются, чтобы обеспечить данные, точно совпадающие с результатами расчета активного участка методом вариационного исчисления. Постоянные поправочные члены, необходимые для тарировки, вычисляются как разница между результатами расчета методом вариационного исчисления и величинами, полученными путем оценки полиномов в первом приближении при С3=С3g (где C3g – приближенное значение), ?=0 (компланарный случай) и ?=6°:

где индекс «вар» относится к результатам расчета методом вариационного исчисления.

В компланарном случае ?=?+? и ??=??. Указанные поправочные члены получены для обеих возможностей запуска и должны использоваться всякий раз, когда параметры активного участка вычисляются по аппроксимирующим полиномам. Полиномы для участка выведения к Луне тарируются путем добавления вычисленных поправочных членов к приближенным величинам, полученным при подстановке в полиномы текущих величин С3, ? и ?.

Полином, определяющий величину ?V при втором включении ступени S-IVB, не тарируется. Однако при каждом расчете по полиному вычисляется разница между компланарным значением ?V, основанным на параметрах первого приближения (C3g, ?=0, ?=6°), и значением ?V, определяемым текущими величинами указанных параметров:

?(?V) =?V(C3, ?, ?)—?V(C3g, ?=0, ?=6°).

Логика выбора времени запуска

При планировании задачи полета на Луну определенное преимущество достигается в случае двух возможностей отлета с околоземной орбиты. Вторая возможность появляется приблизительно через 90 мин после первой (т. е. через один оборот на промежуточной орбите ИСЗ) и оказывается полезной в тех случаях, когда не все системы ракеты-носителя и космического корабля проверены и готовы к повторному включению двигателя для выведения на траекторию полета к Луне. В процессе подготовки полета принимается решение о том, сохранять ли время перелета к Луне для второй возможности таким же, какое требовалось для первой (класс 1) или уменьшить время полета для второй возможности на 90 мин (класс 2). Уменьшение времени перелета на 90 мин при использовании второй возможности позволяет сохранить время прибытия к Луне приблизительно таким же, как для первой возможности.

Рис. 31.3. Выбор компромиссного времени старта: 1 – первая возможность; 2 – вторая возможность; 3 – компромиссное время старта; 4 – моменты времени, соответствующие компланарному выведению

В процессе прицеливания ракеты-носителя и выбора времени запуска исследуются оба класса перелетов с целью получения максимального веса на траектории к Луне для обеих возможностей запуска. Рис. 31.3 иллюстрирует логику выбора времени запуска для двух рассматриваемых классов.

Перелет с постоянным временем (класс 1)

Вектор цели для компланарной траектории расположен в плоскости второго активного участка (т. е. ?=0), и в процессе выведения к Луне никакого изменения плоскости движения не совершается. Это справедливо для обеих возможностей запуска при компланарных траекториях перелета. Однако, пока ракета-носитель и космический корабль находятся на промежуточной орбите в ожидании второй возможности старта, Луна продолжает двигаться по орбите вокруг Земли в течение дополнительных 90 мин, что приводит к изменению вектора цели. На рис. 31.4 показано перемещение вектора цели,

Рис. 31.4. Компромиссная траектория выведения

обусловленное движением Луны, от первой до второй возможности запуска, а также соответствующие моменты старта. Если рассматриваются 2 возможности выведения к Луне, то следует определить общее компромиссное время запуска. По крайней мере для одной из возможностей потребуется выполнить маневр по изменению плоскости движения, так как общее время запуска может удовлетворять условию ?=0 только для одной возможности. На рис. 31.3 показано изменение веса на траектории к Луне и времени запуска для обеих возможностей выведения. Максимальный вес обеспечивается, когда время запуска соответствует компланарному перелету, однако при второй возможности перелета вес оказывается меньше, чем при первой вследствие дренажа газообразного водорода из бака в течение дополнительного оборота на промежуточной орбите. Как видно из графиков, представленных на рис. 31.3, существует только одно время запуска, которое позволяет получить одинаковый вес на траектории к Луне для обеих возможностей. В случае а точка одинакового веса (точка пересечения кривых) расположена между временами двух компланарных запусков. Время запуска, позволяющее получить одинаковую полезную нагрузку, является общим для обеих возможностей и называется здесь компромиссным временем. В случае б точка пересечения двух кривых расположена правее времени компланарного запуска для второй возможности. Это имеет место, когда время между первой и второй возможностями оптимального запуска (?TL) мало. В случае б оптимальным решением для обеих возможностей запуска является время, соответствующее второму компланарному запуску. Процедура выбора компромиссного времени запуска состоит в следующем:

1) рассчитывается траектория для второй возможности компланарного запуска; 2) вычисляется вектор цели для первой возможности компланарного запуска; 3) определяется ?TL; 4) находится компромиссное время запуска, основанное на векторах цели для первой и второй возможностей компланарного запуска.

Отвечающее требованиям прицеливания приближенное значение вектора цели для первой возможности запуска (шаг 2 процедуры) можно вычислить без интегрирования траектории.

Рис. 31.5. К расчету времени старта для первой возможности.

При этом с помощью системы координат, связанной с плоскостью движения Луны (рис. 31.5), предварительно устанавливается соотношение между вектором цели для второй возможности запуска Т02 и положением линии Луна-Земля в момент, соответствующий прибытию в периселений. Методика вычислений состоит в следующем. Даны величины: R0ME2 – единичный вектор, направленный по линии Луна-Землд в момент прибытия в периселений по компланарной траектории, соответствующей второй возможности запуска и использованию времени для второй компланарной траектории; Т02 – вектор цели для второй возможности компланарного запуска; N0m – единичный вектор, перпендикулярный плоскости движения Луны. Рассмотрим следующие уравнения:

где ?m – единичный вектор, дополняющий N0m и R0ME2 до правой ортогональной системы координат,: ??m – склонение вектора цели Т02 относительно плоскости движения; Т02 – проекция вектора цели на плоскость движения Луны; ?m – прямое восхождение вектора Т02, измеряемое в плоскости движения Луны от линии Луна-Земля, соответствующей моменту прибытия в периселений по второй возможной компланарной траектории.

Предполагается, что вектор цели остается на постоянных угловых расстояниях ?m и ?m от линии Луна-Земля. Если выведение к Луне происходит при первой возможности, а запуск имеет место во время, соответствующее второй возможной компланарной траектории, то положение линии Луна-Земля в момент прибытия в периселений определяется посредством выбора эфемериды, которая сдвинута назад относительно момента прибытия на один период обращения по промежуточной орбите. Вектор цели вычисляется на угловых расстояниях ?m и ?m от результирующего положения линии Луна-Земля, как показано на рис. 31.5. Кроме того отыскивается вектор цели, соответствующий времени первого возможного компланарного запуска, причем должно учитываться дополнительное влияние ?TL. В первом приближении вектор цели Т02' вычисляется без учета влияния ?TL:

Склонение и прямое восхождение Т01 определяется как

При вычислении вектора цели Т01 будем рассматривать его в качестве функции от ?TL с тем, чтобы можно было применить итерационную процедуру для обеспечения перпендикулярности вектора цели Т01 и нормали к плоскости промежуточной орбиты в случае первой возможности запуска N01 , т. е. совпадения плоскости перелета и промежуточной орбиты. Из уравнения (31.6) при ?TL=0 в первом приближении определяется вектор цели для первой возможности компланарного запуска. Принимая линейную зависимость прямого восхождения и склонения от ?TL, можно получить уравнения для вычисления этих углов по следующим формулам:

Остальные уравнения, используемые в итерационной процедуре, представлены ниже

где х 0, у 0, z 0 – единичные векторы системы координат, соответствующей началу ближайшего бесселева года;

R – прецессия за один период обращения на промежуточной орбите; RE – экваториальный радиус Земли; Rp0 – параметр орбиты; J – коэффициент, учитывающий сжатие Земли и отношение центробежного ускорения к гравитационному на экваторе.

Величины для определения производной д?/д?TL вычисляются путем решения уравнений (31.7)—(31.10) при ?TL=0 и 60 сек. При вычислении д?/д?TL принимается линейное соотношение между ? и ?TL. Уравнения (31.7) и (31.10) образуют итерационный контур, из которого можно определить величину ?TL удовлетворяющую условию ?=0. Когда условие ?=0 выполнено, текущее значение ?TL представляет собой время между моментами компланарных запусков для двух возможностей, как показано на рис. 31.3 (в случаях а и б). Текущее значение Т°1 является вектором цели для первой возможности компланарного запуска. Когда необходимо, эти величины затем используются при определении компромиссного времени запуска.

Зависимости параметров активного участка в виде полиномов используются при вычислении веса в конце участка выведения к Луне для первой возможности запуска, осуществляемого в момент времени, соответствующий второй возможности компланарного запуска. Для вектора Т°1 вычисляется угол наклона ? к плоскости промежуточной орбиты, а значения С3 и ? приравниваются к величинам, полученным из исследования второй возможности компланарного запуска и гиперповерхности. Результирующий вес W1 сравнивается с полученным ранее весом для второй возможности компланарного запуска W2. Если W1+23 Kг ?W2, то в качестве общего времени запуска используется время, соответствующее второй возможности компланарного запуска. Если же W1+23 кг<W2, то вычисляется компромиссное время запуска.

Для определения компромиссного времени запуска применяется метод последовательных приближений. При этом производится варьирование ориентации плоскости промежуточной орбиты в инерциальном пространстве между векторами Т°1 и Т°2 таким образом, чтобы изменение плоскости движения приводило к получению одинакового веса в конце участка выведения для обеих возможностей запуска. Требуемая ориентация плоскости промежуточной орбиты соответствует компромиссному времени запуска и достигается путем варьирования N°1 и N°2 от исходных положений. Вектор N°2 варьируется посредством уменьшения времени запуска на величину ?Ts (измеряемую от времени второй возможности компланарного запуска), а вектор N°1 – путем увеличения времени запуска соответственно на ?TL—?Ts. Величина ?Tsизменяется до тех пор, пока веса в конце участков выведения для первой и второй возможностей запуска не станут равными. Для получения компромиссного времени запуска текущая величияа ?Ts вычитается затем из времени соответствующего второй возможности компланарного запуска.

Ошибка при определении компромиссного времени запуска описанным выше способом может достигать ~20 сек. Однако это время отвечает требованиям проведения итерационных расчетов, связанных с изменением плоскости движения при первой и второй возможностях запуска. После проведения этих расчетов полученные векторы цели, которые принадлежат гиперповерхности, соответствующей изменению плоскости движения, используются для расчета второго приближения компромиссного времени запуска. Нормальные к плоскости промежуточной орбиты векторы снова варьируются, чтобы уравнять веса на траектории полета к Луне. Использование скорректированного компромиссного времени запуска в программе моделирования активного участка показало достаточную точность процедуры уравнивания весов. Это приводило к незначительному расходу топлива на коррекцию среднего участка траектории, связанную с использованием времени запуска, отличающегося от запланированного.

Полет с изменяющимся временем (класс 2).

Как следует из рис. 31.3, время запуска для задачи, относящейся к классу 2, определяется существенно проще. Времена запуска для первой и второй возможностей в случае в (рис. 31.3) не являются одинаковыми из-за прецессии орбиты к моменту наступления второй возможности старта. Однако это влияние незначительно и не затрагивает логики, которая используется при выборе траекторий класса 2. Анализ параметров прицеливания показывает, какой класс траекторий (1 или 2) должен использоваться. Когда установлено, что имеет место случай в, то участки вычислительной программы для случаев а и б обходятся. Вектор цели для второй возможности запуска и соответствующие параметры (гиперповерхность) вычисляются на основе времени старта при компланарном перелете. Время запуска для второй возможности используется при определении параметров прицеливания для первой возможности. Как указывалось выше, это время запуска не будет являться оптимальным для первой возможности, однако оно отличается от оптимального всего на несколько секунд.

Исследование параметров траектории перелета

Как отмечалось выше, лунными параметрами прицеливания (т. е. зависимыми переменными в схеме вычислений) являются радиус максимального сближения Rm и широта ?* в селеноцентрической системе координат. Однако эти переменные являются нелинейными по отношению к изменению независимых переменных. Определение широты ?* представляет собой особую проблему, потому что в селеноцентрической системе координат эта задача двузначна (одной и той же широты можно достигнуть при сближении по направлению движения Луны и против направления движения). Для получения эффективной вычислительной схемы используются метод параметров попадания и метод перемещающейся конечной точки. Система координат для параметров попадания при встрече с Луной строится, как показано на рис. 31.6; ось Т0m находится в плоскости лунного экватора,

Рис. 31.6. Параметры попадания при встрече с Луной.

ось S0m параллельна входной асимптоте и расположена в плоскости движения, а ось R0m дополняет систему до правой. Параметры попадания В.Т0 и B.R 0 для заданных значений Rm и наклонения Ist

где Т 0, R0 – единичные векторы; звездочка означает требуемые конечные условия; а – большая полуось гиперболы. Как видно из рис. 31.7, траектория первого приближения достаточно точно определяет величину а. Даже когда траектория первого приближения не будет удовлетворять заданным конечным условиям, например, не достигается величина Rm*, тем не менее входная асимптота и большая полуось окажутся близкими к заданным конечным величинам. Это медленное изменение асимптоты можно классифицировать как квазипостоянство входной асимптоты гиперболической траектории. Однако параметры прицеливания содержат широту ?* вместо наклонения Ist*. Основываясь на принципе квазипостоянства входной асимптоты гиперболической траектории,

Рис. 31.7. Определение переменных для расчета параметров попадания при встрече с Луной.

можно вычислить приблизительно требуемый угол ?* между асимптотой и радиусом-вектором перицентра. Зная асимптоту, т. е. вектор Sm* после первого приближения, а также требуемые величины ?*, Rm* и ?*, можно из геометрических соотношений представить R*m и ?* через (В.Т 0)* и (B.R0)*. Для этого рассмотрим следующие уравнения (рис. 31.6):

где Wm0 – единичный вектор угловой скорости вращения Луны; ?*—угол между входной асимптомой гиперболы и заданным радиусом-вектором периселения; ?'—угол между Wm0 и Sm0; ?'—угол между Wш0 и заданным радиусом-вектором периселения; Ist* – угол между Tm0 и В*m .

Так как первые вычисленные значения величин (В·Т0)* и (B-R 0)* не являются заданными, используется принцип ограничения перемещения конечной точки. Вследствие изменения входной асимптоты гиперболы изменяются также величины ?* и а. Результатом этого является медленное изменение (В·Т0)* в процессе вычислений, однако процесс быстро сходится, так что заданные величины Rm* и ?* и получаются эффективно.

Для вычисления параметров точки попадания используются формулы

где е – эксцентриситет; b – малая полуось; ? – угол между действительным радиусом-вектором перицентра и входной асимптотой; S0m – единичный селеноцентрический вектор, параллельный входной асимптоте; Т0m – единичный вектор в плоскости лунного экватора, направленный по S0m X W0m; R0m – единичный вектор, дополняющий систему координат до правой; Р0 – единичный вектор, направленный в точку периселения;

Q0 – единичный вектор скорости в периселении; Вm вектор, направленный из центра Луны перпендикулярно входной асимптоте.

Действительные лунные параметры попадания определяются как

Земные параметры попадания

Радиус наибольшего сближения с Землей RЕ также выражается через параметры попадания, чтобы гарантировать монотонность и достаточную линейность функций относительно переменных отправления от Земли. На рис. 31.8 показаны траектория возвращения к Земле и система координат для определения параметров попадания. Вектор S0E направлен приблизительно вдоль линии Луна-Земля, соответствующей моменту отправления от луны, Т0Е расположен в плоскости земного экватора, R0E дополняет систему до правой

На рис. 31.9 показаны зависимости BЕ·Т0Е и BЕ·R0Е от продолжительности активного участка ступени S=IVB и времени старта для тех же условий отправления от Земли.

Поскольку вблизи Земли ограничен лишь параметр RE,-необходима только одна компонента параметра попадания. Вычисления показывают, что при изменении каждого из трех начальных условий величина BЕ·T0Е изменяется сильнее, чем BЕ·R0Е. При определении параметра (BЕ·T0Е)* через RE* вычисления производятся по следующим формулам:

где bE* – заданная величина эллиптического параметра попадания; I*stE – заданный угол между В0E и T0E; В·T0E – заданный параметр попадания при возвращении к Земле.

Рис. 31.8. Параметры попадания при встрече с Землей.

Рис. 31.9. Зависимость параметров попадания и re от изменения продолжительности активного участка и времени старта.

Вычисление действительных величин В·T0E и В·R0E в процессе каждой итерации производится следующим образом. В перигее заданы радиус-вектор относительно центра Земли R, вектор скорости V и большая полуось геоцентрического эллипса а. Расчет проводится по формулам

где Np0 – единичный вектор, перпендикулярный плоскости геоцентрического эллипса; f – угол между R 0 и ВE0; е – эксцентриситет геоцентрического эллипса; bE – модуль вектора B0E, направленного перпендикулярно S0E из центра Земли к действительной входной траектории; ВE, TE0, ВE, RE0 – действительные параметры попадания.

Методика расчета траектории возвращения

Траектории, которые подходят к Луне по направлению движения, не гарантируют получения участка возвращения к Земле, который будет отвечать требованиям сходимости процесса расчета траекторий. Чтобы обеспечить получение траектории возвращения к Земле, в схеме расчета с использованием сфер действия вводится разрыв между окололунным и околоземным участками траектории. На каждой окололунной траектории согласно рассматриваемой схеме расчета космический корабль переводится из состояния, соответствующего действительному периселению, в требуемое состояние. После этого начинается интегрирование околоземной траектории. Разрыв исчезает при достижении сходимости. Показанные на рис. 31.7 геометрические соотношения для окололунного участка позволяют определить Rm* и ?m*. Если известны вектор Sm0 и наклонение Ist*, то требуемые значения радиуса-вектора периселения Р* и вектора скорости Q* можно вычислить по следующим формулам:

где (Р0)* и (Q0)* – соответствующие заданные единичные векторы, направленные по радиусам-векторам периселения и скорости в периселении, а V* – заданная величина скорости в периселении. [2,3, 10, 16,17.]

3.2. Управление траекторией полета корабля Apollo

Бортовая ЭЦВМ – главный элемент системы управления Apollo. Успех управления полетом корабля целиком зависит от эффективности работы бортовой ЭЦВМ. На любом этапе полета требуется, чтобы бортовая ЭЦВМ выполняла почти одновременно множество различных функций: ввод данных о приращении скорости, углов кардана, сигналов состояния систем, прием команд от астронавтов через пульт управления и команд с Земли и выдачу на выходе команд управления, режимов управления, цифровых сигналов, включения световых сигналов и передачу цифровой телеметрии.

Навигация и управление траекторией полета

Для определения положения и скорости корабля используются компоненты ускорения, создаваемые тягой ЖРД, измеряемые инерциальной системой вдоль трех не вращающихся осей координат.

Бортовая ЭЦВМ производит интегрирование ускорений от тяги с учетом гравитационного ускорения в реальном масштабе времени и в функции инерциального положения определяются компоненты скорости корабля. Учет гравитационных сил может быть выполнен простым методом – опережающим вычислением гравитационных ускорений. На рис. 32.1 приведены уравнения движения аппарата в сферическом гравитационном полете и дается простой расчетный алгоритм в виде дифференциальных уравнений первого порядка, с помощью которого определяются положение и скорость.

Рис. 32.1. Алгоритм расчета векторов положения г и скорости V.

Так как скорость корректируется путем использования среднего эффективного гравитационного ускорения на каждом шаге интегрирования по времени, этот метод называется «методом среднего g».

Большинство орбитальных маневров может быть выполнено на основе концепции об импульсном изменении скорости. В этом случае импульсное приращение скорости определяется представлением орбиты в виде конических сечений, и кораблем следует управлять таким образом, чтобы необходимое импульсное приращение скорости сводилось к нулю.

На рис. 32.2 вектор Vr обозначает требуемую мгновенную скорость, которую должен иметь аппарат на расстоянии г, чтобы выполнить задачу полета. Разность между требуемым вектором Vr и действительным значением мгновенной скорости V есть необходимое приращение скорости Vg. Можно воспользоваться двумя законами управления, которые одновременно приводят к нулю 3 компоненты скорости Vg.

1. Можно ориентировать корабль так, чтобы ускорение от вектора тяги aт совпало с направлением Vg.

2. Так как ускорение Vg можно представить простым выражением, то ускорение от тяги aт можно ориентировать так, чтобы вектор ускорения V g стал параллелен вектору скорости Vg и направлен в противоположную сторону.

Если бы aт было недостаточно большое, было бы невозможно совместить по линии векторы Vg и Vg, однако, для кораблей с ЖРД, работающих короткий промежуток времени, такая логика управления не встречает затруднений.

Рис. 32.2. Метод получения необходимого приращения скорости.

Используя оба эти закона можно осуществить весьма эффективное управление, близкое к оптимальному, получаемому методом вариационного исчисления.

Рис. 32.3. Схема расчета сигнала коррекции ошибки управления

Эмпирически определяется параметр ?, минимизирующий расход топлива на маневр. Для конкретной фазы полета обычно достаточно иметь постоянное значение ?, однако, если это необходимо, ? можно представить, как функцию удобной системы переменных. Схема, иллюстрирующая расчет требуемого сигнала коррекции ошибки управления приведена на рис. 32.3. Векторы положения, скорости и гравитационного ускорения подсчитываются, как указывалось раньше. Требуемая для выполнения конкретной задачи полета импульсная скорость определяется по вектору положения и используется для расчета Vg. Точно произведенный расчет на выходе системы выдает вектор командной угловой скорости, величина которогй пропорциональна малой угловой разности между действительным и командным векторами ускорения от тяги и направление его указывает требуемое направление поворота аппарата, чтобы свести к нулю ошибку. Перед концом маневра, когда Vg мало, аппарат сохраняет постоянную ориентацию, а выключение ЖРД осуществляется по измеряемой величине вектора Vg.

Главные составные части системы навигации и управления полетом корабля Apollo

Главные составные части и приборы системы управления и навигации корабля Apollo: блок инерциальных измерений; астронавигационный блок оптических измерений; бортовая ЭЦВМ; пульт управления с экраном-индикатором; шаровой индикатор полета.

Блок инерциальных измерений выдает фиксированную в инерциальном пространстве систему координат и в этой системе координат осуществляет измерение компонентов ускорения аппарата.

Блок оптических измерений с помощью секстанта и сканирующего телескопа измеряет направления на звезды и позволяет точно ориентировать в инерциальном пространстве систему координат стабилизированной платформы.

Бортовая ЭЦВМ производит расчеты по навигации и управлению и выдает команды на управление полетом корабля.

Пульт управления дает возможность экипажу управлять бортовой ЭЦВМ и осуществляет обмен информацией между экипажем и бортовой ЭЦВМ.

Шаровой индикатор полета визуально отображает пространственную ориентацию и курс корабля и позволяет осуществить визуальный контроль коррекции ошибок ориентация.

Выставка инерциальной платформы

Перед каждым маневром управления траекторией полета производится выставка инерциально стабилизированной платформы.

Выставка платформы осуществляется в 2 этапа – грубая и точная. Грубая выставка производится с использованием в бортовой ЭЦВМ известной ориентации корабля. Штурман с помощью сканирующего телескопа с широким углом обзора последовательно наблюдает 2 звезды. Найдя звезду, ручкой управления оптической системы он совмещает звезду с перекрестьем визирных линий сканирующего телескопа, нажав кнопку посылает сигнал бортовой ЭЦВМ прочитать блоку согласования данных углы звезды.

Так же измеряются углы второй звезды, расположенной на достаточно большом угловом расстоянии от первий. Таким образом определяется ориентация корабля относительно трех измерений. Далее бортовая ЭЦВМ определяет требуемые углы кардана блока инерциальных измерений и маневр, который должен быть произведен. Требуемые углы, посланные в блок инерциальных измерений через блок преобразования данных, подгоняются сервомоторами кардана блока инерциальных измерений в ответ на сигналы ошибок, вырабатываемые на угловых передачах каждой оси кардана.

Чтобы произвести точную выставку блока инерциальных измерений, штурман снова измеряет угловые координаты двух звезд, но в этом случае он пользуется секстантом с 28-кратным усилением и узким углом обзора, обеспечивающим необходимую точность измерений. Когда подается штурманом сигнал, бортовая ЭЦВМ одновременно считывает показания секстанта и углы блока инерциальных измерений, передаваемые блоком преобразования данных; по этим данным определяется направление звезды в координатах блока инерциальных измерений и может быть определена точная ориентация. Зная желаемую ориентацию, бортовая ЭЦВМ определяет ошибки существующей ориентации блока инерциальных измерений и высчитывает необходимое число гиромагнитных импульсов, посылаемых сервомотором кардана, чтобы скомпенсировать ошибки выставки инерциальной платформы.

Управление полетом Apollo цифровым автопилотом

На пассивных участках траектории полета при отсутствии больших действующих на корабль сил задачей ЦАП является управление ориентацией с помощью РСУ.

Стабилизация корабля

Сохранение заданной ориентации – стабилизация корабля – осуществляется ЦАП с помощью управления соленоидными топливными клапанами ЖРД РСУ непосредственно по информации об ошибках ориентации и угловой скорости ориентации. Сигналы ошибок ориентации блока преобразования данных преобразуются из цифровой в аналоговую форму для привода стрелочных указателей ошибок ориентации на шаровом индикаторе полета.

Главным в режиме стабилизации корабля является определение ЦАП угловой скорости ориентации; от точности расчета угловой скорости зависит экономия топлива и способность системы сохранить ошибки ориентации в пределах зоны нечувствительности.

Автоматическое изменение ориентации корабля

ЦАП, управляя маневром ориентации корабля Apollo, использует ту же самую логику, которая применяется на режиме стабилизации, но с дополнением команд по угловой скорости (рис. 32.4). Выработка маневра ориентации выполняется в 2 этапа. Вначале на базе текущей ориентации и требуемой, определяемой экипажем или бортовой ЭЦВМ, находится ось, относительно которой одним вращением будет достигнута требуемая ориентация. Одновременно определяется, не приведет ли рассматриваемый маневр к замыканию рамок кардана блока инерциальных измерений. Если замыкание может произойти, то оси вращения выбираются так, чтобы обойти зону замыкания. Обычно в конце необходимо сделать крен для окончания маневра. В обоих случаях результатом расчета является направление, относительно которого вращается корабль, и угол поворота.

Рис. 32.4. Блок-схема цифрового автопилота, пассивный полет, управление стабилизацией корабля.

Во втором этапе расчета вырабатывается переходная матрица, равная произведению матрицы, соответствующей начальному стабилизированному положению, и трансформирующей матрицы. Это преобразование производится один раз в расчетном цикле.

Управление кораблем Apollo на активном участке траектории полета

ЦАП на активных участках траектории полета вырабатывает команды на управление вектором тяги ат и осуществляет управление ориентацией корабля и вектора тяги в соответствии с вырабатываемыми командами.

Так как вектор тяги ат ориентирован в среднем вблизи продольной оси корабля, управление на активных участках сводится к управлению ориентацией корабля. Непосредственно перед включением ЖРД ЦАП с помощью ЖРД РСУ удерживает ориентацию в пределах узкой зоны нечувствительности. Предварительно ЦАП компенсирует смещение вектора тяги ЖРД, направляя ось тяги через центр тяжести корабля, определяется время зажигания ЖРД, перед зажиганием включаются ЖРД РСУ для осадки топлива в баках. С момента зажигания ЦАП управляет направлением вектора тяги, отклоняя ЖРД на кардане. ЖРД РСУ осадки топлива выключаются, когда ЖРД главной двигательной установки разовьет полную тягу.

В период действия тяги команда по угловой скорости ориентации корабля пропорциональна углу между Vg и ат (или —Vg). ЦАП вырабатывает 3 независимых сигнала ошибок ориентации и управляет тангажом, рысканием и креном корабля, сводя к нулю эти ошибки.

Управление креном осуществляется с помощью ЖРД РСУ. При управлении вектором тяги по тангажу и рысканию должны обеспечиваться стабилизация корабля, малые ошибки по скорости при выключении ЖРД, ограниченные отклонения ориентации корабля, чтобы минимизировать расход топлива и износ муфт сервомотора кардана.

На рис. 32.5 представлена блок-схема одного канала ЦАП. Для простоты считалось, что команда по угловой скорости ?с уже преобразована к координатам, связанным с аппаратом. Роль ЦАП в этом случае заключается в выполнении динамических фильтрующих операций по выбору ошибок ориентации е требуемых для выработки команд сервомотору кардана и осуществления управления по этим командам.

Рис. 32.5. Блок-схема цифрового автопилота, управление кораблем Apollo на активных участках траектории полета

Программа бортовой ЭЦВМ управления траекторией полета корабля Apollo

Программа бортовой ЭЦВМ управления траекторией полета ракеты-носителя Saturn V и корабля Apollo разделена на функциональные спецпрограммы в соответствии с последовательностью этапов полета на Луну: предстарт, старт, навигация, целеуказание, маневры на активных участках траектории, выставка инерциально стабилизированной платформы, вход в атмосферу, соответственно обозначаемые шифрами Р01—Р07, Р10—Р17, Р20—Р27, Р3О—Р37, Р40—Р47, Р50—Р57, Р60—Р67.

Для каждого этапа полета штурман выбирает необходимую спецпрограмму и вводит ее в бортовую ЭЦВМ, набирая соответствующий ей шифр на пульте управления.

Кроме спецпрограмм можно использовать различные алгоритмы и получить от бортовой ЭЦВМ полезную информацию о положении корабля в космическом пространстве, определить апогей и перигей орбиты, долготу, широту и высоту полета.

Программа Р40 вводится в бортовую ЭЦВМ за 5 мин до зажигания ЖРД двигательной установки служебного отсека во всех случаях, когда осуществляется маневр управления траекторией полета корабля Apollo. Точное направление вектора тяги ЖРД в начале маневра и метод осуществления маневра зависят от параметров цели, которые должны быть заранее известны.

Проблема целеуказания возникает в заданной точке космического пространства и в определенное время решается бортовой ЭЦВМ с помощью спецпрограммы Р34. Эта спецпрограмма вводится в бортовую ЭЦВМ раньше Р40. Спецпрограммой Р34 определяются потребное импульсное изменение скорости, перигейное расстояние, ожидаемый угол средней рамки кардана и выдаются экипажу заранее; кроме этого, подсчитываются расход топлива на маневр, конечная орбита и запас высоты в перигее конечной орбиты.

Перед выключением спецпрограммы Р34 и отсылкой ее в память бортовой ЭЦВМ до дальнейшего использования экипаж оценивает и одобряет полученные данные – время зажигания, продолжительность маневра и расчетный вектор промаха цели,—которые используются для расчета управления маневром.

Спецпрограмма Р40 вводится заранее, чтобы экипаж успел выполнить операции по «листу проверки», предшествующие каждому активному участку траектории.

Основное назначение спецпрограммы Р40 заключается в навигации, управлении кораблем и контроле за системами в процессе отсчета времени, зажигании и работе ЖРД, а также выключении ЖРД в конце маневра. Перед вводом спецпрограммы Р40 для работы ЦАП должны быть подготовлены следующие данные: угловая скорость, ширина зоны нечувствительности, используемые ЖРД РСУ, расчет поворота кардана ЖРД служебного отсека. Вес командного и служебного отсеков, момент инерции, момент, создаваемый ЖРД, подсчитываются и прослеживаются во время работы ЖРД.

После завершения подготовительных расчетов ЦАП подсчитывается начальное направление вектора тяги и величина необходимого изменения вектора скорости Vg; 3 компоненты вектора Vg в координатах относительно местной вертикали выдаются на приборную доску штурмана (ему предоставлено право сбросить программу, если он заметит большие ошибки в расчетах). Далее ЦАП, определяет предпочтительную ориентацию блока инерциальных измерений, при этом ось Х стабилизированной платформы направляется вдоль расчетного направления вектора тяги. Если угол средней рамки кардана превышает 45°, штурман включает программу перенастройки блока инерциальных измерений. После новой выставки блока инерциальных измерений штурман снова может включить спецпрограмму Р40.

Если закончена выставка блока инерциальных измерений ЦАП выбирает порядок маневрирования, обеспечивающий необходимое направление вектора тяги. После расчета маневра ЦАП запрашивает штурмана произвести проверку привода кардана ЖРД (для безопасности); после проверки производится триммерная подгонка углов кардана. ЦАП начинает выдавать время в минутах и секундах до начала работы ЖРД; в оставшиеся 45 сек вспыхивает сигнальная лампа и штурман, если найдет нужным, может сбросить программу. За 30 сек до зажигания спецпрограмма Р40 обращается к листу ожидающих программ, чтобы начать интегрирование по «методу среднего g». Штурман готовит двигательную установку служебного отсека, включает рубильник на главной панели и рукоятки управления на дискретный режим. ЦАП выдает команду на включение ЖРД РСУ для осадки топлива в баках. Штурман следит за изменением скорости, выдаваемой на экран-индикатор, и убеждается, что осадка происходит. За 5 сек. до зажигания штурману выдается сигнал о готовности к работе главного ЖРД и это последняя возможность сбросить выполнение маневра с работающими ЖРД.

Если принято решение продолжать полет, ЦАП включает ЖРД и одновременно изменяется режим работы ЦАП с пассивного полета на активный. ЖРД РСУ осадки топлива выключаются, как только главный ЖРД разовьет полную тягу. Экран-индикатор начинает показывать время до выключения ЖРД и Vg. Штурман следит за выполнением маневра по экрану-индикатору, убеждается в том, что оставшееся время работы ЖРД уменьшается и Vg уменьшается; по шаровому индикатору полета он следит, чтобы ошибки ориентации и скорости ориентации лежали в допустимых пределах.

Когда ЦАП определит, что целевые условия маневра достигнуты, посылается сигнал на выключение ЖРД служебного отсека, и ЦАП переключается на пассивный полет. В конце работы ЖРД на экране-индикаторе выдается остаточная скорость Vg и ее компоненты в координатах корабля. Штурман может вручную подрегулировать эти компоненты скорости с помощью рукояток управления поступательным перемещением и вращением корабля. Когда маневр закончен, ЦАП определяет параметры новой орбиты корабля, выдает эту информацию на экран-индикатор и запрашивает штурмана, перейти ли на программу холостого хода или на какую-либо другую из главных программ. [4—15, 18—20.]

3.3. Наземная сеть NASA дальней космической радиосвязи и слежения за пилотируемыми кораблями

Наземная сеть дальней космической радиосвязи NASA с пилотируемыми кораблями впервые проверялась на дальность до Луны в полете Apollo-8 в декабре 1968 г. (см. рис. 33.1).

Сеть связи использует 2 ИСЗ на стационарных орбитах, 17 наземных станций, 4 морских судна с радиооборудованием, от 6 до 8 специально оборудованных самолетов для наблюдения за полетом корабля и выполнения большого объема работы по связи, телевидению и телеметрии.

Сеть спроектирована для обеспечения непрерывной связи космонавтов с Землей от старта в процессе всего полета к Луне и до посадки.

Рис. 33.1. Наземная сеть дальней космической радиосвязи NASA с пилотируемыми кораблями.

Она поддерживает тесный контакт наземного контрольного центра с кораблем Apollo и астронавтами в процессе всего полета, за исключением приблизительно 45 мин, когда Apollo, двигаясь по орбите ИСЛ, находится за Луной.

Связь с Apollo делится на 2 этапа: на первом этапе во время старта и полета по орбите ИСЗ сеть связи использует цепь станций, оборудованных 9-м антеннами; на втором этапе, когда Apollo удалится от Земли более чем на 18 000 км, связь осуществляется более мощными и более точными антеннами диаметром 26 м и 46 м.

В зависимости от азимута старта, Apollo начинает работать со станциями с 9-м антеннами на о. Меритт, Багамских о-вах, Бермудах, корабле «Авангард», Канарских о-вах, в Карнарвоне (Австралия), Гавайских о-вах, втором корабле слежения, Гуаме, Мексике и Корпус Кристи (шт. Техас).

Для выхода на траекторию полета к Луне Центр управления полетом посылает сигнал через одну из наземных станций или через один из кораблей слежения в Тихом океане. Когда Apollo возьмет курс на Луну, работа ЖРД отслеживается кораблем и самолетами. Самолеты осуществляют релейную связь для передачи голоса астронавтов и другой информации в Хьюстон.

Когда Apollo достигнет высоты 18 000 км, слежение осуществляется антеннами, диаметром 46 м, которые установлены на земном шаре через 120°—вблизи Мадрида (Испания), в Голдстоуне (Калифорния) и Канберре (Австралия). При таком расположении по крайней мере одна антенна все время в поле обзора имеет Луну.

Принятая информация передается сетью связи NASA – наземными линиями, подводными кабелями, радиостанциями и спутниками связи в Хьюстон, подается в ЭЦВМ и отображается на экране, например на экране изображается точное положение корабля на большой карте или сигнализируется красным светом, требующим от контрольного центра принятия мер, падение мощности и другие неполадки в системах Apollo.

Данные, передаваемые наземными станциями, сообщают необходимую информацию для осуществления маневров на среднем участке траектории полета, обеспечивающих точную траекторию облета Луны.

Когда Apollo находится вблизи Луны, передается величина необходимого тормозного импульса для вывода Apollo на траекторию ИСЛ.

После отделения лунного корабля от основного блока и выхода на другую орбиту сеть связи следит за обоими аппаратами, одновременно обеспечивая 2-стороннюю связь с Землей и прием телеметрии.

Слежение и обмен информацией между Землей и двумя аппаратами помогает в осуществлении встречи и стыковки.

Обмен информацией используется также для расчета времени и продолжительности работы ЖРД служебного отсека, для коррекции траектории перед входом в атмосферу и посадкой в расчетную точку.

В полетах Apollo используются 2 связных ИСЗ Intelsat. ИСЗ над Атлантическим океаном обслуживает в S-диапазоне станции на о. Асеншон, судно в Атлантическом океане и станции на Канарских о-вах.

Второй ИСЗ над серединой Тихого океана обслуживает станции в Карнарвоне – (Австралия) и суда в Тихом океане.

Все эти станции могут через спутники одновременно передавать информацию, в Хьюстон и в Центр пилотируемых полетов им. Годдарда.

ЭВМ системы связи

В части секундных интервалов процесса связи с Центром пилотируемых полетов NASA ведется «разговор» с одним или двумя космическими кораблями одновременно. Скоростные ЭВМ на базах связи передают команды или принимают данные о давлении в кабине, команды для орбитального полета или указание для выполнения необходимых операций.

Когда информация поступает из Хьюстона, ЭВМ обращаются к их запрограммированной информации, прежде чем передать необходимые данные на космический корабль.

Такая передача информации осуществляется по каналу УКВ со скоростью 1200 бит/сек.

Связь между наземными базами производится с той же скоростью. Хьюстон читает информацию с наземных баз со скоростью 2400 бит/сек и с движущихся баз со скоростью 100 слов в 1 мин.

Непрерывно принимаемая датчиками на космическом корабле информация о давлении и температуре в кабине, показатели физического состояния астронавтов (пульс, частота дыхания и другие) передается на Землю со скоростью 51,2·10? бит/сек.[22.]

3.4. Методы осуществления аварийного возвращения на Землю экипажа Apollo

Аварийное спасение экипажа Apollo может быть осуществлено в любой момент в процессе старта и вывода на орбиту или в процессе последующих этапов полета после выхода на орбиту ИСЗ.

Аварийное спасение осуществляется следующими методами.

На этапе старта

Метод I. Система аварийного спасения отбрасывает командный отсек от ракеты-носителя.

Этот метод применим от To -45 мин, когда система аварийного спасения взведена, до момента ее сброса в To +3 мин 07 сек с момента старта; командный отсек осуществляет посадку на расстоянии до 800 км от стартовой позиции.

Метод 2. Применяется после сброса системы аварийного спасения и до тех пор, пока ЖРД служебного отсека может вывести командный и служебный отсеки на безопасную орбиту ИСЗ (T0 +9 мин 22 сек от старта) или на посадку у берегов Африки.

Метод 3. Применим от момента, когда при полной аэродинамической подъемной силе может быть достигнута дальность 5931 км и до выхода на орбиту ИСЗ. Основной блок отделяется от ракеты-носителя, если необходимо, используется ЖРД служебного отсека для торможения, командный отсек входит в атмосферу, ориентированный на половину максимальной аэродинамической подъемной силы и производит посадку на расстоянии 6 200 км.

Метод 4. Применим, когда ЖРД служебного отсека может быть использован для вывода Apollo на орбиту ожидания (T0 +9 мин 22 сек от старта).

Метод 4 предпочтительнее по сравнению с методом 3.

Аварийное возвращение из Дальнего космоса. Аварийное возвращение на этапе выхода на траекторию полета к Луне

Если возникнет необходимость аварийного возвращения в процессе активного участка выхода на траекторию полета к Луне, используется ЖРД служебного отсека для создания тормозного импульса, обеспечивающего вход командного отсека в атмосферу. Этот метод применим только при возникновении крайней опасности для жизни экипажа. Место посадки корабля будет зависеть от азимута старта и продолжительности активного участка вывода на траекторию полета к Луне. Если аварийное возвращение потребуется после выхода на траекторию полета к Луне, тогда включение ЖРД служебного отсека через 90 мин после выхода на траекторию полета к Луне обеспечивает тормозной импульс, после которого корабль может произвести посадку в Атлантическом океане на линии номинального возвращения.

На пассивном участке траектории полета к Луне аварийное возвращение на этапе 3-сут полета к Луне подобно возвращению через 90 мин после выхода на траекторию полета к Луне.

Аварийное возвращение из Дальнего космоса осуществляется в точку антипода Луны (где прямая линия, соединяющая центры Земли и Луны пересекает поверхность Земли, противоположную Луне); вращение Земли влияет на географические координаты точки антипода. Продолжительность возвращения выбирается такой, чтобы в момент посадки точка антипода находилась на 165° з. д. Место посадки в центре Тихого океана совпадает с точкой антипода один раз в сутки; если аварийная ситуация требует более быстрого возвращения, то посадка может быть осуществлена в Атлантический океан, в западной части Тихого океана или в Индийский океан.

Если Apollo вошел в сферу влияния Луны, возвращение после облета Луны может быть осуществлено быстрее, чем прямое возвращение на Землю.

Аварийное возвращение на активном участке выхода на траекторию ИСЛ

Если ЖРД служебного отсека отказал вначале активного участка выхода на орбиту ИСЛ, возвращение командного отсека в точку антипода, можно осуществить тремя методами.

Метод I. Если ЖРД служебного отсека отказал в течение первых 2 мин работы, тогда приблизительно через 2 ч, в следующем периселении запускается ЖРД посадочной ступени лунного корабля и выводит корабль Apollo на траекторию полета к Земле.

Метод 2. Если ЖРД служебного отсека отказал между 2 и 3 мин работы, необходимо, используя ЖРД посадочной, ступени, подрегулировать орбиту до безопасной и в следующем периселении вторично включить ЖРД, нацелив траекторию возвращения в центр Тихого океана.

Метод 3. Если аварийное возвращение начинается после 3 мин работы ЖРД и до конца активного участка выведана орбиту ИСЛ, Apollo должен сделать один или два оборота вокруг Луны, прежде чем можно будет в периселении включить ЖРД посадочной ступени и рассчитать траекторию возвращения с посадкой в центре Тихого океана.

Аварийное возвращение с орбиты ИСЛ

Если необходимо осуществить аварийное возвращение с орбиты ожидания вокруг Луны, вывод на траекторию полета к Земле производится раньше запланированного и траектория возвращения нацеливается в точку посадки в центре Тихого океана. [21.]

Литература

1. Merchant D. Н., Gates R. М., Murray J. F. Prediction of Apollo service module motion after jettison. AIAA Paper № 70—1047, ЭИ АиР, 1971, № 10; РЖ, 1971, 2.41.210

2. Ghen P. P. Real-time Kalman filtering of Apollo LM/AGS rendezvous radar data, AIAA Paper № 70—957, ЭИ АиР, 1971, № 10; РЖ 1971, 2.41.273

3. LM AGS programmed equations document (Flight—program 6), TRW System document № 11176—6041—TO—OO, April, 1969

4. МiсheIsоn J. Lunar mascon effects on orbits of Apollo type spacecraft. J. Spacecraft and Rockets, 1970, 7, № 1, (ЭИ АиР, 1970, № 32)

5. Gapcynski J. P., Blackshear W. Т., Compton Н. R. Lunar gravitational field as determined from Lunar Orbiter traking data. AIAA Journal, 1969, 7, № 10, (ЭИ АиР, 1970, № 19)

6. Young К. A., Alexander J. D. Apollo lunar rendezvous. AIAA Paper № 70—26, ЭИ АиР, 1970, № 25; РЖ, 1970, 8.41.65

7. Rea F. G., Fisсheг N. Н. Generalized navigation error analysis. AIAA Paper № 70—1004, ЭИ АиР, 1971, № 16; РЖ, 1971, 3.41.191

8. Вуrnes D. V., Hooper Н. L. Multi—conic: a fast and accurate metod of computing space flight trajectories, AIAA Paper № 70—1062, ЭИ и АиР, 1971, № 2; РЖ, 1971, 2.41.52

9. Wagner J. Т., Кisner D. М. Performance evaluation of intercept rendezvous guidance and navigation for advanced space missions. Proc. Nat. Aerospace Electron. Conf., Dayton, Ohio, 1967, ЭИ и АиР, 1970, № 43

10. Stern R. J., Stern G. S., Forester К., Escobal P. R. The hybrid patched conic applied to lunar return trajectory propagation, J. Astronaut. Sci., 1969, 17, № 1, ЭИ АиР, 1970, № 38; РЖ, 1970, 8.41.63

11. Satin A. L., Pixie у Р. Т. Statistics of state—vector corrections for Apollo onboard computers. AIAA Paper, № 70—162, ЭИ АиР, 1970, № 33; РЖ, 1970, 10.41.255

12. Нorrigan R. С., Walsh R. C. Manual onboard methods of orbit-determination. AIAA Paper №70—159, ЭИ АиР, 1970, №33.

13. Culbertson J. D. Variational equation of a ballistic trajectory and some of its applications. J. Spacecraft and Rockets, 1970, 7, № 6, ЭИ АиР, 1970, № 41; РЖ, 1970, 12.41.62.

14. Dickmanns E. D. Optimal dreidimensionale Gleitflugbahnen beim Eintritt in Planeten atmospheren. Raumfahrtforchung, 1970, 14, №3, ЭИ АиР, 1970, № 41; РЖ, 1970, 11.41.96

15. Bennett F. Lunar descent and ascent trajectories. AIAA Paper № 70—25, ЭИ АиР, 1970, № 31

16. Rice A. F., Apollo—Saturn launch vehicle targeting program. AIAA 8th Aerospace Sci. Conf. Jan. 1970.

17. Rice A. F., Мооre V. V. Saturn V launch behicle targeting. AIAA Paper № 70—1052

18. О'Вгien R. М., Sheats J. P. Saturn V navigation update. AIAA Paper № 69—883

19. Wollenhaupt W. R. Apollo orbit determination and navigation. AIAA Paper № 70—27

20. Graves С. А., Наrроld J. C. Re—entry targeting philosophy and flight results from Apollo—10 and 11. AIAA Paper № 70—28

21. НуIe С. Т., Foggatt С. E., Weber В. D., Geгbгасht R. J., Diamant L. S. Abort planning for Apollo missions. AIAA Paper № 70—94

22. Space flight network. Speceflight, 1971, v. 13, № 2; РЖ ИКП 62 № 11, 1971

Глава IV

Космические летные испытания Saturn V Apollo и пилотируемые полеты на Луну

4.1. Беспилотные космические летные испытания Saturn V Apollo

Программой наземных и космических летных испытаний Saturn V Apollo предусматривались доводка надежности, оценка летных характеристик, доказательство возможности осуществления пилотируемого полета с посадкой на Луне и возвращение экипажа на Землю.

Космические летные испытания Saturn V Apollo проводились последовательно по этапам. Ниже изложены результаты беспилотных космических летных испытаний – полеты Apollo-4, 5 и 6.

Apollo-4. 9 ноября 1967 г. был осуществлен полет Apollo-4; это был первый полет ракеты-носителя Saturn V.

После запуска ЖРД F-1 ступени S-IC отрыв ракеты-носителя от стола произошел через 9 сек, точно в расчетное время. Двигатели первой ступени работали 153 сек, расчетное время 150,6 сек. По расчетной траектории Saturn V к концу работы двигателей первой ступени должна была находиться на высоте 61 км и на дальности 160 км. В полете скорость, соответствующая числу Маха М=1, была пройдена на 61-й сек на 970 м ниже расчетной высоты. Максимальное продольное ускорение в конце работы двигателей первой ступени было 4,15 g, на 0,004 g выше расчетного. Максимальный скоростной напор был достигнут на 78-й сек полета, на 0,4 сек раньше, чем ожидалось. По расчету ступень S-II должна увеличить скорость полета от 2,23 до 6,9 км/сек. Двигатели второй ступени работали 6,1 мин, на 4,7 сек больше расчетного времени. Приращение скорости за счет работы второй ступени составило 4567,44 м/сек. Вторая ступень отделилась через 9 мин после старта ракеты-носителя Saturn V. По расчету ступень S-IV В осуществляет разгон до скорости 7,88 км/сек и выводит корабль на орбиту ожидания высотой 185 км.

В полете ЖРД J-2 ступени S-IVB проработал 2,75 мин, на 6,2 сек больше расчетного времени и выключился через 11 мин 6 сек полета.

Через 11 мин. 16 сек полета от момента старта, т. е. на 9 сек позже расчетного времени, ступень S-IVB и основной блок корабля Apollo вышли на орбиту ИСЗ высотой 188 км при скорости полета 7798, 25 м/сек. После двух витков полета по орбите ИСЗ при угле тангажа 40, 08° и рыскания 14, 85° вторично было произведено включение ЖРД J-2 ступени S-IVB на 5 мин 33 сек и корабль вышел на эллиптическую орбиту с высотой над Землей в апогее 17 400 км. Через 10 мин ступень S-IVB отделилась от основного блока корабля Apollo. Чтобы увеличить апогей орбиты до 18 350 км, был отключен на 15 сек ЖРД служебного отсека. Фактическая высота оказалась равной 18 317 км и наклон орбиты к экватору 30,13°.

На нисходящей ветви орбиты был вторично включен ЖРД служебного отсека и за 90 сек до входа в атмосферу была достигнута скорость 11 144 м/сек, на 62 м/сек больше ожидавшейся скорости при угле наклона траектории 7, 08° к местной горизонтали. Командный отсек опустился на воду в 1000 км к северо-западу от Гавайских о-вов. Вес отсека после посадки 4, 8 т. Общая продолжительность полета 8 ч 37 мин.

В процессе входа в атмосферу температура теплового экрана командного отсека была несколько выше 2482°C. Глубина обугливания абляционного покрытия от 0,76 до 1,27 см оказалась меньше ожидавшейся величины 1,27…1,9 см. Температура внутри командного отсека не превышала 21°C. Удельный тепловой поток составил 1690 ккал/м?сек, на 6% выше расчетного значения 1590 ккал/м?сек, а общее количество подведенного тепла было 103 300 ккал/м?, на 3,3% больше расчетной величины 100 000 ккал/м?.

Apollo-5. 22 января 1968 г. лунный корабль весом 14 380 кг без пилотов, был запущен ракетой-носителем Saturn IB на орбиту ИСЗ с высотой в апогее 228 км, в перигее 163 км, и периодом обращения 90 мин. Основная цель полета – испытание двигательных установок лунного корабля. Расчетная продолжительность полета 6,5 ч.

Программой предусматривалось 2 включения ЖРД посадочной ступени лунного корабля, моделирование профиля изменения тяги по времени на траектории посадки на Луну, разделение ступеней лунного корабля и моделирование работы двигательной установки при взлете второй ступени с поверхности Луны.

Первая попытка включения ЖРД посадочной ступени оказалась неудачной, вместо 38 сек двигатель проработал 4 сек. Два последующих включения прошли нормально, ЖРД развил максимальную расчетную тягу и проработал до полного израсходования топлива. Испытания взлетной двигательной установки после отделения посадочной ступени также прошли успешно, ЖРД проработал 6 мин 59 сек.

Космические летные испытания лунного корабля на орбите ИСЗ продолжались 8 ч.

Apollo-6. 4 апреля 1968 г. основной блок весом 28 600 кг без пилотов был запущен ракетой-носителем Saturn V на орбиту ИСЗ.

Программой предусматривался вывод ракетой-носителем Salurn V со стартовым весом 2820 г на орбиту ожидания высотой 185 км полезной нагрузки весом 120 т; переход ступени S-IVB и основного блока с орбиты ожидания на вытянутую эллиптическую орбиту с высотой в апогее 22 200 км; отделение основного блока и вывод ступени S-IVB на эллиптическую орбиту с апогеем 517 000 км; вход в атмосферу командного отсека со второй космической скоростью и посадка в точке с координатами 27,2° с. ш. и 157,1° з. д.

Расчетная продолжительность полета 10 ч.

Отрыв ракеты-носителя от пускового стола произошел через 9 сек после подачи сигнала «пуск».

Ступень S-IC работала точно по номинальной программе и параметры были близки к расчетным. После выключения двигательной установки ЖРД F-1, проработавшей 148 сек,скорость полета ракеты была 2730 м/сек. Однако перед окончанием работы двигателей возникли продольные колебания ракеты типа Pogo с частотой 5 гц и амплитудой, значительно превосходящей ранее наблюдавшиеся колебания.

Через 4 мин 38 сек полета во время работы второй ступени было замечено уменьшение температуры в главном клапане окислителя и в линии ЖРД J-2 № 5, а также увеличение давления в бустере ЖРД № 2.

Через 5 мин 18 сек несколько параметров двигательной установки указывали на внезапное падение тяги ЖРД № 2 на 2500 кг, сопровождавшееся увеличением давления в бустерах тангажа и рыскания.

ЖРД № 2 выключился через 6 мин 49 сек, через 1,3 сек после этого выключился ЖРД № 3, оставшиеся 3 ЖРД проработали на 58 сек дольше расчетного времени.

После отделения ступени S-II, чтобы компенсировать недостающую скорость, продолжительность работы ЖРД J-2 ступени S-IVB была увеличена до 170 сек, вместо расчетных 141 сек; это привело к перерасходованию 10 т топлива и не позволило в дальнейшем перевести S-IVB на орбиту с апогеем 517 000 км.

Ступень S-IVB вывела корабль Apollo на эллиптическую орбиту с высотой в апогее 362 км и высотой в перигее 177,5 км. Вторично запустить ЖРД J-2 не удалось, и после подтверждения данных о неисправности двигательной установки основной блок был отделен от ступени S-IVB.

С помощью ЖРД служебного отсека, включенного на 7 мин 21 сек, корабль Apollo был выведен на эллиптическую орбиту с апогеем 22 235 км. В основном блоке осталось топлива всего на 23 сек и не хватило на разгон на нисходящей ветви до второй космической скорости. Скорость входа в атмосферу Земли была на 1220 м/сек меньше расчетной и составляла 9997 м/сек. Командный отсек опустился на расстоянии 600 км от расчетного места посадки. Общая продолжительность полета составила 9 ч 56 мин.

Анализ результатов полета показал, что причиной отказов в полете Apollo-6 были продольные колебания ракеты большой амплитуды, вызванные совпадением частоты колебаний топлива в топливных магистралях и собственных колебаний корпуса ступени S-IC.

Для устранения резонанса разнесением частот было решено вводить газообразный гелий с расходом 0,005 кг/сек в трубопроводы подачи жидкого кислорода, а на пульте управления экипажа установить индикатор продольных колебаний, чтобы экипаж мог принять решения об аварийном прекращении полета, если колебания превысят предельно допустимую величину.

Преждевременное выключение ЖРД J-2 № 2 ступени S-II произошло вследствие разрушения гибкого шланга подачи жидкого водорода во вспомогательное воспламенительное устройство. Чтобы избежать аварий из-за подобных отказов, шланги были заменены усиленными на ступенях S-II и S-IVB. Преждевременное выключение ЖРД J-2 № 3 ступени S-II произошло вследствие ошибок монтажа бортовой кабельной сети, в результате при аварии на ЖРД № 2 ошибочно был подан сигнал на выключение ЖРД № 3. Для устранения ошибок монтажа введены более продуманная маркировка и строгий контроль.

Считается, что причиной отказа ЖРД J-2 ступени S-IVB также было разрушение гибкого шланга подачи жидкого водорода во вспомогательное воспламенительное устройство. На снимках, произведенных бортовыми кинокамерами, было обнаружено частичное разрушение переходника, защищающего лунный корабль, но при этом макет лунного корабля поврежден не был. Считается, что разрушение явилось следствием продольно-поперечных колебаний ракеты-носителя.

Несмотря на то, что ни одна из трех основных задач полета Apoll'o-6 не была выполнена (ракета-носитель не выдержала проверки готовности к пилотируемым полетам, не удалось проверить качество радиосвязи с S-IVB на расстоянии 500 000 км, скорость входа в атмосферу командного отсека была меньше скорости входа при возвращении с Луны), руководство Центра пилотируемых полетов NASA считало полет Apollo-6 успешным. ЖРД служебного отсека проработал дольше расчетного времени и продемонстрировал способность вывода корабля Apollo на траекторию полета к Луне и возвращения на Землю; проверено обугливание теплоизолирующего экрана при входе в атмосферу Земли и оказалось, что оно было примерно такое же, как и в полете Apollo-4; новый люк и его герметизация успешно прошли испытания; осмотр командного отсека не обнаружил повреждений конструкции; система регулирования атмосферы в кабине экипажа и парашютная система посадки командного отсека работали нормально.

Программой дальнейших космически летных испытаний предусматривалось проведение запуска ракеты-носителя Saturn V и корабля Apollo в полной компановке с лунным кораблем, но без пилотов и запуск ракетой-носителем Saturn IB одного лунного корабля без пилотов с целью доводки двигательных установок. Но из-за ограничений ассигнований NASA по предложению Вернера фон Брауна было решено отказаться от дальнейших беспилотных полетов и перейти к пилотируемым полетам. [1—5, 10].

4.2. Космические летные испытания пилотируемых кораблей Apollo-7, 8, 9, 10

Apollo-7

11 октября 1968 г. в 15 ч 02 мин 45 сек по Гринвичу был произведен запуск на орбиту ИСЗ ракетой-носителем Saturn IB основного блока корабля Apollo весом 18 777 кг с экипажем в составе Уолтер Ширра, Дойн Эйзел и Уолтер Каннингхем. Это был первый полет пилотируемого корабля Apollo. При подготовке к аналогичному запуску во время наземных испытаний 27 января 1967 г. погибли астронавты В. Гриссом, Е. Уайт и Р. Чеффи из-за пожара, возникшего вследствие короткого замыкания в командном отсеке.

Программой квалификационных летных испытаний основного блока корабля Apollo предусматривалось: слежение за ступенью S-IVB с помощью оптических средств, сближение, встреча и имитация стыковки с нею, испытание блока инерциальных измерений, проведение навигационных расчетов по земным ориентирам и звездам, проверка работы двигательных установок, оценка точности приборов, измеряющих количество топлива в баках, исследование влияния плескания топлива в баках при маневрировании корабля, оценка характеристик рукояток управления, проверка работы системы жизнеобеспечения, оценка раскрытия панелей верхнего переходника ступени S-IVB, визуальное определение линии горизонта перед сходом с орбиты, проверка теплозащитного экрана при входе в атмосферу.

Помимо этого предусматривалась проверка работы сети наземной радиосвязи и слежения, прием и обработка информации систем телеметрии.

Особое внимание уделялось оценке усовершенствований конструкций командного отсека, сделанных после гибели трех астронавтов.

Первоначально в герметической кабине экипажа предполагалось использовать атмосферу из чистого кислорода. После пожара было решено в период предстартовых испытаний заполнять кабину смесью из кислорода (60%) и азота (40%), В полете газовая смесь из кабины постепенно стравливается и заменяется чистым кислородом. До модификации на открытие выходного люка из командного отсека требовалось 90 сек, после модификации люк стал открываться за 10 сек.

Расчетная продолжительность полета Apollo-7 11 сут.

Вывод Apollo-7 на орбиту ИСЗ

В 15 ч 02 мин 42 сек, по Гринвичу была подана команда «пуск» и через 3 сек ракета оторвалась от стартового стола. Точка максимального скоростного напора была пройдена на 78-й сек на высоте 13 км при скорости полета 742 м/сек. Восемь ЖРД ступени S-IB проработали 2 мин 25 сек и при скорости 1450 м/сек на высоте 62 км первая ступень отделилась. Система аварийного спасения была сброшена через 2 мин 44 сек после старта. ЖРД J-2 ступени S-IVB был включен в расчетное время и выключен через 10 мин 24,5 сек после старта и ступень S-IVB вместе с кораблем Apollo вышла на орбиту ИСЗ с высотой в апогее 284 км, высотой в перигее 226 км, периодом обращения 89,7 мин и наклоном к экватору 31,64°.

Выполнение программы полета

Программа полета была составлена так, что наиболее важные эксперименты выполнялись в начальный период. Астронавты работали очень напряженно, на отдых и сон оставалось не более 5 ч в сутки. Только во второй половине полета, когда были обнаружены признаки утомления астронавтов, работа проводилась по 16 ч в сутки и по 8 ч отводилось на отдых и сон.

Для отделения основного блока от ступени S-IVB были включены ЖРД РСУ служебного отсека, основной блок отошел от S-VIB со скоростью 0,3 м/сек на расстояние 15 м. Затем с помощью ручного управления У. Ширра начал маневрирование, развернул корабль по тангажу на 180° и по крену на 60°, в результате чего экипаж смог наблюдать и фотографировать ступень S-IVB. У. Ширра выполнил сближение со ступенью до расстояния 1,2…1,5 м. Осмотр показал, что 3 створки переходника раскрылись нормально, а четвертая только на 30°.

12 октября, когда ступень S-IVB находилась на расстоянии 130 км от основного блока астронавты начали операцию по встрече и сближению со ступенью. Корабль был развернут по тангажу на 70° и в To +26 ч 34 мин был включен ЖРД служебного отсека на 10 сек, приращение скорости составило 61 м/сек. Apollo-7 перешел на орбиту с высотой в апогее 63 км и высотой в перигее 230 км и стал двигаться с меньшей орбитальной скоростью, чем ступень S-VIB. В To +28 ч 01 мин был вторично включен ЖРД служебного отсека на 8 сек, начался заключительный этап сближения и корабль подошел к ступени S-IVB на 21 м. Ступень беспорядочно кувыркалась, поэтому дальнейшее сближение было прекращено. Затем с помощью ЖРД РСУ корабль был переведен на орбиту высотой в апогее 300 км и в перигее 232 км.

Оптическими приборами велось наблюдение за звездами в дневное время с целью оценки навигационных возможностей при полете к Луне. Астронавты пришли к выводу, что наблюдение звезд в дневное время возможно сразу после восхода Солнца и перед закатом.

Для определения способности астронавтов правильно отыскивать указанные им земные ориентиры ими велось фотографирование отдельных заданных участков поверхности Земли.

Радиолокационным приемоответчиком с борта корабля была установлена связь с радиолокатором для лунного корабля, установленным на полигоне Уайт Сэнд (шт. Нью Мексико).

14 октября произошел 5-минутный отказ в подаче переменного тока из-за отказа преобразователей. Так как точная причина не была известна, корабль был переведен на орбиту с высотой в апогее 287 км и в перигее 162 км. Велись визуальные наблюдения специально выложенных на Земле знаков с целью оценки способности астронавтов за 6 мин опознать заданный им ориентир.

Как оказалось, опознавать заданные наземные ориентиры трудно вследствие высокой скорости полета корабля. Однако опознавание лунных ориентиров с орбиты ИСЛ не представляет больших трудностей, так как орбитальная скорость в этом случае существенно меньше.

Проверялась система регулирования температуры и давления в кабине. Астронавты замерили количество топлива, расходуемого на поддержание заданной угловой скорости корабля (такой маневр необходим на траектории полета к Луне, чтобы весь корпус корабля под действием солнечных лучей нагревался равномерно). Двигательная установка служебного отсека испытывалась на длительных и кратковременных режимах. Самым продолжительным было пятое включение, корабль получил приращение скорости 502 м/сек и перешел на орбиту с высотой в апогее 450 км и в перигее 165 км; самым коротким включением было шестое – ЖРД проработал 0,4 сек. корабль получил приращение скорости 5,8 м/сек. Такие короткие импульсы исследовались, так как они необходимы для коррекции траектории полета к Луне.

21 октября после очередной телевизионной передачи с борта корабля экипаж просил Центр управления полетом прекратить полет, так как они сильно устали. Центр управления был против немедленной посадки и сообщил, что посадка состоится, как запланировано, 22 октября.

При подготовке к возвращению на Землю снова возникла дискуссия между экипажем и Центром управления полетом. Астронавты просили разрешения не одевать гермошлемов в период входа в атмосферу, они считали, что зажав пальцами нос и надувшись смогут избежать болезненных ощущений в ушах при резком изменении давления на барабанные перепонки. Центр управления вначале отказал в просьбе астронавтов, но в конце концов им было разрешено снять гермошлемы.

22 октября в 6 ч 43 мин по Гринвичу астронавты надели скафандры, привязались к креслам, проверили исправность пиротехнических болтов отделения служебного отсека. В 10 ч 43 мин (T0 +259 ч 39 мин) на 1,2 сек был включен ЖРД служебного отсека; Apollo-7 в это время находился на высоте 290 км над Тихим океаном в 500 км восточное Гавайских о-вов. Скорость уменьшилась на 10 м/сек и корабль перешел на траекторию снижения. Через 90 сек после схода с орбиты от корабля отделился служебный отсек. У. Ширра развернул командный отсек на угол рыскания 45°, чтобы избежать случайного столкновения со служебным отсеком, а затем осуществил обратный поворот. В 10 ч 53 мин командный отсек прошел над Мексикой на высоте 185 км, над Нью-Орлеаном на высоте 122 км вошел в атмосферу Земли. В 11 ч 03 мин была зарегистрирована максимальная перегрузка, равная трем. За 2 мин до раскрытия тормозных парашютов автоматическая система управления развернула командный отсек на заданную ориентацию.

После сброса переднего теплозащитного конуса на высоте 7 км открылись 2 тормозных парашюта, уменьшивших скорость снижения с 13,5 до 7,8 м/сек.

В 11 ч 07 мин тормозные парашюты были сброшены и через 2 мин на высоте 3000 м раскрылись 3 главных парашюта.

В 11 ч 11 мин 49 сек командный отсек опустился в Атлантический океан в 460 км южнее Бермудских о-вов.

После тщательного анализа полета Apollo-7 и существенных усовершенствований конструкции ракеты-носителя руководство NASA приняло решение послать пилотируемый корабль Apollo в облет Луны.

В конструкцию ракеты-носителя Saturn V в связи с дефектами, обнаруженными в полете Apollo-6, были внесены существенные изменения.

Установлена новая гелиевая предклапанная антикавитационная система с аккумуляторами гелия для предотвращения продольных колебаний типа Pogo ступени S-IC.

Изменена программа работы двигательной установки ступени S-IC, центральный ЖРД F-1 должен включаться раньше, через 126 сек после взлета. Некоторые изменения сделаны в приборном отсеке, дающие новые возможности отклонения периферийных ЖРД для снижения нагрузок на ракету в случае отказа одного из ЖРД F-1.

На ступени S-II усилены трубопроводы подачи жидкого водорода, гибкий трубопровод горючего к вспомогательной системе зажигания J-2 заменен жестким трубопроводом на ступенях S-II и S-IVB. Тяга ЖРД J-2 ступени S-II увеличена до 103,7 т, состав смеси при запуске 5:1 и суммарная тяга двигательной установки 518,5 г. Затем состав смеси устанавливается 5,5 : 1 для первой половины интервала работы ЖРД. Для второй половины интервала с целью уменьшения перегрузки устанавливается состав смеси 4,5: 1.

Apollo-8

21 декабря 1968 г. в 12 ч 45 мин по Гринвичу был запущен к Луне ракетой-носителем Saturn V корабль Apollo-8 с экипажем в составе Ф. Борман, Д. Ловелл и У. Андерс.

На корабле Apollo-8 был совершен первый пилотируемый облет Луны.

Полет преследовал цели комплексной проверки работоспособности ракеты-носителя Saturn V, командного и служебного отсеков корабля Apollo, деятельности экипажа в полете на Луну и наземных служб обеспечения полета.

Одновременно полет должен был продемонстрировать номинальные характеристики ракеты-носителя Saturn V при выводе полезной нагрузки весом 130 т на орбиту ИСЗ, осуществление навигации и управления кораблем в Дальнем космосе, на орбите ИСЛ и радиосвязи с Землей и показать работоспособность системы пассивного терморегулирования корабля.

Фотографирование с орбиты ИСЛ выбранных на Луне мест посадки лунного корабля было одной из главных целей полета.

Полная продолжительность полета по программе, включавшей 10 оборотов по орбите ИСЛ, составляла 147 ч.

Начальный вес Saturn V Apollo-8 2860 т.

Полет Apollo-8 осуществлялся по принципу «шаг—за—шагом» (step—by—step); сущность его состоит в том, что вес полет разбивается на этапы, в точках перехода от предыдущего к последующему этапу перед осуществлением главных маневров Центр управления полетом принимает согласованное с экипажем важное решение «лететь дальше или не лететь», т. е. продолжать ли полет на Луну, возвращаться на Землю или изменить программу полета. Решение принимается на основании анализа работоспособности корабля и состояния экипажа.

Азимут, с которым должна стартовать ракета на Луну, зависит от даты и местного времени старта (рис. 42.1). Старт Saturn V Apollo-8 был осуществлен 21 декабря при первой возможности, как только открылось стартовое окно, в 7 ч 51 мин по местному времени с азимутом 72°.

Рис. 42-1. Стартовое окно для полета Saturn V Apollo-8 в декабре 1968 г.

Номинальная программа полета

Полет Apollo-8 к Луне проходил с весьма незначительными отклонениями от номинальной программы.

Старт

Центральный ЖРД F-1 ступени S-IC выключился через To +2 мин 5,9 сек, 4 периферийных двигателя выключились в To +2 мин 33,8 сек. Запуск ЖРД J-2 ступени S-II произошел на 1,4 сек позже, двигатели проработали 6 мин 9 сек. В конце работы двигательной установки наблюдались продольные колебания ступени, но в допустимых пределах. Запуск ЖРД J-2 ступени S-IVB произошел в To +8 мин 45 сек (рис. 42.2).

Рис. 42.2. Номинальная траектория вывода корабля Apollo-8 на орбиту ожидания.

Орбита ожидания

Apollo-8 вышел на орбиту ожидания, близкую к расчетной, с высотой над поверхностью Земли 190 км и углом наклона к плоскости экватора 32,5° (рис. 42.3). В течение первого оборота вокруг Земли сохранялась постоянная ориентация корабля вдоль местной горизонтали. Экипаж провел проверку всех систем корабля.

Вывод на траекторию полета к Луне

На втором витке вторично был запущен ЖРД J-2 ступени S-IVB, когда корабль находился в тени; в середине активного участка корабль вышел из тени, ЖРД выключился, когда скорость достигла 10,9 км/сек и корабль вышел на траекторию полета к Луне.

Полет к Луне

С момента выхода на траекторию пассивного полета к Луне до перехода корабля Apollo-8 на орбиту ИСЛ полет длился 66 ч 11 мин.

Через 20 мин после выхода на траекторию пассивного полета основной блок отделился от ступени S-VIB. Спустя 1 ч 30 мин после разделения произведен слив через камеру ЖРД J-2 остатков жидкого кислорода, ступень S-IVB получила дополнительную скорость ~27,5 м/сек, отклонилась от номинальной траектории полета корабля Apollo-8 и пройдя мимо задней кромки диска Луны вышла на орбиту вокруг Солнца.

Из запланированных четырех коррекций траектории перелета к Луне потребовалось сделать лишь одну 21 декабря в момент времени To +11 ч (рис. 42.4).

Выход на траекторию искусственного спутника Луны

Первый запуск ЖРД служебного отсека для вывода корабля Apollo-8 на траекторию ИСЛ был произведен в To +69 ч 8 мин, скорость полета уменьшилась на 912 м/сек и корабль вышел на эллиптическую орбиту 111х312 км Второй запуск ЖРД в To +73 ч 30 мин 53 сек перевел корабль на близкую к круговой орбиту с высотой 112 км и наклоном к экватору Луны 12°.

Рис. 42.3. Проекция орбиты ожидания на поверхность Земли: 1 – выход на орбиту ожидания; 2 – начало активного участка; 3 – выход на траекторию полета к Луне Рис. 42.4. Проекция на поверхность Земли траектории полета к Луне корабля Apollo-8: 3 – начало тректории полета к Луне; 4 – затмение корабля Apollo-8 Луной

10 оборотов вокруг Луны

Во время движения корабля Apollo-8 по орбите ИСЛ одной из главных задач экипажа было наблюдение за ориентирами на поверхности Луны, изучение мест, выбранных для посадки лунного корабля, их фотографирование, стереосъемка Луны от терминатора до терминатора, фотографирование звездного неба при различных условиях освещенности лунной поверхности, освещенной Землей и Зодикальным светом.

Последние 2 оборота вокруг Луны экипаж готовился к переходу с орбиты ИСЛ на траекторию возвращения к Земле.

В процессе полета корабля вокруг Луны наблюдались резко выраженные не прогнозируемые вариации орбиты. Расстояние в апоселении увеличивалось от витка к витку. Эти вариации подтвердили наличие на Луне «масконов» – концентрации масс в районах лунных морей.

Выход на траекторию возвращения к Земле

После 10 оборотов вокруг Луны, 25 декабря в момент времени To +89 ч 15 мин 07 сек, когда Apollo-8 находился за Луной, был включен ЖРД служебного отсека, скорость была увеличена на 1,073 км/сек и корабль вышел на траекторию возвращения к Земле с таким расчетом, чтобы войти в атмосферу Земли на высоте 120 км.

Возвращение к Земле

Полет по траектории возвращения к Земле длился 80 ч 44 мин 18 сек и была произведена лишь одна коррекция 25 декабря в момент времени To +104 ч.

На траектории полета к Земле экипаж производил навигационные расчеты по звездам, Луне, земным ориентирам, проводил испытание радиосвязи с Землей и контрольные испытания системы пассивного терморегулирования корабля (рис. 42.5).

Вход в атмосферу и посадка

За 15 мин до входа в атмосферу на высоте 120 км с помощью пиротехнических средств был сброшен служебный отсек. Вход в атмосферу начался в момент времени To +171 ч 05 мин 32 сек со скоростью 11,006 км/сек.

Автоматическая система управления командным отсеком при снижении в атмосфере поддерживала номинальную траекторию.(рис. 42.6).

Посадка произошла в Тихом океане, в точке с координатами 4°55' с. ш. и 165°00' з. д.

Рис. 42.5. Проекция на поверхности Земли траектории возвращения с Луны корабля Apollo-8: 5 – выход корабля Apollo-8 из-за диска Луны; 6 – выход в атмосферу Земли; 7 – посадка командного отсека в Тихом океане

Рис. 42.6. Траектория входа в атмосферу и посадки командного отсека Apollo-8. На траектории сделаны отметки через 1/2 мин.

Apollo-9

3 марта 1969 г. в 16 ч по Гринвичу стартовала ракета-носитель Saturn V и корабль Apollo-9 с экипажем в составе Джеймс Макдивитт (командир корабля), Дэвид Скотт (пилот командного отсека), Рассел Швейкарт (пилот лунного корабля).

Цель полета – вывод на орбиту ИСЗ полезной нагрузки 135 т, комплексные испытания корабля Apollo на орбите ИСЗ, летные испытания лунного корабля, отработка встречи и стыковки лунного корабля с командным отсеком на орбите ИСЗ.

Программа полета предусматривала квалификационные испытания всех систем лунного корабля на орбите ИСЗ; маневрирование и перестроение отсеков корабля Apollo; отработку навигации и управления при встрече и стыковке лунного корабля с основным блоком; испытания радиолокатора встречи лунного корабля на расстоянии 175 км от основного блока; тренировка экипажа по управлению лунным кораблем в автономном полете, переход Р. Швейкарта из лунного корабля в кабину экипажа и обратно через открытый космос; испытания в открытом космосе скафандра и системы жизнеобеспечения, предназначенных для выхода на поверхность Луны; испытания маршевого ЖРД служебного отсека, оценка способности ЦАП демпфировать колебания Apollo при работе ЖРД служебного отсека; испытания ЖРД лунного корабля.

Общая расчетная продолжительность полета 9 сут 22 ч 44 мин.

Основные весовые характеристики корабля Apollo-9 (кг)

Стартовый вес космической системы Saturn V Apollo-9 (2950 г) был больше на 118 т, чем в предыдущем полете Apollo-8. Первая ступень S-IC пустая была легче на 4080 кги имела новую антикавитационную систему. Вторая ступень S-II была тяжелее номинального веса на 15 400 кг и имела форсированные ЖРД J-2S, развивавшие тягу по 104,6 г.

Старт и вывод на орбиту ИСЗ

ЖРД первой ступени имели суммарную тягу у Земли 3510 т и на высоте 60 км 4170 т, проработали 2 мин 30 сек;в момент отделения первой ступени ракета находилась на высоте 67,14 км на расстоянии 93,1 км от м. Кеннеди и имела скорость 2774 м/сек. ЖРД второй ступени суммарной тягой 523 т проработали 6 мин 11 сек, высота увеличилась до 191,1 км, дальность 1550 км и скорость полета возросла до 7027,2 м/сек.

ЖРД третьей ступени проработал 112 сек и корабль Apollo-9 через 10 мин 59 сек после старта вышел на орбиту с высотой в апогее 193 км и в перигее 190 км, периодом обращения 88,19 мин и наклоном к экватору 32,58°.

Выполнение программы полета

После выхода на орбиту ИСЗ при проверке систем корабля был обнаружен ряд неисправностей: бортовая ЭЦВМ неправильно определяла параметры орбиты; плохо действовала радиосвязь; индикатор давления в баллоне с гелием системы подачи топлива в маршевый ЖРД служебного отсека показывал нулевое давление, но в Центре управления полетом установили, что давление в баке нормальное.

На втором витке экипаж начал перестроение отсеков Apollo. В момент времени To +1 ч 43 мин (Т0 – время старта) основной блок отделился со скоростью 0,3 м/сек и отошел от ступени S-IVB на 15 м. Д. Макдивитт повернул основной блок вокруг центра масс на 180°, осмотрел ступень S-IVB и убедившись, что створки переходника отделились, начал сближение со скоростью 0,22 м/сек. После стыковки с лунным кораблем корабль Apollo отделился от ступени S-IVB с помощью пружинных толкателей, и включением ЖРД РСУ на 3 сек Apollo был отведен от ступени S-IVB.

Затем ступень S-IVB двумя последовательными включениями ЖРД J-2 на 62 и 241 сек вначале перешла на эллиптическую орбиту ИСЗ 200/300 км, а потом вышла на орбиту вокруг Солнца.

В To +5 ч 59 мин, когда корабль был над Гавайскими о-вами, маршевый ЖРД служебного отсека проработал 5 сек, сообщил приращение скорости 10,6 м/сек и перевел корабль на орбиту 200,3/231,4 км.

4 марта проводились основные эксперименты и исследования. Включение маршевого ЖРД служебного отсека было произведено в To +22 ч 12 мин на 1 мин 05 сек.

С целью проверки прочности стыковочного узла корабля Apollo и способности ЦАП демпфировать колебания они возбуждались отклонениями работающего ЖРД на 0,2° в разных направлениях. ЖРД возбуждал плавную раскачку с малой угловой скоростью по тангажу 0,1 град/сек; ЦАП демпфировал колебания менее, чем за 5 сек. Колебаний по углу рыскания не наблюдалось, не наблюдалось и изгибных колебаний основного блока и лунного корабля относительно стыковочного узла. В процессе 'этого эксперимента корабль перешел на орбиту 199,2/350,8 км. В To +25 ч 17 мин было произведено второе включение ЖРД служебного отсека на 4 мин. 22 сек, скорость увеличилась на 784,1 м/сек и корабль перешел на орбиту 202,4/ /502,8 км,плоскость которой наклонена на 10° в восточном направлении; расход топлива составил 8460 кг.

В процессе работы ЖРД Д. Макдивитт с помощью ручного управления изменял направление вектора тяги и, по его заключению, на режиме ручного управления в дополнение к слабым колебаниям по тангажу и рысканию ощущались колебания и по крену.

Третье включение маршевого ЖРД служебного отсека на 28,2 сек было произведено в To +28 ч 24 мин; приращение скорости, направленное на восток, составило 91,7 м/сек, плоскость орбиты сместилась на 1°, а ее параметры стали 202/502,5 км.Этот маневр был рассчитан на Земле и точно реализован экипажем.

После проверки бортовых систем лунного корабля и телевизионной передачи с борта в To +45 ч 42 мин Д. Макдивитт выпустил посадочное шасси лунного корабля. В To +49 ч. 42 мин был включен ЖРД посадочной ступени на 367 секвектор тяги был направлен под углом к плоскости орбиты, приращение скорости составило 523 м/сек. Д. Макдивитг вручную дросселировал ЖРД и проверял способность ЦАП демпфировать колебания, новые параметры орбиты 209,5/483 км.

Пробыв в лунном корабле 9 ч и закончив эксперименты, астронавты вернулись в командный отсек.

В момент времени To +54 ч 24 мин было произведено пятое включение маршевого ЖРД служебного отсека на 43,2 сек; изменение скорости составило 175,5 м/сек и корабль перешел на орбиту 228/238,8 км.

6 марта Р. Швейкарт должен был выполнить эксперимент по переходу через открытый космос из луного корабля в командный отсек и обратно. Эксперимент предназначался для проверки возможности аварийного возвращения в командный отсек после взлета с Луны, если не удастся состыковать лунный корабль и основной блок или после стыковки не удастся открыть внутренний люк в туннеле перехода. Кроме этого, необходимо было испытать автономную систему жизнеобеспечения в открытом космосе. Весь эксперимент был рассчитан на 2 ч. По настойчивой просьбе командира корабля руководители полета заменили этот эксперимент испытанием скафандра в открытом космосе по сокращенной программе.

В момент времени To +73 ч 20 мин все три астронавта были одеты в скафандры с автономной системой жизнеобеспечения, Д. Скотт оставался в командном отсеке, а Д. Макдивитт и Р. Швейкарт были в лунном корабле. Командный отсек и лунный корабль разгерметизировали, Р. Швейкарт открыл передний люк лунного корабля, вышел на площадку и в течение 37 мин вел наблюдения, фотографирование и телепередачу.

Одновременно Д. Скотт через открытый люк командного отсека вел съемку Земли и Р. Швейкарта на фоне Земли. Окончив эксперимент, Д. Макдивитт и Р. Швейкарт вернулись в командный отсек.

7 марта был произведен самый ответственный эксперимент программы Apollo-9. Было осуществлено отделение лунного корабля от основного блока, лунный корабль с двумя астронавтами осуществил самостоятельный полет, была сброшена посадочная ступень, а взлетная ступень, управляемая астронавтами с помощью автономной системы управления и навигации, осуществила встречу и стыковку с основным блоком.

Порядок операций был следующим.

1. В To +92 ч 39 мин на исходной орбите корабля Apollo (232/239 км) произведена расстыковка лунного корабля и основного блока; ЖРД РСУ включились на 10,9 сек, приращение скорости составило 1,53 м/сек.

2. В To +93 ч 47 мин 34 сек включился ЖРД посадочной ступени лунного корабля на 24,9 сек, приращение скорости составило 27,7 м/сек,корабль вышел на фазирующую орбиту с параметрами 220/252 км.

3. В То +95 ч 39 мин 07 сек в апогее орбиты был включен ЖРД посадочной ступени лунного корабля на 24 сек (приращение скорости 24,8 м/сек), обеспечивший выход лунного корабля на орбиту, близкую к круговой (262,4/267 км); лунный корабль отстает от основного блока, двигаясь по орбите с большим периодом.

4. В To +96 ч 16 мин 04 сек произведено отделение взлетной ступени лунного корабля.

5. В To +96 ч 22 мин (первый маневр сближения) включен ЖРД РСУ взлетной ступени на 31 сек, торможение скорости 12,2 м/сек, переход на орбиту 209/255 км. В перигее орбиты взлетная ступень ниже основного блока на 18,5 км и догоняет основной блок.

6. В To +96 ч 58 мин 14 сек был включен ЖРД взлетной ступени на 3,1 сек, приращение скорости составило 11,6 м/сек.По данным радиолокатора встречи расстояние до основного блока было 139 км, а скорость сближения 32,6 м/сек;Д. Скотт секстантом определил расстояние в 124 км и сближение со скоростью 34,2 м/сек. В результате этого маневра взлетная ступень перешла на почти круговую орбиту (220,5/224 км).

7. В To +97 ч 57 мин 45 сек, постепенно сближаясь с основным блоком, взлетная ступень оказалась на 18,5 км ниже и в 37 км позади основного блока; на 18 сек были включены ЖРД РСУ и вектор тяги был направлен по линии визирования основного блока, в результате чего приращение скоростисоставило 6,8 м/сек.

8. В To +98 ч 27 мин с помощью ЖРД РСУ было произведено торможение взлетной ступени и уравнивание ее скорости со скоростью основного блока.

На расстоянии 1800 м от основного блока Д. Макдивитт развернул взлетную ступень по тангажу на 180°. Взлетная ступень и основной блок медленно сближались в течение 35 мин до расстояния 30 м, Макдивитт затормозил взлетную ступень и перевел ее на режим автоматического разворота по тангажу со скоростью 2 град/сек. После визуального осмотра взлетной ступени Д. Скотт, вручную управляя основным блоком, осуществил причаливание и стыковку со взлетной ступенью лунного корабля в To +98 ч 59 мин 38 сек.

Таким образом, лунный корабль находился в самостоятельном полете 6 ч 20,5 мин.

После стыковки Д. Макдивитт и Р. Швейкарт вернулись в командный отсек. Взлетная ступень с помощью пиротолкателей была отделена от основного блока; Д. Скотт отвел основной блок от взлетной ступени на 900 м. В To +101 ч 52 мин 44 сек по команде с Земли был включен ЖРД взлетной ступени на 5 мин 42 сек до полного израсходования топлива, при, этом имитировался взлет с Луны; приращение скорости составило 2265 м/сек, ступень вышла на орбиту 240/6954 км с периодом существования на орбите около 19 лет.

После завершения трудной и важной программы астронавтам был предоставлен длительный отдых.

В дальнейшем программа экспериментов в полете Apollo-9 была менее напряженной; экипаж продолжил испытания бортового оборудования основного блока и проверку функционирования ряда систем командного отсека, осуществлял слежение за пятью указанными ориентирами на территории США и в Южной Америке, проводил навигационные эксперименты, фотографировал участки земной поверхности.

По программе командный отсек должен был произвести посадку в Атлантическом океане на 370 кмюго-западнее Бермудских о-вов, но поскольку погодные условия в этом районе были неблагоприятными, руководители полетом приняли решение посадить корабль в 1000 км юго-восточнее м. Кеннеди.

Вследствие изменения района посадки Apollo-9 должен был совершить один дополнительный виток.

13 марта в конце 138-го витка – командный отсек Apollo-9-совершил посадку в Атлантическом океане в 545 км севернее-Пуэрто-Рико и в 290 км восточнее Багамских о-вов. Полная продолжительность полета Apollo-9 составила 241 ч 0 мин53 сек.

Руководство NASA оценило полет Apollo-9 вполне успешным. Испытание оборудования систем корабля Apollo показало его готовность к выполнению операций по полной программе с посадкой на поверхности Луны; впервые успешно осуществлена на орбите встреча и стыковка лунного корабля и основного блока; успешно прошел испытания скафандр с ранцевой автономной системой жизнеобепечения; ЦАП успешно демпфировал колебания корабля при работе маршевого ЖРД.

Apollo-10

18 мая 1969 г. в 16 ч 49 мин по Гринвичу стартовала ракета-носитель Saturn V и корабль Apollo-10 с экипажем в составе Томас Стаффорд (командир корабля), Джон Янг (пилот командного отсека) и Юджин Сернан (пилот лунного корабля).

Полет Apollo-10 являлся генеральной репетицией перед полетом Apollo-11 с посадкой на Луну.

Программа предусматривала выполнение всех операций и маневров, которые предстояло выполнить кораблю Apollo-11, за исключением этапа торможения и посадки на Луну и взлета с Луны.

Основные задачи полета Apollo-10.

1. Испытание лунного корабля на орбите ИСЛ с проведением всех маневров, необходимых для посадки на Луну и снижения до высоты 15 км над поверхностью Луны; проверка управления лунным кораблем основной и аварийной системами навигации и управления.

2. Испытания радиолокатора встречи на орбите ИСЛ на дальности 565 км.

3. Испытание аварийного дальномера, установленного на основном блоке. Он используется для обеспечения встречи на орбите ИСЛ, если откажет ЖРД взлетной ступени, и активную роль в обеспечении встречи будет играть основной блок.

4. Испытания посадочного радиолокатора в течение 800 сек, когда лунный корабль будет дважды проходить над местом посадки № 2.

5. Осмотр и фотографирование с высоты 111 км из командного отсека и с высоты 15 км из лунного корабля места посадки № 2 с координатами 0°43'56" с. ш. и 23°33'51" в. д., выбранного в качестве основного для посадки Apollo-11. Важной задачей экипажа являлось изучение ориентиров на подходе к месту посадки. Изучение и фотографирование запасного места посадки № 3.

6. Навигация на орбите ИСЛ и изучение влияния на траекторию аномалий гравитационного поля Луны. По опыту полета Apollo-8 ошибки прогнозирования на борту параметров траектории настолько велики, что было принято решение орбиту ИСЛ Apollo-10 наклонить на 1,2°, сделав ее аналогичной орбите Apollo-11 и с помощью наземной сети слежения за Apollo-10 уточнить влияние аномалий гравитационного поля, чтобы можно было внести соответствующие коррективы при полете Apollo-11.

Общая продолжительность полета по программе 192 ч 05 мин.

Номинальная программа вывода корабля Apollo-10 на орбиту ожидания дана в табл. 19. Полет корабля Apollo-10 на Луну и возвращение на Землю представлены в табл. 20.

Старт

Ракета-носитель Saturn V с кораблем Apollo-10 стартовала в расчетный момент времени 18 мая 1969 г. в 16 ч 49 мин по Гринвичу с азимутом 72°. На геоцентрическую орбиту ожидания высотой в апогее 190 км, высотой в перигее 185 км и наклоном к экватору 32,5° S-IVB и Apollo вышли на 0,3 сек позже расчетного времени.

На участке выведения во время работы ЖРД J-2 ступени S-IVB наблюдались колебания с частотой 17…19 гц и амплитудой, достигавшей ±0,25 g; колебания начались в To +624 сек. Наложение ВЧ-колебаний на низкочастотные наблюдались и во время работы ЖРД J-2 на этапе вывода на траекторию полета к Луне.

Таблица 19

Последующий анализ телеметрической информации показал, что через 4 мин 31 сек после включения ЖРД J-2 ступени S-IVB и до конца работы имели место колебания с частотой 15…16 гц и амплитудой ±0,1 g, было высказано предположение, что амплитуда колебаний могла быть усилена креслами космонавтов в 2 раза.

Выход на траекторию полета к Луне

Через полтора оборота по орбите ожидания вторично был запущен ЖРД J-2 ступени S-IVB, скорость возросла до 10 873,55 м/ceh. и в 19 ч 23 мин по Гринвичу (T0 +2 ч 33 мин 26 сек) над Австралией Apollo-10 вышел на траекторию полета к Луне (рис 42.7).

Это траектория свободного возвращения; после 149 ч 49 мин полета по ней корабль может произвести посадку в океане в точке с координатами 24,9° ю. ш , 84,3° в. д.

Перестроение корабля Apollo-10

Через 25 мин после выхода на траекторию полета к Луне, на расстоянии 3000 км от Земли Д Янг управляя основным блоком, произвел перестроение и стыковку основного блока с лунным кораблем. После стыковки переходной туннель был заполнен кислородом из расходного бака командного отсека. Во время этой операции струя кислорода разрушила облицовку теплозащитной стекловаты. Частички стекловаты разлетелись, проникли в командный отсек и лунный корабль и доставили астронавтам много неприятностей.

Рис. 42.7 Схема полета корабля Apollo-10

Рис. 42.8 Перестроение отсеков корабля Apollo-10 на траектории полета к Луне (НПкЛ – начало полета к Луне)

Корабль Apollo-10 отделился от S-IVB со скоростью 0,3 м/сек, сообщенной четырьмя пружинами, установленными в точках крепления лунного корабля к переходнику (рис. 42.8).

После слива остатков жидкого топлива через камеру ЖРД J-2 ступень S-IVB получила приращение скорости около 38 м/сек, отошла от Apollo-10, и в момент времени To +78 ч 50 мин, пройдя мимо задней кромки лунного диска на расстоянии 3150 км, вышла на орбиту вокруг Солнца.

Пассивная траектория перелета к Луне

Вывод на траекторию перелета к Луне оказался настолько точным, что вместо четырех запланированных коррекций была сделана лишь одна. В момент времени To +26 ч 32 мин 56 сек, когда корабль находился на расстоянии около 200 000 км от Земли, был включен на 7 сек ЖРД служебного отсека и скорость увеличилась на 14,9 м/сек.

Движение по траектории свободного возвращения без коррекции обеспечивало облет Луны на минимальном расстоянии 536 км от ее поверхности; в результате коррекции высота в перицентре траектории облета уменьшилась до 112,5 км.Вектор корректирующего импульса был направлен под углом 6° к плоскости траектории полета и был обеспечен переход корабля на селеноцентрическую орбиту с заданным наклоном к экватору.

Однако отказ от выполнения трех коррекций привел к сдвигу всех операций на орбите ИСЛ на 10 мин позже расчетного времени, но это не оказало большого влияния на выполнение задачи полета.

Для стабилизации теплового режима при непрерывном освещении Солнцем корабль медленно вращался вокруг продольной оси.

Вывод на траекторию ИСЛ

21 мая в 20 ч 45 мин по Гринвичу (То +75 ч 56 мин), когда корабль находился за Луной, был включен ЖРД служебного отсека для выхода на орбиту ИСЛ. Двигатель проработал на 2 сек больше расчетного времени и уменьшение скорости было больше расчетного на 1,8 м/сек; вес корабля до включения ЖРД был 42 311 кг, после выключения 31 522 кг.ApolLo-10 перешел на начальную орбиту ИСЛ с высотой в апоселении 313 км и в периселении 109 км.

После двух витков по начальной орбите 22 мая в 1 ч11 мин, по Гринвичу, когда корабль находился за Луной, был вторично включен ЖРД на 14 сек, скорость уменьшилась на 42,2 м/сек и корабль был переведен на орбиту, близкую к круговой, с высотой в апоселении 113,8 км и в периселении 108,5 км. После этого включения ЖРД вес Apollo-10 стал 31 003 кг.

Маневрирование лунного корабля на орбите ИСЛ

Корабль Apollo-10 находился на орбите ИСЛ 61 ч 40 мин. лунный корабль спускался до высоты 14,8 км над поверхностью Луны, астронавты провели встречу и стыковку лунного корабля и основного блока, экипаж произвел обширные наблюдения ориентиров на поверхности Луны.

В ходе подготовки лунного корабля к самостоятельному полету возникли неисправности. Сразу же после перехода Т. Стаффорда и Ю. Сернана в кабину лунного корабля перед расстыковкой было необходимо стравить давление из переходного туннеля-шлюза, но клапан сброса давления не сработал (по-видимому он был забит частицами стекловаты, а резкий перепад давления при расстыковке мог привести к повреждению стыковочного узла). Поэтому, по рекомендации с Земли была разгерметизирована кабина лунного корабля и давление из шлюза стравливалось через кабину. Нарушение работы клапана затруднило проверку герметичности люков туннеля-шлюза, которая была проведена не по программе эксперимента, а путем разгерметизации кабины командного отсека и лунного корабля.

После обнаружилось, что в результате проверки работы РСУ лунного корабля произошло смещение стыковочного кольца командного отсека относительно приемного конуса лунного корабля на 3°. В результате этого из-за углового рассогласования ввод данных из системы управления командного отсека в основную и аварийную системы лунного корабля было решено произвести после расстыковки. Кроме того, были прекращены дальнейшие испытания РСУ чтобы не произошло смещения элементов стыковочного узла, превышающего предельную величину 6°.

22 мая в 19 ч 11 мин по Гринвичу (T0 +98 ч 22 мин) была произведена расстыковка основного блока и лунного корабля (рис. 42.9).

Дальше началось самостоятельное маневрирование лунного корабля. В 20 ч 35 мин по Гринвичу (T0 +99 ч 46 мин) астронавты включили ЖРД посадочной ступени лунного корабля, он проработал 15 сек на тяге, равной 10% максимальной, и 12,4 сек на тяге, равной 40% максимальной; торможение скорости соответствовало расчетному, а расход топлива соответствовал заданному с точностью до 0,1%; лунный корабль перешел на эллиптическую траекторию снижения с высотой в апоселении 113,2 км и высотой над поверхностью Луны в периселении 14,3 км. Угловое расстояние от точки периселения до места посадки № 2 составляло 15°. Д. Янг вел наблюдения за снижающимся кораблем до 23 км.

Рис. 42.9. Маневр расстыковки лунного корабля от основного блока Apollo-10

Вблизи периселения были проведены испытания посадочного радиолокатора; в течение 6 мин астронавты вели наблюдения и исследования места посадки № 2 и подходов к нему; лунный корабль двигался со скоростью 1650 м/сек (рис. 42.10, 42.11). Селеноцентрическая орбита лунного корабля оказалась сильно возмущенной аномалиями гравитационного поля Луны; применявшиеся модели гравитационного поля не давали точного описания аномалий, поэтому лунный корабль не прошел над местом посадки № 2, как планировалось, а отклонился в южном направлении на 6…8 км.

Последующий анализ показал, что возмущения орбиты были весьма существенными, каждый час полета наклон орбиты к экватору уменьшался на 0,01°. Впоследствии Т. Стаффорд рассказывал о своих наблюдениях места посадки № 2; он считал, что вокруг и на подходе к месту посадки поверхность Луны менее пересеченная, чем это представлялось на снимках АМС Lunar Orbiter, однако для посадки пригодно только 25…30% площади. Т. Стаффорд считал, что посадка возможна, если лунный корабль будет иметь достаточно топлива для горизонтального полета на небольшой высоте над поверхностью Луны с целью выбора под-ходящего места посадки, а также топлива для висения над выбранным местом для его оценки (рис. 42.11).

Рис. 42.10. Снижение лунного корабля Apollo-10 до высоты 15 км над поверхностью Луны.

Рис. 42.11. Пролет корабля Apollo-10 вблизи поверхности Луны, маневрирование места посадки для корабля Apollo-11:

(Tо – время пролета периселения; To -900 сек, – прием инструкций от центра управления; To -600 сек, проверка управляемой антенны при повороте корабля от положения лицом вниз до положения лицом вверх и поворот относительно оси тангажа до вертикального положения корабля; программа Р-16, 10-3; To -400 сек. проверка посадочного радиолокатора в положении 2, программа Р-16. 14-1: To -200 сек, тангаж 10° вниз; To +100 сек, осмотр поверхности Луны, программа Р-20, 86-4; To +200 сек, осмотр места посадки, фотографирование; конец испытаний радиолокатора, угол тангажа 90° вниз; To +600 сек, установка необходимой ориентации корабля перед запуском ЖРД: To +900 сек, запуск ЖРД и переход на траекторию фазирования. Скорость изменения угла тангажа 0,05 град/сек).

Через 15 мин после прохождения периселения был включен ЖРД посадочной ступени лунного корабля; он проработал 42 сек, vis них 26 сек на тяге, равной 10% максимальной, и 16 сек на максимальной тяге, в результате чего корабль перешел на фазирующую орбиту с высотой в апоселении 359 км и высотой в периселении 22 км (рис. 42.12).

Этот маневр перевел лунный корабль на «задерживающую» орбиту, основной блок начал перегонять лунный корабль и когда лунный корабль вторично проходил над местом посадки № 2, то он оказался в 50 км за основным блоком в положении, соответствующем имитации взлета с поверхности Луны после посадки.

Рис. 42.12. Маневр фазирования взлетной ступени лунного корабля Apollo-10

В To +102 ч 45 мин, когда лунный корбаль находился на высоте 22 км над местом посадки № 2, была сброшена посадочная ступень лунного корабля (вес лунного корабля перед разделением ступеней был равен 3863,7 кг). Ю. Сернан включил ЖРД РСУ и, увеличив скорость на 0,6 м/сек, отвел взлетную ступень на безопасное расстояние от посадочной. чтобы предотвратить их столкновение. Внезапно взлетную ступень начало бросать в разные стороны, поворачивать по крену на 180° и по тангажу на 233°. Т. Стаффорд взял управление, выключил автопилот и с помощью ручного управления стабилизировал взлетную ступень.

Приводилось несколько объяснений этого происшествия, но, по-видимому, наиболее вероятно то, что тумблер управления был ошибочно установлен ка автоматический поиск после проверки скоростного гироскопа, который давал неправильные показания о скорости разворота относительно оси рыскания.

После стабилизации взлетной ступени Т. Стаффорд начал осуществлять сближение и встречу с основным блоком по этапам.

В To +102 ч 55 мин 01 сек был включен взлетный ЖРД на 15 сек, скорость уменьшилась на 63,2 м/сек, взлетная ступень перешла на орбиту 86,4/20,2 км, оказалась ниже на 26,2 км и отставала от основного блока на 274 км(рис.42.13).

В To +103 ч 45 мин были включены ЖРД РСУ на 27,3 сек, топливо расходовалось из основных баков, скорость увеличилась на 13,82 м/сек и взлетная ступень перешла на орбиту 88,3/77,5 км.

Рис. 42.13. Выход взлетной ступени лунного корабля Apollo-10 на орбиту высотой 86,4/20,2 км над поверхностью Луны

В To +104 ч. 44 мин были включены ЖРД РСУ и вектор тяги направлен вдоль лунного радиуса, взлетная ступень перешла на концентрическую орбиту с постоянной разностью высот 27,8 км с орбитой основного блока (рис. 42.14 и 42.15).

Момент окончательного фазирования был начат над центром не освещенной стороны Луны, угол возвышения был 26,6°, радиолокатор встречи вел непрерывно слежение и рассчитывался маневр встречи.

В To +105 ч 22 мин 50 сек были включены ЖРД РСУ на 15 сек, вектор тяги направлен по линии визирования основного блока, приращение скорости составило 7,62 м/сек. Маневр торможения был выполнен за диском Луны, после появления из-за лунного диска взлетная ступень и основной блок совершили полет строем на расстоянии нескольких метров друг от друга. Причаливание и стыковку Д. Янг завершил в To +106 ч 21 мин, автономное маневрирование лунного корабля продолжалось 8,5 ч.

После возвращения Т. Стаффорда и Ю. Сернана в командный отсек взлетная ступень была отделена от основного блока, который затем был отведен на безопасное расстояние. По команде с Земли был включен ЖРД взлетной ступени до полного израсходования топлива, чтобы перевести ее на гелиоцентрическую орбиту, но необходимую ориентацию вектора тяги обеспечить не удалось и ступень перешла на селеноцентрическую орбиту 216/17 км.

Последующие 29 ч, в течение которых основной блок оставался на орбите ИСЛ, астронавты вели наблюдения за лунными ориентирами, фотографировали отдельные участки лунной поверхности, вели навигационные эксперименты.

Рис. 42.14. Выход взлетной ступени лунного корабля Apollo-10 на концентрическую орбиту и постоянную разность высот.

Рис. 42.15. Маневр выхода на постоянную разность высот и конечная фаза встречи взлетной ступени с основным блоком корабля Ароllо-10

В общей сложности основной блок корабля Apollo-10 находился на орбите ИСЛ 61 ч 40 мин.

Вывод на траекторию возвращения к Земле

В момент времени To +137 ч 36 мин 28 сек, когда основной блок находился за Луной, был включен ЖРД служебного отсека; двигатель проработал 2 мин 44 сек (на 3 сек меньше расчетного времени), приращение скорости составило 1107,5 м{сек, скорость основного блока в момент выключения ЖРД была 2732,2 м/сек. Перегрузка во время работы ЖРД была 0,75.

Основной блок был выведен на траекторию, близкую к расчетной. Единственная коррекция траектории возвращения была сделана в To +188 ч 49 мин 56 сек, ЖРД служебного отсека проработал 6,6 сек, и приращение скорости составило 0,49 м/сек.

Вход в атмосферу Земли и посадка

Перелет к Земле продолжался около 54 ч. В момент времени To +191 ч 34 мин 30 сек служебный отсек был отделен от командного отсека, а в To +191 ч 49 мин 11 сек командный отсек вошел в атмосферу Земли на высоте 122 км со скоростью 11 030 м/сек (расстояние от точки входа в атмосферу до точки посадки было 2770 км). В момент времени To +191 ч 57 мин 11 сек открылись тормозные парашюты на высоте 7800 м, спустя 43 сек на высоте 3000 м открылись главные парашюты. Посадка произошла 26 мая в 16 ч 52 мин 25 сек пэ Гринвичу в точке с координатами 15,01° ю. ш. и 164,41° з. д. в 6…8 км от авианосца «Принстон». Полная продолжительность полета Apollo-10 192 ч 3 мин 25 сек.

Результаты полета Apollo-10

Полет Apollo-10 по достигнутым результатам оказался вполне успешным.

Космическая система Saturn V Apollo продемонстрировала готовность к выполнению главной задачи – высадки астронавтов на Луну, была доказана эффективность принятой методики встречи и стыковки взлетной ступени с основным блоком на орбите ИСЛ, проведены испытания посадочного радиолокатора, успешно прошла испытания всех систем лунного корабля – двигательных установок, посадочной и взлетной ступеней, основной и аварийней системы навигации и управления и радиооборудования.

Визуальные исследования места посадки № 2, проведенные астронавтами с близкого расстояния и анализ кинофотоснимков показали пригодность участка для посадки корабля Apollo-11.

Астронавты приобрели опыт навигации и управления лунным кораблем на орбите ИСЛ. Физическое состояние астронавтов было отличным, они не жаловались на недомогание или укачивание в полете.

Существенных неисправностей космической системы Saturn V Apollo, которые могли бы препятствовать полету с посадкой на Луне, не наблюдалось. [6—16].

4.3. Полет корабля Apollo-11, посадка на Луну и возвращение на Землю

16 июля 1969 г. в 13 ч 32 мин по Гринвичу стартовала ракета-носитель Saturn V и корабль Apollo-11 с экипажем: Нейл Армстронг (командир корабля), Майкл Коллинз (пилот командного отсека) и Эдвин Олдрин (пилот лунного корабля).

Цель полета – посадка лунного корабля на Луну в районе Моря Спокойствия, в 190 км западнее кратера Маскелини, в точке с координатами 0°42'50" с. ш. и 23°42'28" з. д., выход на поверхность Луны Н. Армстронга и Э. Олдрина, сбор 60 кг лунного грунта, установка аппаратуры для исследования Луны, продолжительность пребывания на поверхности Луны вне корабля около 3 ч, старт с поверхности Луны и возвращение на Землю.

Общая расчетная продолжительность полета 195 ч 19 мин.

Вес Saturn V Apollo-11

Ниже дана расчетная и фактическая программа вывода корабля Apollo-11 на траекторию полета к Луне.

Номинальная траектория старта и последовательность операций Apollo-11 дана в табл. 21.

Таблица 2

Старт

Корабль Apollo-11 стартовал 16 июля 1969 г. в 13 ч 32 мин по Гринвичу с азимутом 72° в начале открытия стартового окна (рис. 43.1, а, б, в).

Такой старт давал возможность произвести посадку на Луне в расчетном месте № 2 при угле возвышения Солнца около 10°, при общей продолжительности полета 8 сут 3 ч, обеспечивал резерв топлива для ЖРД служебного отсека, соответствующий изменению скорости 52 м/сек. Первая ступень ракеты Saturn V закончила работу на дальности 93,5 км, подняла аппарат на высоту 67 км и увеличила его скорость до 2760 м/сек.

Рис. 43.1 (а). Зависимость общей продолжительности полета от времени старта корабля Apollo-11 (стартовое окно).

Рис. 43.1 (б). Возможные азимуты старта корабля Apollo-11

Рис. 43.1 (в). Геометрия стартового окна

Вторая ступень S-II закончила работу на дальности 1640,2 км, подняла аппарат на 187 км и увеличила его скорость до 6935,6 м/сек. Двигаясь по баллистической траектории через 20 мин после отделения, вторая ступень упала в Атлантический океан на расстоянии 4250 км от места старта.

Третья ступень ракеты Saturn V начала работать сразу после отделения ступени S-II. ЖРД J-2 проработал 145 сек, увеличил скорость кораблч Apollo до 7791,4 м/сек и вывел его на орбиту ожидания 184,2/190,3 км с наклоном к экватору 32,51°.

Экипаж имел возможность управлять ракетой-носителем Saturn V в случае неисправности инерциальной платформы основной системы управления и навигации приборного отсека. На участке работы ступени S-1C экипаж мог переключить управление ракетой-носителем с системы управления приборного отсека на систему управления и навигации, действующую из командного отсека. При отказе автоматической системы во время работы второй и третьей ступеней ракеты экипаж переходит на ручное управление, посылая с помощью рукояток управления через бортовую ЭЦВМ сигналы в приборный отсек.

Орбита ожидания

Apollo-11 оставался на орбите ожидания в течение полутора оборотов, сохраняя постоянную ориентацию отноcительно местной горизонтали в течение одного оборота.

После проверки всех систем корабля и подготовки к полету на Луну экипажу из Центра управления полетом через радиостанцию в Карнарвоне (Австралия) было передано разрешение на старт к Луне.

Выход на траекторию полета к Луне

Через полтора оборота по орбите ожидания в момент времени To +02 ч 44 мин 22 сек над Тихим океаном, чуть южнее экватора, был вторично включен ЖРД J-2 ступени S-IVB; он проработал 348 сек и увеличил скорость аппарата до 10 839,2 м/сек с запасом скорости в 1,83 м/сек для компенсации последующего маневра расстыковки Apollo и ступени-S-IVB.

Рис. 43.2. Выход корабля Apollo-11 на траекторию свободного возвращения и маневр перехода на гибридную траекторию полета к Луне

Корабль Apollo-11 вышел на траекторию свободного возвращения; после 145 ч 04 мин полета по ней, облетев Луну, он мог произвести посадку 22 июля в океане в точке с координатами 14,9° ю. ш. и 174,9° в. д. (рис. 43.2).

Перестроение корабля Apollo-11

Через 25 мин после выхода на траекторию полета к Луне экипаж приступил к маневру перестроения, осуществив его с той же последовательностью операций, как и в полете Apollo-10

В момент времени To +04 ч 09 мин корабль Apollo-ll был отброшен четырьмя пружинами от S-IVB со скоростью около 0,3 м/сек.

После отделения корабля был включен ЖРД служебного отсека на 2,9 сек, сообщивший приращение скорости 6 м/сек, чтобы отвести корабль на безопасное расстояние перед сливом топлива из баков S-IVB. Слив остатков топлива через камеру ЖРД J-2 вывел ступень S-IVB на траекторию, по которой, пройдя мимо задней кромки диска Луны, ступень вышла на орбиту вокруг Солнца.

Пассивная траектория полета к Луне

Вместо четырех запланированных коррекций траектории полета к Луне была сделана лишь одна, в момент времени To +26 ч 45 мин, когда корабль Apollo-11 находился на расстоянии 202 136 км от Земли; корабль двигался со скоростью 1535 м/сек и вес его был равен 43 748 кг. ЖРД служебного, отсека был включен на 3 сек, приращение скорости составило 6,4 м/сек. Остальные 3 коррекции не производились, по-видимому, в результате этого корабль Арollо-11 прибыл к Луне на 4 мин раньше расчетного времени.

В течение всего пассивного полета к Луне корабль был освещен Солнцем, и чтобы обеспечить пассивное терморегулирование, он медленно вращался относительно продольной оси.

Вывод на траекторию искусственного спутника Луны

19 июля в момент времени To +75 ч 49 мин 28 сек на 4 мин раньше расчетного времени, когда корабль находился за Луной, был включен ЖРД служебного отсека; он проработал 357 сек и перевел корабль на эллиптическую орбиту ИСЛ с высотой в апоселении 313,8 км и в периселении 112,7 км. По этой орбите Apollo-11 сделал 2 оборота вокруг Луны и в To +80 ч 04 мин 51 сек, на 4 мин 39 сек раньше расчетного времени, был вторично включен ЖРД служебного отсека на 16,4 сек, в результате чего корабль перешел на орбиту, близкую к круговой, с высотой в апоселении 121,5 км и в периселении 99,4 км (рис. 43.3). Эта орбита очень близка к номинальной орбите 120x100 км, которая под влиянием аномалий гравитационного поля Луны должна была перейти в круговую орбиту высотой 111 км. Примерно за 1 ч до полуночи Э. Олдрин на 2 ч перешел в лунный корабль для подготовки систем корабля к самостоятельному полету.

Рис. 43.3. Выход корабля Apollo-11 на орбиту искусственного спутника Луны

Снижение лунного корабля и посадка на Луну

20 июля после отдыха астронавты начали подготовку к посадке на Луну. Э. Олдрин в легком комбинезоне, а за ним Н. Армстронг в скафандре, но без гермошлема и перчаток переходят в лунный корабль и начинают подготовку бортовых систем к автономному полету. Затем Э. Олдрин возвращается в командный отсек, надевает скафандр и переходит в лунный корабль.

В момент времени To +100 ч 05 мин, на 4 мин 50 сек раньше расчетного времени, когда Apollo-11 находился за Луной, М. Коллинз произвел расстыковку, Н. Армстронг отвел лунный корабль на 12…15 м, повернул его по тангажу и рысканию, а М. Коллинз из командного отсека осмотрел лунный корабль и убедился в отсутствии у него повреждений.

Затем М. Коллинз включил ЖРД РСУ на 6,9 сек, основной блок получил приращение скорости 7,6 м/сек и перешел на эквипериодическую орбиту с максимальным удалением на 4,07 км от лунного корабля через полоборота.

Астронавты в лунном корабле проводят последние подготовительные операции: проверяют работу радиолокатора встречи, вводят данные в бортовую ЭЦВМ, проверяют согласование гироплатформ лунного корабля и командного отсека.

В момент времени To +101 ч 36 мин 14,07 сек (на 2 мин 34 сек раньше расчетного времени), когда лунный корабль находился за Луной, был включен ЖРД посадочной ступени; он проработал 15 сек на тяге 10% номинальной, 0,8 сек на переходном режиме и 13 сек на тяге 40% номинальной, в результате чего скорость лунного корабля уменьшилась на 22,6 м/сек и он перешел на снижение по орбите с высотой в периселении 15,8 км и в апоселении 106 км (рис. 43.4).

Рис. 43.4. Снижение лунного корабля с орбиты искусственного спутника на поверхность Луны

В момент времени To +102 ч 29 мин через основной блок, выполнявший роль ретранслятора, Н. Армстронгу было передано специальное разрешение Центра управления полетом на выполнение посадки на Луну.

Посадка осуществлялась в 3 этапа: торможение, приближение к точке посадки, вертикальная посадка.

В момент времени To +102 ч 33 мин 04 сек на расстоянии 424,7 км от места посадки № 2 начался этап торможения, был включен ЖРД посадочной ступени, он работал 26 сек на тяге 10% номинальной и 358 сек на номинальной тяге 4472 кг. Далее, в течение 2 мин тяга уменьшалась с 59 до 55% номинальной. На этапе торможения лунный корабль был повернут окнами вниз и астронавты заметили, что время пролета кратера Маскелини не совпало с необходимым. Пройдя кратер, лунный корабль развернулся по крену на 180° окнами вверх (рис 43.5).

На входе в первый коридор на расстоянии 7,5 км от точки посадки (высота над поверхностью Луны Н=2,3 км, скорость V=550 км/ч, вертикальная скорость снижения Vy=45 м/сек) начался этап приближения к точке посадки (рис 43.6)

На этапах торможения и приближения к точке посадки лунный корабль управлялся цифровым автопилотом, работавшим по программе Р-63

Рис. 43.5. Торможение лунного корабля Apollo-11 перед посадкой на Луну

Рис 43.6. Вход лунного корабля Apollo-11 в контрольный коридор № 1

Когда астронавты смогли видеть лунный горизонт и район посадки, до которого оставалось 5,8 км, Н. Армстронг переключил автопилот на программу Р-64. В соответствии с этой программой управление посадочным ЖРД и ЖРД РСУ лунного корабля производится автоматически по командам бортовой ЭЦВМ и посадочного радиолокатора, астронавты вручную могут корректировать лишь ориентацию.

Во второй коридор лунный корабль вошел на высоте H=150 м с горизонтальной скоростью V=74 км/ч, на расстоянии 600 м от точки посадки (рис. 43.7).

Рис. 43.7. Вход лунного корабля Apollo-11 в контрольный коридор № 2 и посадка на Луну

Когда лунный корабль, снизился до высоты H=140 м, Н. Армстронг увидел, что автопилот ведет корабль на посадку в кратер размерами с футбольное поле, усеянный крупными камнями до 3 м в поперечнике. Н. Армстронг выключил автоматическую программу Р-64 и перевел бортовую ЭЦВМ на полуавтоматическую программу Р-66; в соответствии с этой программой ЖРД посадочной ступени управляется автоматически, чтобы вертикальная скорость снижения была 1 м/сек, а ЖРД РСУ управляются полностью вручную, что обеспечивает необходимую величину горизонтальной составляющей скорости. С помощью ЖРД РСУ Н. Армстронг обеспечил горизонтальную составляющую скорости 3…4,5 м/сек и лунный корабль благополучно перелетел опасный для посадки кратер.

Н. Армстронг имел возможность переключить бортовую ЭЦВМ на программу Р-67. В этом случае управление вектором тяги посадочного ЖРД и ЖРД РСУ полностью производится вручную, а бортовая ЭЦВМ лишь поддерживает вертикальную скорость снижения на уровне 0,3 м/сек. Н. Армстронг не воспользовался программой Р-67, так как она затягивает процесс посадки.

Перелетев опасный кратер и выбрав для посадки подходящее место, Н. Армстронг затормозил горизонтальную скорость, одновременно осуществляя вертикальное снижение корабля; от струи посадочного ЖРД поднялось облако лунной пыли на высоту до 20 м, которое мешало визуальному определению высоты и скорости. Сигнальная лампочка, свидетельствующая о контакте щупов посадочных опор с поверхностью Луны, загорелась в момент времени To +102 ч 45 мин 04 сек, через 0,9 сек был выключен ЖРД посадочной ступени, все четыре ноги шасси встали на лунный грунт в To +102 ч 45 мин 40,197 сек. 20 июля 1969 г. в 20 ч 17 мин 40,197 сек впервые корабль, пилотируемый человеком, совершил посадку на Луну (рис. 43.8а).

Рис. 43.8 (а). Контакт щупов лунного корабля с поверхностью Луны посылает сигнал и астронавты выключают посадочный ЖРД.

Рис. 43.8 (б). Место посадки лунного корабля Apollo-11 (0°41'15" с. ш.. 23°26' в. д.).

Вертикальная скорость в момент посадки была ~ 0,3 м/сек, горизонтальная скорость полностью не была погашена, на что указывал характер изгиба щупов на посадочных пятах. На грунт лунный корабль встал с наклоном 4,5° относительно лунной вертикали, ось рыскания составляла 13° с плоскостью траектории полета, ЖРД посадочной ступени проработал на 38 сек дольше расчетного времени.

После посадки вес лунного корабля был равен 7211 кг, остаток топлива в баках посадочной ступени составлял 1,85% (на 18 сек полета на номинальной тяге); при имитации посадки на Земле на моделирующих стендах, как правило, оставалось 5,5…6% топлива.

Apollo-11 совершил посадку почти на границе участка №2. После полета по фотоснимкам, привезенным астронавтами, были уточнены координаты точки посадки: 0°41'15"с. ш. и 23°26' в. д. (рис. 43.8б).

Н. Армстронг и Э. Олдрин на поверхности Луны

21 июля в 2 ч 57 мин по Гринвичу Н. Армстронг спустился на поверхность Луны. Спуск Н. Армстронга на поверхность Луны Э. Олдрин снимал кинокамерой из верхнего люка. На поверхности Луны Н. Армстронг быстро собрал ~ 1 кг образцов лунного грунта на случай аварийного возвращения в лунный корабль. Э. Олдрин начал выход на поверхность Луны в 3 ч 14 мин по Гринвичу.

Астронавты перенесли телекамеру на 20 м от точки посадки, установили государственный флаг США, по радио доложили Президенту США о благополучной посадке на Луну; развернули рулон алюминиевой фольги и, установили его на шесте вблизи корабля для регистрации частиц инертных газов в солнечном ветре; на расстоянии 20 м установили лазерный отражатель, на расстоянии 25 м – пассивный сейсмометр. Затем Н. Армстронг и Э. Олдрин собрали около 28 кг образцов лунного грунта.

Э. Олдрин вернулся в лунный корабль в 5 ч 00 мин, Н. Армстронг – в 5 ч 10 мин. Таким образом Н. Армстронг находился на поверхности Луны 2 ч 21 мин 16 сек.

После отдыха астронавты начали подготовку к старту с Луны.

ЖРД взлетной ступени лунного корабля был запущен в To +124 ч 23 мин, точно в расчетное время, проработал на полной тяге 435 сек, на 3 сек меньше расчетного номинального времени (так как тяговооруженность оказалась несколько выше номинальной) и сообщил взлетной ступени скорость 1690 м/сек. Активный участок траектории взлета состоял из двух фаз: взлета по вертикали, чтобы обеспечить прохождение траектории над лунными горами, и фазы выхода на орбиту искусственного спутника Луны. Через 10 сек взлета по вертикали при скорости 18,3 м/сек, на высоте около 76,3 м начался маневр поворота по тангажу одновременно с выходом на требуемый для встречи азимут. В конце маневра угол тангажа равнялся 52°.

ЖРД взлетной ступени выключился на расстоянии 307 км западнее места посадки лунного корабля и вывел ее на орбиту искусственного, спутника Луны 17,57/87,6 км (рис. 43.9, 43.10., 43.11).

Рис. 43.9. Траектория вертикального старта взлетной ступени лунного корабля Apollo-11 с поверхности Луны.

Рис. 43.10. Активный участок траектории выхода взлетной ступени лунного корабля Apollo-11 на орбиту искусственного спутника Луны

Рис. 43.11. Выход взлетной ступени лунного корабля Apollo-11 на орбиту искусственного спутника Луны.

Таблица 22

Параметры активного участка траектории взлета

В табл. 22 и 23 даны фактические характеристики взлета взлетной ступени лунного корабля Apollo-11 и характеристики, рассчитанные до полёта.

Сравнение показывает хорошее совпадение фактических характеристик с расчетными и отсутствие аномалий.

Дальше экипаж начал вести расчет четырех главных маневров, обеспечивающих встречу с основным блоком, находившимся на орбите ИСЛ впереди взлетной ступени на расстоянии ~500 км.

Таблица 23

Все маневры в необходимой для встречи последовательности совершались с использованием ЖРД РСУ лунного корабля.

В первом апоселении в To +125 ч 21 мин 20 сек ЖРД РСУ сообщил приращение скорости 14,95 м/сек и через 20 мин радиолокатор встречи на взлетной ступени лунного корабля захватил основной блок и на нем с помощью УКВ дальномера и секстанта велись навигационные расчеты (рис. 43.12).

На активном участке в первом апоселении одновременно вводилась поправка, устраняющая угол смещения плоскостей орбит, возникающий вследствие ошибки в выборе азимута старта.

Совмещение двух аппаратов по фазе началось на концентрических орбитах и взлетная ступень догоняла основной блок с большей угловой скоростью на 0,072 град/мин.

Следующая проверка и коррекция плоскости орбиты проводилась через 29 мин после первого апоселения с таким расчетом, чтобы обе орбиты имели общий узел при переходе на постоянную разность высот в момент To +126 ч 19 мин 40 сек. Окончательное фазирование и сближение началось в To +126 ч 58 мин 26 сек, когда линия визирования основного блока с местной горизонталью составляла угол 26,6°; вдоль линии визирования было сообщено приращение скорости 7,5 м/сек.

Рис. 43.12. Переход взлетной ступени лунного корабля Apollo-11 на фазирующую орбиту и постоянную разность высот

Взлетная ступень перешла на орбиту 113/80 км, ее угловая скорость уменьшилась и превышение над орбитальной угловой скоростью основного блока стало равным 0,032 град/мин (рис. 43.13).

Рис. 43.13. Маневр постоянной разности высот, окончательное фазирование, коррекция траектории встречи взлетной ступени с основным блоком корабля Apollo-11.

В момент времени To +127 ч 52 мин М. Коллинз начал маневрирование с целью осуществить причаливание и стыковку. При первом касании элементов стыковочного узла, внезапно включились ЖРД РСУ взлетной ступени и она начала вращаться относительно продольной оси, вращение удалось быстро остановить и стыковка была успешно завершена в To +128 ч 03 мин, на 3 мин позже расчетного времени. На осуществление всех этапов встречи и стыковки потребовалось 3 ч 33 мин.

После стыковки и герметизации туннеля Н. Армстронг и Э. Олдрин, взяв образцы лунного грунта, вернулись в командный отсек (рис. 43.14).

Рис. 43.14. Герметизация туннеля после стыковки взлетной ступени лунного корабля с командным отсеком:

1 – закрыть редукционный клапан взлетной ступени; 2 – редукционный клапан переднего люка взлетной ступени поставить на автоматический режим; 3 – в командном отсеке открыть клапан управления кислородом, отрегулировать давление больше, чем во взлетной ступени; 4 – открыть на туннельном люке клапан, уравнивающий давления; 5 – отрегулировать в командном отсеке расход кислорода 0,364 кг/ч; 6 – открыть люк туннеля

Астронавты сбросили взлетную ступень раньше расчетного времени, так как услышали шум в туннеле и в верхней части ступени.

Рис. 43.15. Выход на траекторию возвращения к Земле (ЖРД включен на 149 сек, когда корабль был за диском Луны, приращение скорости полета 1003 м/сек)

Выход на траекторию возвращения к Земле

М. Коллинз включил ЖРД служебного отсека в To +135 ч 25 мин, когда корабль Apollo-11 находился за Луной; ЖРД проработал 149 сек, сообщил приращение скорости 1003 м/сек и перевел корабль на траекторию возвращения к Земле продолжительностью 59,5 ч (рис. 43.15).

Вход в атмосферу и посадка на Землю

24 июля корабль Apollo-11 приблизился к Земле, в To +194 ч 48 мин командный отсек отделился от служебного отсека и через 15 мин вошел в атмосферу Земли на высоте 122 км со скоростью 11 025,5 м/сек на расстоянии 2380 км от расчетной точки посадки.

Главные парашюты открылись в To +195 ч 11 мин, командный отсек произвел посадку в Тихом океане юго-западнее Гавайский о-вов в To +195 ч 17 мин 53 сек на 1 мин 12 сек раньше времени, предусмотренного планом полета (рис. 43.16; 43.17; 43.18.). [17.]

Рис. 43.16. Ориентация командного отсека корабля Apollo при входе в атмосферу, процесс раскрытия парашютов и посадка в Тихом океане

Рис. 43.17. Траектория входа в атмосферу командного отсека корабля Apollo-11 (отметки времени через 1/2 мин)

Рис. 43.18 Место посадки командного отсека корабля Apollo-11

Таблица 24

Номинальная программа и фактическое выполнение главных этапов полета Apollo-11 дана в табл. 24.

4.4. Полеты на Луну кораблей Apollo-12, 13, 14, 15, 16 и 17

Apollo-12

14 ноября 1969 г. в 16 ч 22 мин по Гринвичу стартовала ракета-носитель Saturn V и корабль Apollo-12 с экипажем в составе: Чарльз Конрад (командир корабля), Ричард Гордон (пилот командного отсека) и Алан Бин (пилот лунного корабля).

Программа полета Apollo-12.

1. В качестве основной задачи управления и навигации в полете Apollo-12 было осуществление точной посадки лунного корабля в заданную расчетную точку на поверхности Луны с координатами 2°56' ю. ш., 23°27' з. д. (участок посадки № 7; место, где находится Surveyor юго-восточнее кратера Лансберг и северо-западнее кратера Фра Мауро в Океане Бурь). С этой целью были проведены подробные исследования посадки на Луну Apollo-11 и установлено, что небольшие, но накапливающиеся движения лунного корабля привели к изменению первоначально известной орбиты перед запуском ЖРД посадочной ступени. Это было причиной посадки Apollo-11 с ошибкой по дальности 7 км и по боковому отклонению около 1200 м. Изучались вентиляционные характеристики корабля Apollo, вследствие которых появляются небольшие моменты тяги. Отверстия, сбрасывающие газ из системы охлаждения электронного оборудования, были снабжены экранами, пропускавшими часть газа, а часть ударялась об экран. Такая система должна была свести на нет действие сил вентиляционной системы. Однако, конфигурация экранов была недостаточно эффективной и возникал импульс тяги, по подсчетам равный 0,091 кг.ч. Конструкция деталей корабля Apollo-12 была изменена, чтобы исключить появление даже небольших импульсов тяги.

Для обеспечения точной посадки лунного корабля впервые в полете Apollo-12 был применен наземный блок обработки информации.

На лунном корабле имеется основная система управления и навигации и аварийная система управления, являющаяся резервной по отношению к основной системе. В полете данные от этих двух источников информации сравниваются и в нормальных условиях находятся в близком соответствии один к другому. Если возникает большое расхождение между показателями двух систем, возникает проблема выявления неисправной системы. Она может быть решена только с помощью третьего, независимого источника информации о состоянии лунного корабля. Таким источником могут служить данные слежения за лунным кораблем в S-диапазоне. Данные слежения включают совокупность допплеровских измерений от трех-четырех наземных станций слежения и выдают скорость изменения дальности вдоль каждой линии визирования от наземной станции к лунному кораблю. После интегрирования они дают изменение дальности. Допплеровские измерения весьма точны. Хотя расстояние между Землей и Луной большое, с. к. о. случайной ошибки измерения дальности всего около 0,2 cм. Систематическая ошибка по скорости, обусловленная дрейфом осцилляторов на станциях слежения, не превосходит 0,003 м/сек. Из-за, того, что расстояния от станции до лунного корабля значительно превосходят удаление одной станции от другой, точность определения нормальных составляющих скорости, получаемых непосредственно из допплеровских измерений, значительно ниже. Для получения требуемой точности по всем составляющим вектора скорости лунного корабля в наземном блоке обработки информации был применен дискретный фильтр Калмана.

Наземный блок обработки информации использовался для компенсации ошибки оценки продольной составляющей положения лунного корабля. В полете Apollo-12 по данным, полученным в течение 5 мин, предшествующих моменту начала активного участка спуска лунного корабля, с помощью основной системы управления и навигации и наземного блока обработки информации оценки ошибки измерения дальности составила +1300 м. Эта величина была сообщена по радио экипажу лунного корабля через 2 мин после начала спуска и введена в основную систему управления и навигации для изменения хранящейся в запоминающем устройстве информации о положении цели, чтобы избежать промаха. В результате такой коррекции полета лунного корабля, Apollo-12 удалось посадить очень близко к КА Surveyor.

2. Сбор 50 кг образцов лунного грунта.

3. Установку на поверхности Луны научных приборов общим весом около 77 кг: трехосевого магнитометра, ионного детектора, ионизационного манометра для регистрации лунной атмосферы или газовых выделений из недр Луны, спектрометра частиц в солнечном ветре, пассивного сейсмометра. Кроме перечисленных приборов в состав комплекта научного оборудования входит телеметрическая система для передачи данных на Землю и радиоизотопный термоэлектрический генератор SNAP-27 для питания приборов энергией в течение 1,5 лет.

4. Демонтаж с КА Surveyor-3 телекамеры, куска стеклянной облицовки, куска кабеля, алюминиевой трубки с микроорганизмами.

5. Сброс взлетной ступени после ее встречи и стыковки с основным блоком на поверхность Луны примерно в 30 км от пассивного сейсмометра. Зарегистрированный сигнал будет использоваться в качестве эталонного при анализе колебаний лунной поверхности.

6. Фотографирование участков поверхности Луны с орбиты ИСЛ для выбора мест посадки последующих кораблей Apollo.

Общая продолжительность полета по программе 244 ч 35 мин.

Весовая сводка Saturn V Apollо-12 (кг)

Эти данные могут использоваться при всех анализах весов Saturn V.

Ракета-носитель Saturn V Apollo-12, в основном такая же, как и ракета-носитель Apollo-11, имела измененную регулировку расхода топлива. У ЖРД F-1 расход топлива был доведен до 13 031,26 кг/сек, что обеспечило увеличение тяги двигательной установки на взлете до 3 459 663,74 кг и на высоте, перед выключением центрального ЖРД, до 4 105 087 кг; тяга двигательной установки ступени S-II увеличена с 499 915 до 527 262 кг; тяга ЖРД S-IVB увеличена с 80 350 до 94 200 кг.

При подготовке к старту в момент времени To -17 ч была обнаружена утечка из бака жидкого водорода, питающего водородо-кислородные топливные элементы служебного отсека. Аналогичный топливный бак был снят с корабля Apollo-13 и поставлен вместо дефектного на корабль Apollo-12. Эта неисправность не потребовала отсрочки старта.

Старт

Непосредственно перед стартом условия погоды на м. Кеннеди были крайне неблагоприятными и имелись основания на отсрочку старта. Однако, отсчет времени продолжался и окончательное разрешение на старт было выдано в To -13 мин. директором старта Вальтом Каприян, занимавшим эту должность впервые.

В этот момент скорость ветра у Земли составляла 26 м/сек и был сильный ливень; стояла разорванная грозовая облачность с нижним краем 250…300 м и верхним краем облаков до 3000…6500 м над побережьем. Старт был дан в расчетное время. Как только ракета стала подниматься, дождь усилился и через 15 сек ракета скрылась в облаках.

На 36,5-й сек полета в ракету ударила молния, грозовой разряд из облачности прошел через ракету на Землю, и произвел аварию в электросети. Выключились 3 топливных элемента служебного отсека; в командном отсеке погас свет, включились аварийные сигналы и многие сигнальные лампы, отказало большинство измерительных приборов. Было зарегистрировано прекращение телеметрической связи с кораблем. Второй грозовой разряд произошел через 13,5 сек после первого. Отказала гиростабилизированная платформа управления полетом ракеты и далее должен был произойти автоматический аварийный сброс командного отсека.

Ч. Конрад переключил ракету на аварийную систему управления, получающую питание от аккумуляторов. В то же время А. Бин пытался подключить в электросеть топливные элементы.

ЖРД F-1 первой ступени выключились через 2 мин 42,3 сек ниже расчетной высоты на 185 м, на дальности на 370 м больше и при скорости на 9,2 м/сек меньше расчетной. Выключение двигательной установки второй ступени произошло на 1 сек позже расчетного времени и при скорости на 21,7 м/сек меньше расчетной. Через 5 мин 40 сек после старта экипаж доложил о низкочастотной вибрации с максимальной амплитудой 3,6 g, но ниже предельной величины в 11 g, зарегистрированной на Apollo-9. Двигательная установка J третьей ступени выключилась на 4,5 сек позже расчетного времени, и орбита корабля Apollo-12 оказалась в перигее на 2,2 км ниже, а в апогее на 3,15 км выше расчетной.

Дальше была произведена проверка бортового оборудования корабля. Центр управления полетом обнаружил, что клапан окислителя на воспламенителе Н2/О2 остался открытым после наддува пускового бака для повторного запуска ЖРД J-2 ступени S-IVB. Командой, поданной из Центра управления, удалось клапан закрыть. Высказывались большие опасения, что удар молнии в ракету мог разрушить чувствительную аппаратуру посадочного радиолокатора и неудастся осуществить посадку лунного корабля на Луну,

Однако была проведена обычная подготовка к старту с у орбиты ожидания; в момент времени To +2 ч 47 мин 20,6 сек был включен ЖРД J-2 ступени S-IVB, он проработал 5 мин 44 сек, сообщил приращение скорости 3210 м/сек и корабль Apollo-12 перешел на траекторию полета к Луне.

В отличие от полета корабля Apollo-11, который был выведен на траекторию свободного возвращения, для корабля Apollo-12 была выбрана гибридная траектория. При полете по такой траектории в случае отказа от перехода на орбиту ИСЛ корабль пройдет на расстоянии 3000 км от поверхности Луны и при возвращении к Земле без коррекции – на расстоянии 82 000 км от поверхности Земли. Коррекция траектории возвращения обеспечивается только ЖРД основного блока или ЖРД взлетной и посадочной ступени лунного корабля. Таким образом, в случае отказа этих двигателей корабль пройдя от Земли на расстоянии 82 000 км должен выйти на гелиоцентрическую орбиту. Полная уверенность в надежности ЖРД и выгоды, обеспечиваемые гибридной траекторией, послужили основанием для NASA осуществить полет Apollo-12 к Луне таким методом.

Гибридная траектория дает возможность осуществить запуск к Луне в дневное время суток; ЖРД J-2 ступени S-IVB в этом случае запускается над Тихим океаном; увеличивается продолжительность полета к Луне, что позволяет произвести посадку лунного корабля в условиях благоприятной освещенности места посадки; экономится топливо, так как исключается корректирующий импульс, равный 19,5 м/сек; оказывается возможным следить за снижением и посадкой лунного корабля со станции в Голдстоуне, имеющей антенну диаметром 64 м.

Основные этапы полета Apollo-12

Расстыковка лунного корабля и основного блока Apollo-12 производилась по специально разработанной методике, обеспечивающей минимальные изменения первоначально известной орбиты.

Р. Гордон осторожно открыл 12 замков, обеспечивающих стыковку лунного корабля и основного блока, и лунный корабль остался висеть на стыковочном штыре основнго блока, удерживаемый тремя защелками на конце штыря, затем был медленно выдвинут штырь и освобождены защелки и корабли отделились. Маневр выполнялся при вертикальной ориентации корабля Apollo-12 вдоль лунного радиуса и движение расстыковки было направлено по радиусу, а не по вектору или против вектора орбитальной скорости, чтобы не изменилась орбита. Расстыковка была произведена в момент времени To +108 ч 24 мин 42 сек. После группового полета Р. Гордон включил ЖРД РСУ и, сообщив импульс 0,75 м/сек, отвел основной блок на 4,6 км от лунного корабля. В момент времени To +109 ч 23 мин 38 сек ЦАП включил ЖРД посадочной ступени корабля на 28,2 сек, орбитальная скорость, равная 1620 м/сек, уменьшилась на 22 м/сек, и корабль перешел на эллиптическую орбиту снижения с высотой в периселении 15 км над поверхностью Луны.

Сложность посадки Apollo-12 заключалась в дополнительных маневрах, не применявшихся в предыдущих полетах: и специально разработанных, чтобы обеспечить посадку лунного корабля в расчетную точку.

Еще до расстыковки начальная орбита корабля Apollo-12 была смещена на 9,25 км к северу от номинальной плоскости посадки; предполагалось, что во время 13 оборотов по орбите ИСЛ особенности гравитационного поля Луны и ее геометрия сместят первоначальную орбиту на 9,25 км к югу перед спуском на поверхность Луны. Однако Центр управления полетом обнаружил еще во время движения корабля по орбите ИСЛ, что расчеты о смещении орбиты к югу не оправдываются. Было решено боковое смещение свести на нет на активном участке торможения при посадке корабля.

Впервые при посадке Apollo-12 была применена специальная программа, исключающая ошибку по дальности. Эта ошибка накапливалась во время орбитальных полетов и к моменту начала этапа торможения составляла 1280 м.

Так как наблюдаемая с Земли траектория Apollo-12 почти на 1540 км длиннее траектории Apollo-11, Центр управления полетом имел достаточно времени для слежения за траекторией и смог рассчитать ошибку по дальности до начала этапа торможения. Новая программа для автоматической коррекции дальности была передана на корабль за 2 мин до этапа торможения.

Р. Гордон из командного отсека отслеживал орбиту спуска лунного корабля и установил, что место посадки на 732 м выше, чем было принято в предполетных расчетах. Эти данные были переданы на лунный корабль и была введена поправка на траекторию, скорректировавшая первоначальную иформацию.

В момент времени To +110 ч 20 мин 36 сек на высоте 16 250 м над поверхностью Луны ЦАП включил ЖРД посадочной ступени лунного корабля. В отличие от посадки Apollo-11 лунный корабль Apollo-12 был ориентирован окнами вверх, астронавты находились в горизонтальном положении лицом вверх, ногами по направлению полета и Луны не видели. В процессе торможения корабль начал переходить в вертикальное положение и астронавты увидели лунный горизонт.

А. Бин считывал показания экрана индикатора бортовой ЭЦВМ, указывавшие, где должна появиться цель. Когда кратер-цель появился в окне точно, как было запланировано, у Ч. Конрада отпали сомнения в расчетах траектории посадки. На высоте 150 м над поверхностью Луны Ч. Конрад перевел ЦАП на программу Р-66 автоматического управления вертикальной скоростью снижения, которую при желании можно-корректировать с помощью рукояток управления кораблем. В дополнение к этому на панели управления был установлен тумблер, переключаемый щелчком вверх и вниз и дающий возможность точно увеличить или уменьшить вертикальную скорость на 0,3 м/сек. А. Бин непрерывно сообщал данные о снижении: высоту, вертикальную скорость снижения и остаток топлива в процентах. Сообщения А. Бина:

«58 м, снижаемся, 55 м, 9% [остаток топлива], идете хорошо, поднимается пыль, 40 м, 38 м, 36,5 м, 1,83 [м/cек], 9% [топлива], 8% [топлива] идете хорошо 29,3 м, 1,83 [м/сек], уменьшение скорости снижения, 24,4 м, 1,22 [м/сек], идете действительно хорошо, 19,3 м, 18,3 м, 0,915 [м/сек], 15,25 м, снижаемся, ожидайте пыль, около 14 м нижний предел, 12,8 м, 1,22 [м/сек], снижаемся 0,61 [м/сек] хорошо, пускаю часы, внимание пыль, 9,75 м, 9,15 м, скорость снижения 0,61 [м/сек], у Вас избыток газа, садитесь здесь, 8,5 м, скорость снижения 0,61 [м/сек], снижаемся здесь, контакт! световой сигнал!».

Посадка произведена в момент времени To +110 ч 32 мин 35 сек в точке с координатами 3,036° ю. ш. и 23,416° з. д. Surveyor-3 находился в точке с координатами 3,04° ю. ш. и 23,411° з. д. Место посадки лунного корабля Apollo-12 находилось в 180 м западнее Surveyor-3.

Первый выход на поверхность Луны был посвящен сбору образцов лунных пород и установке на поверхности Луны комплекта научных приборов. Ч. Конрад находился на поверхности Луны 3 ч 52 мин, А. Бин на 30 мин меньше. Во время выполнения работы на Луне пульс у Ч. Конрада доходил до 150 ударов в 1 мин, у А. Бина до 151. После 5 ч сна и отдыха астронавты снова вышли на поверхность Луны; по просьбе Ч. Конрада примерно на 90 мин раньше, чем планировалось. Астронавты отправились к Surveyor-3. По дороге изучали окружающую местность и сообщали в Центр ynpавления полетом, собирали образцы различных пород у кромок кратеров. Центр управления полетом часто обращался с просьбой к астронавтам остановиться и отдохнуть несколько минут.

Первым в кратер, где находился Surveyor-3, начал спускаться Ч. Конрад, связанный с А. Бином страховочным тросом. Убедившись, что грунт не скользкий, а склон достаточно пологий, астронавты сняли страховочный трос и вместе продолжили спуск к Surveyor-3. Достигнув цели, они произвели фотографирование, отрезали кусок кабеля, сняли трубку с микроорганизмами, кусок стеклянной облицовки, и телевизионную камеру. Затем астронавты вернулись к лунному кораблю пройдя в общей сложности по Луие около 2 км.

В момент времени To +142 ч 03 мин 07 сек, на 2 мая позже расчетного времени, взлетная ступень стартовала с поверхности Луны. ЖРД проработал на 1,5 сек дольше расчетного времени и скорость в конце активного участка траектории была 1680 м/сек на 10 м/сек больше расчетной. Стыковка с основным блоком была успешно выполнена через 3 ч 32 мин 25 сек после старта с Луны. Ч. Конрад и А. Бин возвратились в командный отсек, захватив контейнеры с образцами лунных пород, снятое с Surveyor-3 оборудование и фотопленки. В момент времени To +148 ч 04 мин 30 сек основной блок отделился от взлетной ступени, и отошел на безопасное расстояние.

По расчетам, произведенным Центром управления полетом, взлетная ступень лунного корабля весом 2450 кг была сброшена на поверхность Луны и упала на расстоянии 72 км от места посадки Apollo-12. Сейсмометр зарегистрировал в течение первых 7…8 мин интенсивные колебания лунной поверхности с частотой 1…1,5 гц, затем колебания затухали в течение 55 мин.

На 39-ом витке по орбите ИСЛ был включен ЖРД служебного отсека на 19,1 сек и плоскость орбиты сместилась к северу на 3,8°. Затем был произведен цикл фотосъемок участков Луны для посадки будущих кораблей Apollo: вблизи кратера Фра Мауро (3°36' ю. ш., 17°24' з. д.); близ кратера Декарта (8° ю. ш., 15°34' в. д.); и близ кратера Лаланд. (4°55' ю. ш., 8°30' з. д.). Полученные снимки позволяют различить детали на поверхности Луны размером 1,5 м.

На 45-м витке, когда основной блок находился за диском Луны, был включен ЖРД служебного отсека, скорость увеличилась с 1622,6 до 2550,5 м/сек и корабль перешел на траекторию возвращения к Земле. Основной блок находился на орбите ИСЛ 89 ч 2 мин.

На траектории возвращения к Земле была сделана одна коррекция с помощью ЖРД РСУ с импульсом 0,67 м/сек, изменившая угол входа в атмосферу Земли с -7,95 до -6,5°. Командный отсек корабля Apollo-12 вошел в атмосферу в To +244 ч 22 мин 18 сек со скоростью 11 015,4 м/сек и в To +244 ч 36 мин 24 сек на 14 сек позже расчетного времени произвел посадку в Тихом океане в точке с координатами 15°49' ю. ш. и 165°10' з. д. в 645 км юго-восточнее о. Самоа.

Руководство NASA оценило полет Аро11о-12 как полностью успешный.

Apollo-13

11 апреля 1970 г. в 19 ч 13 мин по Гринвичу стартовала ракета-носитель Saturn V и корабль Apollo-13 с экипажем в составе: Джеймс Ловелл (командир корабля), Джон Суиджерт (пилот командного отсека) и Фред Хейс (пилот лунного корабля).

В первоначальный состав экипажа в качестве пилота командного отсека входил Томас Мэттингли. Но за неделю до старта заболел краснухой астронавт Чарльз Дьюк, входивший в состав дублирующего экипажа. Все члены основного экипажа находились в контакте с Ч. Дьюком и при медицинском анализе оказалось, что все астронавты имеют иммунитет, кроме Т. Мэттингли, и возникло опасение, что он может заболеть краснухой в полете. Руководство NASA приняло решение заменить его Д. Суиджертом из дублирующего экипажа.

Д. Ловелл возражал против такого решения и предлагал перенести запуск на 10…11 мая 1970 г., однако руководство NASA не согласилось отсрочить полет, так как это потребовало бы дополнительных расходов в сумме 800 тыс. долл.

В течение двух дней на м. Кеннеди были проведены совместные тренировки Д. Ловелла, Д. Суиджерта и Ф. Хейса, которые показали, что Д. Суиджерт способен эффективно выполнить свои обязанности в составе основного экипажа. После этого директор NASA Т. Пейн с полного согласия командира корабля Д. Ловелла официально включил Д. Суиджерта в состав основного экипажа корабля Apollo-13.

Во многих газетах, по радио и телевидению в США высказывалось мнение людьми, далекими от космической техники, что полеты на Луну становятся обычным делом, полет Apollo-13 это уже пятый пилотируемый полет к Луне и он не вызывает сомнений в надежности.

Однако, как показали дальнейшие события, когда Apollo-13 находился в Дальнем космосе на расстоянии 320 000 км от Земли, произошел взрыв бака в служебном отсеке.

Продолжая полет в облет Луны на аварийном корабле, экипаж в течение более 3 сут находился на грани катастрофы, а на Земле были приняты все меры для спасения экипажа.

Программой полета Apollo-13 предусматривалось следующее.

1. Произвести точную посадку лунного корабля на расстоянии 0,5 км от кратера Фра Мауро высотой 122 м в центре лунного диска. С этой целью основной блок должен перевести корабль Apollo на эллиптическую орбиту с высотой над поверхностью Луны в периселении 18 км до расстыковки с лунным кораблем.

2. Исследования Луны в районе посадки; с этой целью отойти от лунного корабля на расстояние 1 км и подняться ла высоту 100 м.

3. Установить иа Луне комплект научного оборудования.

4. Собрать 46 кг различных пород лунного грунта.

Программа была рассчитана на пребывание астронавтов на поверхности Луны вне лунного корабля в течение 8…9 ч; общая продолжительность пребывания на Луне 33,5 ч; основной блок на орбите ИСЛ должен был сделать 45 оборотов вокруг Луны. Общая продолжительность полета по программе 241 ч.

Весовые характеристики корабля Apollo-13 (кг)

Начальный вес космической системы Saturn V Apollo-13 был равен 2 953 659,1 кг.

Тяга двигательной установки первой ступени ракеты была увеличена на взлете до 3 443 405,2 кг и перед выключением центрального ЖРД F-1 до 4 083 779 кг. Тяга двигательной установки ступени S-II была увеличена от 418 590 до 527 237 кг и средняя тяга двигателя ступени S-IVB была 90 715 кг.

В To -1 ч 28 мин перед стартом отказал клапан жидкого кислорода № 2 ступени S-IC.

После нескольких циклов включения и выключения и проливки вокруг клапана его удалось закрыть в To -1 ч 21 мин.

Старт и вывод корабля на траекторию полета к Луне

После происшедших во время старта корабля Apollo-12 двух ударов молнии в ракету, были установлены следующие условия, запрещающие старт ракеты Saturn V на Луну если:

1. Номинальная траектория полета ракеты проходит в ливневых и грозовых облаках или в 8 км от штормовой облачности.

2. Холодный фронт простирается выше 3 км.

3. Средняя облачность толще 2000 м и возможно обледенение,

4. Кучевая облачность высотой 3000 м или более.

При старте ракеты-носителя Saturn V с кораблем Apollo-13 метеорологические условия были хорошие, старт произошел в расчетное время.

Ступень S-IC отработала нормально, но наружные ЖРД F-1 выключились на 0,4 сек. раньше. В момент времени To +02 мин 46,0 сек произошло зажигание ЖРД J-2 ступени S-II и возникли сильные колебания давления в системе жидкого кислорода одновременно с вибрацией подвески центрального ЖРД. Колебания давления в системе питания жидким кислородом явились причиной падения давления ниже требуемого минимума, возникшая кавитация на входе в кислородный насос снизила к. п. д. насоса и вызвала падение тяги ЖРД, как показало исследование давления в камере сгорания. Падение и колебания тяги явились причиной того, что сработало реле тяги, выключившее двигатель в To +05 мин 30,6 сек.

Сильные колебания низкой частоты 14…16 гц были локальными. Датчик на кожухе центрального ЖРД показал ускорение более 20 g, в то время как на командном отсеке было зарегистрировано ~0,1 g. Колебания, возникшие на ракете-носителе Saturn V в полете Apollo-13, превысили все ранее наблюдавшиеся колебания.

После выключения центрального ЖРД J-2S, (на 2 мин 12,4 сек раньше срока) колебания ступени и наружных ЖРД снизились до номинального уровня. Вследствие уменьшения тяги 4 наружных ЖРД J-2S проработали сверх запланированного номинального времени 34,1 сек. В результате в момент выключения наружных ЖРД скорость полета была на 68 м/сек меньше расчетной. Отделение второй ступени произошло на высоте 183,5 км. Двигательная установка ступени S-IVB начала работать в момент времени To +09 мин 56,9 сек и работала на 9,2 сек больше расчетного времени, чтобы компенсировать недостающую скорость. Однако, при выключении ступени S-IVB скорость полета все же оставалась меньше расчетной на 0,37 м/сек, и орбита, на которую вышел корабль (185/188 км), оказалась ниже расчетной круговой орбиты высотой 190 км. После выхода на орбиту ожидания был тщательно проанализирован имевшийся запас топлива, так как перерасход топлива ступенью S-IVB был весьма существенным.

Однако оказалось, что топлива достаточно, чтобы вывести корабль Apollo-13 на траекторию полета к Луне.

После 1,5 витков по орбите ожидания в момент времени To +02 ч 35 мин 46,4 сек был вторично включен ЖРД ступени S-IVB; он проработал 5 мин 50,7 сек, на 5 сек больше, чем требовалось по параметрам орбиты ожидания. Экипаж доложил о небольшой вибрации, возникшей за 90 сек до выключения ЖРД; управление, навигация и все системы приборного отсека и корабля работали нормально. Корабль Apollo-13 был выведен на траекторию свободного возвращения с начальной скоростью полета к Луне 10 700 м/сек.

Д. Ловелл передал управление кораблем Л. Суиджерту, который осуществил перестроение отсеков и отделение корабля Apollo-13 от ступени S-IVB.

В отличие от предыдущих полетов, в которых ступень S-IVB выводилась на гелиоцентрическую орбиту, в полете Apollo-13 было решено сбросить S-IVB на поверхность Луны в цель диаметром 700 м с центром в восточной части кратера Ландсберг (3° ю. ш., 30° з. д.), в 200 км западнее места посадки Apollo-12. Сейсмический удар заданной силы использовался для тарировки находящихся на Луне пассивных сейсмометров и исследования характера распространения сейсмических волн в поверхностном слое Луны.

После запуска ЖРД РСУ для осуществления маневра отклонения орбиты S-IVB от траектории полета Apollo-13 через 21 мин был произведен сброс остатков жидкого кислорода через ЖРД ступени S-IVB. Первый запуск ЖРД РСУ для направления S-IVB в цель на поверхности Луны был произведен на 11 мин 2 сек раньше запланированного времени, скорость возросла на 8,5 м/сек. Анализ траектории полета показал, что удар произойдет в точке с координатами 6°53' ю. ш., 30°53' з. д., поэтому вторая коррекция не потребовалась. Перед ударом ступень S-IVB двигалась по траектории с углом наклона к горизонту Луны 80° и со скоростью 2,68 км/сек, обладая энергией 5,3.1017 эрг, эквивалентной взрыву 11,5 т тринитротолуола.

Фактическая и номинальная последовательность операций при выводе корабля Apollo-13 на траекторию полета к Луне приведена в табл. 25.

Таблица 25

* Расчетные данные взяты из материалов Центра космических полетов им. Маршалла и являются рабочей траекторией полета Apollo-13

12 апреля в момент времени To +11 ч 41 мин должна была состояться первая коррекция, но так как траектория полета Apollo-13 была близка к расчетной, от коррекции отказались. В To +24 ч 42 мин корабль находился на расстоянии от Земли приблизительно 300 тыс. км.

13 апреля в момент времени To +30 ч 41 мин с помощью ЖРД служебного отсека, включенного на 3,4 сек, был произведен маневр перехода Apollo-13 с траектории свободного возвращения на гибридную траекторию. Утром 13 апреля, находившийся на связи в Центре управления полетом астронавт В. Бранд, сообщил экипажу, что курс корабля весьма точен и по достижении окрестностей Луны корабль должен выйти на минимальное расстояние 114 км над поверхностью обратной стороны Луны. В момент времени To +37 ч начался запланированный отдых экипажа продолжительностью около 10 ч.

Центр управления полетом решил провести незапланированную проверку баллонов с гелием системы подачи топлива в лунном корабле, так как за 4 сут до старта при испытаниях обнаружилось, что баллоны с гелием нагреваются быстрее, чем это следует при нормальном процессе. 14 апреля в To +54 ч 47 мин Ф. Хейс произвел в лунном корабле проверку баллонов с гелием и установил, что давление и температура в них близки к нормальным. Вскоре после возвращения астронавта в командный отсек произошел взрыв бака с кислородом в служебном отсеке. Впоследствии аварийной комиссией было установлено, что в момент времени To +55 ч 55 мин взорвался кислородный бак № 2, взрыв повредил и бак № 1, в результате вытек почти весь кислород, предназначавшийся для топливных элементов и создания в кабине командного отсека кислородной атмосферы.

В To +55 ч 58 мин пилот командного отсека Д. Суиджерт сообщил в Центр управления полетом, что полностью упало напряжение в электромагистрали В, снабжавшей электроэнергией системы и оборудование основного блока. Центр управления полетом дал указание экипажу свести расход электроэнергии к минимуму. Вскоре стало падать напряжение и в электромагистрали А и система электроснабжения основного блока полностью вышла из строя. Экипаж доложил, что давление в кислородном баке № 2 равно нулю, а в баке № 1 продолжает падать. В момент времени To +56 ч 47 мин давление в кислородном баке № 1 упало до уровня ниже 50% от нормального.

Это означало, что система жизнеобеспечения командного отсека сможет обеспечить жизнь экипажа только в течение 15 мин.

Д. Ловелл и Ф. Хейс перешли в лунный корабль, включили энергетическую установку и систему жизнеобеспечения экипажа в лунном корабле. Д. Суиджерту, оставшемуся в командном отсеке, кислород подавался из лунного корабля через переходной туннель.

В To +58 ч 07 мин руководство NASA приняло решение об отказе от посадки Apollo-13 на Луну и аварийном возвращении на Землю после облета Луны. И через 30 мин это решение было объявлено официально. В To +58 ч 22 мин представители заявили, что для ускорения полета Apollo-13 по траектории возвращения к Земле 15 апреля в To +79 ч 30 мин будет произведена коррекция траектории не с помощью ЖРД служебного отсека, который работать не может, а с помощью двигательной установки посадочной ступени лунного корабля.

В To +61 ч 29 мин экипаж успешно осуществляет все необходимые маневры и производит коррекцию траектории полета Apollo-13, в результате которой корабль снова перешел на траекторию свободного возвращения к Земле; коррекция выполнялась с помощью ЖРД посадочной ступени лунного корабля, который проработал 2 мин.

В To +67 ч 08 мин произведенный расчет траектории полета показал, что посадка командного отсека Apollo-13 должна произойти примерно в To +142 ч 47 мин (17 апреля в 18 ч по Гринвичу) в Тихом океане на расстоянии 1200 км к северо-востоку от Новой Зеландии.

Однако терпящий бедствие Apollo-13 продолжает удаляться от Земли. Еще не ясно, хватит ли оставшегося кислорода для возвращения экипажа на Землю, если не хватит, то им грозит гибель. Возникают предложения увеличить скорость полета и уменьшить продолжительность возвращения к Земле. В частности, предлагается вариант посадки в Индийском океане на 1 сут раньше (16 апреля в 18 ч по Гринвичу).

В момент времени To +77 ч 07 мин корабль Apollo-13 уходит за диск Луны и на 25 мин радиосвязь с ним прекращается. Корабль облетел Луну на минимальном расстоянии от ее поверхности около 250 км.

В To +77 ч 56 мин ступень S-IVB упала на Луну. Позднее ученые установили, что пассивный сейсмометр, установленный на поверхности Луны регистрировал в течение 4 ч колебания лунной коры.

В To +79 ч 28 мин на 10 сек были включены 2 ЖРД РСУ для осадки топлива в баках посадочной ступени лунного корабля, затем был включен посадочный ЖРД, проработавший 5 сек на тяге 10% максимальной, 21 сек на тяге 40% максимальной и 3 мин 54 сек на максимальной тяге. В результате курс Apollo-13 не изменился, а скорость полета к Земле увеличилась на 265 м/сек. Коррекция скорости полета прошла успешно и было объявлено, что посадка произойдет в To +141 ч 54 мин (17 апреля в 17 ч 07 мин по Гринвичу) в Тихом океане в точке с координатами 21°40'ю. ш., 165°83' в. д. В Центре управления полетом было решено, что поврежденный служебный отсек корабля будет сброшен за 2 ч до входа в атмосферу, а лунный корабль – часом позже.

15 апреля в To +90 ч 25 мин Apollo-13 находился на расстоянии 332 843 км от Земли.

16 апреля в Центре управления полетом установили, что корабль отклонился от правильного курса и снова необходимо произвести коррекцию траектории. В противном случае промах при пролете Земли составит 167 км, Apollo-13 не войдет в атмосферу, пойдет по сильно вытянутой эллиптической орбите вокруг Земли, и астронавты погибнут от недостатка кислорода еще до того, когда можно будет снова произвести попытку посадить корабль на Землю.

16 апреля в To +102 ч 12 мин Apollo-13 находился в 296 730 км от Земли; температура внутри кабин лунного корабля и командного отсека упала до +2…4°C; от холода астронавты не могут уснуть. В To +105 ч 12 мин с целью коррекции траектории полета производится третье включение ЖРД посадочной ступени лунного корабля. Двигатель проработал 7,4 сек и скорость полета уменьшилась на 2 м/сек.

Но и эта коррекция не обеспечила требуемой траектории полета и промах мимо Земли не устранила. В To +125 ч 39 мин 17 апреля предпринимается четвертая коррекция траектории, рассчитанная так, чтобы корабль вошел в атмосферу Земли и находился в пределах расчетного коридора входа. В результате этой коррекции, проведенной с помощью ЖРД РСУ лунного корабля, скорость Apollo-13 уменьшилась на 1,5 м/сек.

Корабль приближался к Земле. В центре управления полетом снова возникли серьезные сомнения в возможности спасения экипажа. Предстояло произвести сброс аварийного служебного отсека. Отделение служебного отсека осуществляется взрывными болтами. Сработает ли исправно эта система? Кроме того, нерасчетное выполнение операции отделения может создать боковые усилия и отклонить Apollo-13 от правильного курса. В To +138 ч 02 мин операция отделения служебного отсека была успешно выполнена астронавтами. После отделения были произведены осмотр и фотографирование служебного отсека. Астронавты обнаружили, что одна панель обшивки секции № 4 целиком разрушена взрывом, происшедшим в служебном отсеке. Д. Ловелл и Ф. Хейс возвращаются в командный отсек и вместе с Д. Суиджертом используют оставшийся ограниченный запас кислорода.

В To +141 ч 17 мин отделяется лунный корабль.

В дальнейшем время стало весьма критическим фактором. Хватит ли экипажу остатков кислорода до посадки на Землю? Ранее по этой причине обсуждался вопрос об отделении лунного корабля за 15 мин до входа в атмосферу. Специалистов в Центре управления полетом беспокоило состояние теплозащитного экрана командного отсека. Сохранилась ли целой конструкция экрана? Он мог быть разрушен взрывом. В этом случае температура внутри командного отсека могла сильно возрасти.

Командный отсек Apollo-13 вошел в атмосферу со скоростью 11 000 м/сек, выше чем во всех предыдущих полетах, но эксперты NASA считали эту скорость допустимой. В To +142 ч 49 мин раскрылись главные парашюты и в To +142 ч 54 мин командный отсек Apollo-13 произвел посадку в Тихом океане в 100 км к юго-востоку от о. Самоа.

Полет Apollo-13 продемонстрировал исключительную роль астронавтов в предотвращении катастрофы после происшедшего на корабле взрыва в Дальнем космосе. Только исключительные качества экипажа – мужество и выдержка, большой летный опыт, развитая техническая интуиция – позволили принять правильное решение в сложной аварийной ситуации и избежать катастрофы.

Центром управления полетов были приняты все меры по оказанию помощи экипажу в управлении кораблем и аварийном возвращении Apollo-13 на Землю.

Согласно заключению аварийной комиссии, непосредственной причиной взрыва кислородного бака № 2 в служебном отсеке Apollo-13 было короткое замыкание в электропроводке вентиляторов внутри бака. Короткое замыкание возникло в результате неправильных действий персонала на космодроме в ходе предстартовой проверки Apollo-13 27…28 марта. После проверки систем служебного отсека, когда сливали жидкий кислород из бака № 2, полностью осуществить слив не удалось; включили нагреватели в баке, чтобы вызвать интенсивное испарение жидкого кислорода и газообразный кислород стравить; такая процедура допустима, но при включении нагревателей было подано напряжение 65 в, в то время как они рассчитаны на напряжение не более 28 в. Специальные испытания показали, что повышенное напряжение выводит из строя предохранительные устройства (свариваются контакты), которые должны автоматически выключать нагреватели, если температура в баке превысит 27°C. Сваривание контактов предохранительных устройств приводит к повышению температуры в баке до 500°C и тефлоновая изоляция электропроводки отслаивается, оголяя провода. При включении вентиляторов в кислородном баке № 2 Apollo-13, произошло короткое замыкание оголенных проводов, загорелась изоляция и бак взорвался от возросшего давления. Взрыв бака № 2 привел к повышению давления в секции № 4 служебного отсека, повреждению бака № 1 и разрушению панелей обшивки служебного отсека. Аварийная комиссия рекомендовала сделать следующие доработки корабля Apollo.

1. Установить в служебном отсеке третий бак с кислородом.

2. Не ставить внутри кислородных баков вентиляторы.

3. Заключить всю электропроводку внутри кислородных баков в стальные кожухи.

4. Полностью заменить в кислородных баках материалы, способные гореть в кислородной атмосфере при большом давлении.

5. Установить бортовую систему сигнализации, предупреждающую об угрозе подобной аварии.

Apollo-14

31 января 1971 г. в 21 ч 03 мин по Гринвичу стартовала ракета-носитель Saturn V и корабль Apollo-14 с экипажем в составе: Алан Шепард (командир корабля), Стюарт Руса (пилот командного отсека) и Эдгар Митчелл (пилот лунного корабля).

Программой полета Apollo-14 предусматривалось следующее.

1. Выполнение посадки лунного корабля примерно в 48 км севернее кратера Фра Мауро (координаты центра участка посадки 3°40'19" ю. ш., 17°27'46"з. д.), там где не удалось совершить посадку корабля Apollo-13.

2. Проведение исследований лунной поверхности до кратера Коун в 120 м от места посадки.

3. Сбор 34 кг образцов лунных пород.

4. Установка на Луне научной аппаратуры: пассивных сейсмометров; трех активных сейсмометров и приборов для регистрации подрыва 21 пиротехнического заряда; четырех пусковых устройств с гранатами, которые будут через полгода подорваны с Земли (колебания грунта будут регистрироваться геофонами); детектора ионов для измерения состава и энергии заряженных частиц; ионизационного манометра для измерения плотности нейтронной атмосферы на Луне в диапазоне 10-6…10-12 мм рт. ст., оценки температуры и вариаций плотности; детектора заряженных частиц для регистрации протонов и электронов солнечного происхождения; лазерного отражателя.

5. Проведение научных экспериментов. Измерение напряженности и размеров магнитного поля локальных лунных структур. Измерение прибором механических свойств лунного грунта. Получение снимков в темноте с целью обнаружения источников света в конусе с углом 20° вдоль линии Земля – Солнце, с противоположной от Солнца стороны Земли.

6. Установка рулона алюминиевой фольги-ловушки ядер инертных газов в солнечном ветре.

7. Проведение научных исследований в командном отсеке. Измерение электромагнитных свойств лунной поверхности путем регистрации отраженных электромагнитных волн. Исследование вариаций гравитационного поля Луны вдоль траектории полета основного блока путем регистрации допплеровского смещения сигналов. Фотографирование областей Луны, интересных для селенологов, и участков посадки для будущих полетов кораблей Apollo. Уточнение координат ориентиров на Луне сканирующим телескопом.

8. Проведение сеансов телевидения.

9. Проведение на траектории полета к Луне экспериментов в невесомости и передача их по телевидению; электрофорез биологических соединений в жидкой среде; изучение теплопередачи; изучение поведения в невесомости жидкости; изучение процесса литья.

10. Продолжение наблюдения фосфенов – зрительных ощущений, вызываемых необычными для глаза раздражителями.

11. Изучение сейсмических колебаний, вызванных падением ступени S-IVB. Колебания должны регистрироваться пассивным сейсмометром, установленным на Луне астронавтами Apollo-12. Вес ступени при падении 11,3 т, скорость 2,5 км/сек.

12. Изучение сейсмических колебаний, вызванных падением взлетной ступени лунного корабля.

Программа была рассчитана на пребывание астронавтов на Луне вне лунного корабля в течение 8 ч 35 мин; общая продолжительность пребывания на Луне 33 ч 31 мин; общая продолжительность полета по программе 216 ч 38 мин.

Весовые характеристики Ароllо-14(кг)

В соответствии с рекомендацией комиссии по расследованию аварии Apollo-13, служебный отсек был модернизирован, вес его увеличился на 290 кг. Расходы на модернизацию составили 15 млн. долл.

Была подвергнута модернизации и вторая ступень S-II ракеты-носителя, чтобы исключить возможность возникновения продольных колебаний типа Pogo.

С этой целью в трубопроводе подачи жидкого кислорода в центральный ЖРД ступени S-II была установлена сферическая емкость, наполненная гелием, выполняющая роль демпфера колебаний. Установлены датчики, выключающие центральный ЖРД в случае возникновения колебаний большой амплитуды. Электроклапаны системы регулирования состава смеси всех пяти ЖРД были заменены двухпозиционными клапанами с пневматическим приводом.

Перед стартом ракеты-носителя Saturn V с кораблем Apollo-14 над м. Кеннеди прошел грозовой фронт, задержавший старт на 40 мин. Вывод на орбиту ожидания прошел нормально, ступень S-IVB с кораблем Apollo-14 вышла на эллиптическую орбиту 186/192 км (расчетная орбита – круговая высотой 191 км). Через 1,5 оборота по орбите ожидания в To +2 ч 28 мин 49 сек был вторично включен ЖРД J-2 ступени S-IVB; он проработал 5 мин 52 сек. и третья ступень ракеты вместе с кораблем Apollo-14 вышла на траекторию полета к Луне с начальной скоростью 10 833 м/сек. Эта траектория обеспечивает свободное возвращение на Землю после облета Луны на минимальном расстоянии от ее поверхности 4000 км.

В момент времени To +3 ч 03 мин начались операции по перестроению отсеков. Однако, 5 попыток произвести стыковку основного блока с лунным кораблем оказались неудачными, так как не утапливались защелки стыковочного штыря. А. Шепард обратился в Центр управления полетом с предложением разгерметизировать кабину командного отсека, открыть люк, выйти в открытый космос и осмотреть головку и защелки штыря. Однако Центр управления полетом не разрешил этой операции, а рекомендовал сделать еще одну попытку стыковки, но со втянутым штырем, чтобы обеспечить непосредственный контакт корпусов основного блока и лунного корабля. Пока производилась шестая попытка стыковки, NASA рассматривал вопрос об аварийном прекращений полета Apollo-14, так как кончался ресурс аккумуляторов на ступени S-IVB, обеспечивавших работу системы навигации и, управления. Последняя попытка оказалась успешной, и стыковка была произведена в момент времени To +6 ч 03 мин. После стыковки астронавты наполнили переходной туннель кислородом, открыли верхний люк кабины командного отсека, демонтировали стыковочный штырь и приемный конус и внесли их в командный отсек. Осмотр показал, что пружинные защелки штыря работают нормально, и по мнению специалистов на орбите ИСЛ трудности со стыковкой не должны повториться.

После отделения ступени S-IVB от корабля Apollo траектория S-IVB была откорректирована с расчетом попадания в Луну 4 февраля в момент времени To +82 ч 38 мин.

В ходе полета к Луне Apollo-14 наблюдался ряд неполадок. 2 февраля обнаружилось, что при выбрасывании отходов за борт происходит утечка кислорода из кабины командного отсека; астронавты проверили и отрегулировали клапан. 3 февраля экипажу сообщили из Центра управления полетом, что в одном из аккумуляторов взлетной ступени лунного корабля по данным телеметрической информации напряжение ниже номинального значения 37 в на 0,3 в. Астронавты подтвердили эти телеметрические данные, однако дальнейшего падения напряжения не наблюдалось. Для обеспечения всех операций при старте с Луны достаточно одного аккумулятора, второй является резервным, но по инструкции, посадка на Луну разрешается только при исправности обоих аккумуляторов.

Первая коррекция траектории по плану полета Apollo-14 не производилась, так как в ней не было необходимости. Вторая коррекция была произведена в момент времени To +30 ч 36 мин; ЖРД служебного отсека проработал 10,3 сек, скорость была увеличена на 22 м/сек и корабль Apollo-14 перешел на гибридную траекторию. Эта коррекция позволила компенсировать 40-мин задержку на старте и обеспечила минимальное расстояние при пролете Луны 124 км. Третья коррекция не производилась, а четвертая была выполнена 4 февраля; ЖРД служебного отсека проработал 0,6 сек и увеличил скорость полета корабля на 1,15 м/сек. В момент времени To +82 ч 36 мин 42,7 сек был включен ЖРД служебного отсека; он проработал 6 мин 12,23 сек, скорость корабля уменьшилась на 921,8 м/сек и он перешел на начальную эллиптическую орбиту ИСЛ высотой 106,5/311 км.

В момент To +82 ч 57 мин на Луну упала ступень S-IVB примерно в 165 км к юго-западу от места установки пассивного сейсмометра, ближе, чем предполагалось. Координаты точки падения 7°72' ю. ш., 26°03' з. д.; сейсмометр регистрировал колебания поверхности Луны в течение ~3 ч. После двух витков Apollo-14 по орбите ИСЛ вновь был включен ЖРД служебного отсека; он проработал 21,38 сек, скорость уменьшилась на 62,97 м/сек и корабль перешел на эллиптическую орбиту с высотой периселения 17,2 км и высотой апоселения 109 км. На втором витке по этой орбите С. Руса фотографировал район вблизи кратера Декатр – предполагаемое место посадки корабля Apollo-16.

В момент времени To +103 ч 27 мин лунный корабль с астронавтами А. Шепардом и Э. Митчеллом отделился от основного блока, а С. Руса с помощью ЖРД служебного отсека перевел основной блок на орбиту ИСЛ высотой 94/119 км. За 1,5 ч до расчетного времени включения ЖРД посадочной ступени лунного корабля для посадки на Луну на пульте управления лунного корабля появился сигнал о том, что в бортовую ЭЦВМ введена программа Р-70 (аварийное прекращение посадки) и Р-71 (аварийное возвращение к основному блоку). Это произошло в результате замыкания тумблера, вводящего в бортовую ЭЦВМ эти программы. Отработка программы аварийного прекращения посадки началась бы автоматически через 26 сек после включения посадочного ЖРД. Приборная лаборатория Массачусетского технологического института срочно разработала программу, которая должна была исключить автоматическую отработку программ Р-70 и Р-71. Программа была введена в бортовую ЭЦВМ лунного корабля и проверки показали, что она обеспечивает поставленные перед ней задачи. Эти операции были закончены всего за 10 мин до расчетного момента включения ЖРД посадочной ступени. В момент времени To +108 ч 42 мин был включен ЖРД посадочной ступени и в соответствии с требованиями новой программы им управлял А. Шепард, вручную дросселированием поддерживая тягу на уровне 477 кг. Далее он перевел ЖРД на режим максимальной тяги, после чего началась отработка ЦАП лунного корабля штатной программы Р-63. На высоте 9140 м должен был произойти захват лунной поверхности посадочным радиолокатором, но захвата не произошло. Если бы захвата не произошло до высоты 3 км, то по инструкции пришлось бы отказаться от посадки. Э. Митчелл несколько раз включал и выключал радиолокатор, но захват произошел лишь спустя 2,5 мин на высоте ~8 км. При входе в дальний коридор на высоте 2,3 км над лунной поверхностью скорость корабля относительно Луны была 493 км/ч. А. Шепард и Э. Митчелл увидели кратер Коун, являющийся для них ориентиром. Перед входом в ближний коридор А. Шепард включил модифицированную полуавтоматическую программу Р-66, а на высоте 200 м перешел на полностью ручное управление посадкой. Когда корабль снизился до высоты 30 м, поднялось облако лунной пыли. Когда щупы коснулись поверхности Луны, вертикальная скорость равнялась 0,9 м/сек. В момент посадки в баках посадочной ступени оставалось топлива на 60 сек полета.

Посадка произошла в момент времени To +108 ч 55 мин на 75 сек позже расчетного времени. Лунный корабль Apollo-14 совершил посадку между группой кратеров Триплет и группой кратеров Дуплет на площадке с уклоном 8° в точке с координатами 3°40'27" ю. ш., 17°27'58" з. д. в 26,5 м от расчетного места посадки.

На Луне

После посадки астронавты в течение 3 мин находились в готовности совершить аварийный старт с Луны, затем они получили из Центра управления полетом разрешение оставаться на Луне. А. Шепард и Э. Митчелл стравили остатки топлива из баков посадочной ступени, выключили бортовые системы, которые не должны работать на Луне и начали подготовку к выходу на Луну. Выход задержался на 1 ч, так как пришлось устранять неисправность в системе радиосвязи, расположенной в ранцевой системе скафандра А. Шепарда. В момент времени To +114 ч 17 мин кабина лунного корабля была разгерметизирована. В момент To +114 ч 31 мин А. Шепард вышел на Луну первым, через 5 мин за ним вышел Э. Митчелл. Астронавты сняли с корпуса посадочной ступени 2-колесную тележку весом 9 кг, предназначенную для перевозки научных приборов, пород лунного грунта и изучения динамики движения колесной установки по поверхности Луны. Каркас тележки алюминиевый, шины колес из полиэфирного корда, рассчитанного на работу в диапазоне температур от -65 до +121°C; камеры шин надуваются до давления 0,07…0,14 ат.

Э. Митчелл собрал аварийный комплект образцов лунных пород, А. Шепард перенес и установил телевизионную камеру в 15 м от лунного корабля. Астронавты погрузили на тележку комплект научного оборудования и направились к месту установки приборов на расстоянии 100 м от лунного корабля. Катить тележку было легко, но астронавты трижды останавливались, Э. Митчелл тяжело дышал и вынужден был отдыхать. Используя лунную карту, они с трудом ориентировались на пути к цели. На расчетном месте от корабля оказалась впадина и они прошли к западу еще 10 м, чтобы разместить приборы на возвышенности. К моменту времени To +116 ч 37 мин астронавты пользовались ранцевой системой жизнеобеспечения уже 2 ч 18 мин; когда они приступили к установке научных приборов у А. Шепарда пульс был 90…100, а у Э. Митчелла 100…120 ударов в 1 мин. В момент времени To +117 ч 47 мин установка приборов была закончена и Э. Митчелл пошел вдоль кабеля с геофонами, подрывая ударником пиротехнические заряды. Из 21 заряда ему удалось привести в действие 13. Когда прошло 3 ч 56 мин с момента перехода астронавтов на ранцевую систему жизнеобеспечения, Центр управления полетом продлил на 30 мин пребывание на Луне, но предупредил, что им потребуется 18 мин на возвращение к кораблю.

На обратном пути к кораблю, когда астронавты собирали образцы лунных пород, они получили предупреждение Центра управления полетом, что у них осталось мало времени до завершения первого выхода, надо торопиться. Астронавты подошли к лунному кораблю в момент времени To +118 ч 56 мин; Э. Митчелл, а затем А. Шепард поднялись в кабину, в To +119 ч 07 мин люк был закрыт и кабина наполнена кислородом. Первый выход на Луну продолжался 4 ч 44 мин. Энергетические затраты астронавтов на поверхности Луны были на 20% ниже ожидавшихся. Система водяного охлаждения работала на режиме низкого расхода, лишь на короткое время Э. Митчелл переключал свою систему на средний расход при установке комплекта приборов. Средняя величина тепловыделения у А. Шепарда составляла 210 ккал1 ч, у Э. Митчелла 220 ккал/ч. Из общего запаса воды в системе охлаждения (3,85 кг} А. Шепард израсходовал 2,13 кг, Э. Митчелл 2,54 кг. После возвращения в корабль в ранцевой системе жизнеобеспечения А. Шепарда осталось запаса кислорода на 1 ч, у Э. Митчелла на 0,5 ч. 6 февраля астронавты предприняли второй выход на Луну. Перед этим они 2 раза принимали пищу, зарядили ранцевые системы жизнеобеспечения, спали 4,5 ч. При подготовке ко второму выходу они тщательно проверили скафандр Э. Митчелла, у которого обнаружилась утечка кислорода в соединениях скафандра с гермошлемом и перчатками. Основная задача второго выхода – путешествие к вершине кратера Коун, исследование лунной поверхности, сбор образцов лунных пород, измерение магнитного поля. По просьбе астронавтов второй выход начался раньше запланированного времени. Люк был открыт в момент времени To +131 ч 52 мин, через 5 мин на Луну вышел А. Шепард, за ним через 3 мин вышел Э. Митчелл. Астронавты погрузили на тележку оборудование и направились на восток к кратеру Коун. Первая остановка была сделана на расстоянии 75 м от лунного корабля; астронавты произвели измерение напряженности магнитного поля, зарегистрировав около 100 гамма, что превышает величины, полученные при измерении с орбиты ИСЛ. По мнению специалистов, это свидетельствует о наличии пространственных вариаций напряженности лунного магнитного поля. Астронавты прошли поле, усеянное камнями диаметром 60…90 см, и в центре площадки между тремя кратерами диаметром ~20 м приступили к сбору образцов лунных пород. Была взята колонка лунного грунта с глубины 45 см; глубже проникнуть не удалось, мешали твердые породы.

После остановки астронавты начали подъем к кратеру Коун. Крутизна подъема по их оценке составляла 18°, по мере приближения к кратеру начало попадаться все больше камней размером 1,2…1,5 м. Местность была усеяна кратерами, а ровные площадки между ними не превышали 3 м в поперечнике.

Астронавты с трудом ориентировались на местности и разошлись во мнениях, где находится кратер Уэйрд и где они должны сделать вторую остановку для взятия пробы грунта. Из центра управления полетом им сообщили, что точное место остановки не имеет значения, они находятся вблизи этого-места, поэтому следует сделать остановку для отдыха и взять пробу грунта. После непродолжительной остановки они продолжили подъем, но через несколько минут в To +133 ч 34 мин снова остановились, чтобы определить свое местонахождение. Э. Митчелл сообщил, что у них возникли серьезные сомнения в правильности маршрута, которым они идут. Он переключил систему охлаждения с низкого на средний расход воды.

После короткой остановки они продолжали подъем в направлении, как они считали, кратера Флэнк. Через несколько минут они снова должны были остановиться, чтобы сориентироваться и отдохнуть. Когда они снова начали подъем, частота пульса у обоих достигла 120 ударов в 1 мин. Подъем стал заметно круче, они уже не катили тележку, а несли ее на руках. В момент времени To +133 ч 45 мин они снова остановились отдохнуть, частота пульса у А. Шепарда достигла 150, у Э. Митчелла 128 ударов в 1 мин. В Центре управления полетом при разговоре с астронавтами слышали их тяжелое дыхание. Астронавты сообщили, что, по грубой оценке, они находятся недалеко от вершины кратера Коун, высота которого 90…100 м над поверхностью в месте посадки лунного корабля; но, по мнению астронавтов, им потребуется не менее 30 мин, чтобы добраться до края кратера. Командир корабля А. Шепард сообщил Центру управления полетом, что он считает целесообразным возвращаться к лунному кораблю, так как у них не останется времени на сбор документированных образцов. Центр управления полетом согласился с А. Шепардом и предложил им собрать образцы в месте их последней остановки. К началу возвращения в ранцевой системе жизнеобеспечения А. Шепарда оставалось 45% кислорода, у Э. Митчелла 40%.

На обратном пути, не доходя до кратера Уэйрд, астронавты вышли на участок, покрытый небольшими белыми камнями. У астронавтов повысилась температура в скафандрах, а в скафандре А. Шепарда обнаружилась небольшая утечка кислорода. Центр управления полетом приказал взять образцы пород на участке белых камней и немедленно возвращаться.

Сделав краткую остановку у кратера Уэйрд, астронавты стали спускаться к группе кратеров Триплет. К моменту времени To +135 ч 22 мин астронавты уже в течение 3 ч 33 мин пользовались ранцевыми системами жизнеобеспечения.

На следующей остановке у группы кратеров Триплет Э. Митчелл пытался взять колонку грунта, но проба высыпалась из пробоотборника. В ранцевых системах жизнеобеспечения оставалось менее 30% кислорода и Центр управления полетом дал указание закончить эксперименты и возвратиться на корабль. Когда астронавты достигли лунного корабля,, А. Шепард проверил положение телеметрической антенны у центрального блока научного оборудования, а Э. Митчелл занимался сбором образцов. Затем астронавты погрузили в лунный корабль образцы пород, рулон алюминиевой фольги, фотопленку. Люк кабины был закрыт в момент времени To +136 ч 21 мин; второй выход продолжался ~4 ч 45 мин. В общей сложности А. Шепард находился на поверхности Луны 9 ч 29 мин и прошел путь по Луне 2,75 км. Астронавты собрали 42,64 кг лунных пород.

Возвращение на Землю. Взлетная ступень лунного корабля Apollo-14 стартовала с Луны в момент времени To +142 ч 25 мин 42 сек 6 февраля. Схема встречи на орбите ИСЛ взлетной ступени с основным блоком Apollo-14 существенно отличалась от схемы встречи на орбите ИСЛ, применявшейся в предыдущих полетах. В полетах Apollo-11 и 12 взлетная ступень выводилась на концентрическую фазирующую орбиту, затем на коэллиптическую орбиту, встреча и стыковка продолжалась 3,5 ч и требовала около двух витков. В полете Apollo-14 была осуществлена прямая встреча на первом витке.

ЖРД взлетной ступени проработал 7 мин 12 сек, и вывел ступень на начальную селеноцентрическую орбиту; спустя 1 мин после выключения ЖРД взлетной ступени были включены ЖРД РСУ для триммерной регулировки; скорость возросла на 4,6 м/сек и взлетная ступень, минуя концентрическую орбиту и коэллиптическую, перешла к заключительному этапу встречи. В момент T0143 ч 09 мин была произведена первая коррекция, ЖРД взлетной ступени сообщил приращение скорости 28,4 м/сек. Стыковка произведена с первой попытки в момент To +144 ч 12 мин на 2 мин позже расчетного времени. Забрав все необходимое из лунного корабля, А. Шепард и Э. Митчелл вернулись в кабину командного отсека и взлетная ступень была отделена от основного блока. В момент To +146 ч 23 мин был включен ЖРД, затормозивший взлетную ступень и она упала на Луну в точке с координатами 3°30' ю. ш., 19°16' з. д. на расстоянии 70 км от пассивного сейсмометра, установленного на Луне экипажем Apollo-14.

В момент времени To +149 ч 14 мин был включен ЖРД служебного отсека, он проработал 147 сек, скорость полетав увеличилась на 1051 м/сек и корабль Apollo-14 перешел на траекторию возвращения к Земле.

На траектории возвращения после длительного отдыха экипаж провел запланированные технологические эксперименты в условиях невесомости. В момент To +165 ч 37 мин была проведена единственная (из трех запланированных) коррекция траектории, потребовавшая включения ЖРД служебного отсека на 3 сек. Командный отсек отделился от служебного отсека перед входом в атмосферу в момент To +215 ч 32 мин; вход в атмосферу произошел в момент To +215 ч 48 мин и 9 февраля командный отсек корабля Apollo-14 произвел посадку в Тихом океане в момент To +216 ч 02 мин, в точке с координатами 27°02' ю. ш., 172°40'з. д. в 1400 км южнее о. Самоа. Полет корабля Apollo-14 продолжался 216 ч 02 мин. Общие затраты на полет Apollo-14 составили 445 млн. долл.

Фактическое и расчетное время выполнения операции в полете Apollo-14 дано в табл. 26.

Таблица 26

Apollo-15

26 июля 1971 г. в 13 ч 34 мин по Гринвичу стартовала ракета-носитель Saturn V и корабль Apollo-15 с экипажем: Дэвид Скотт (командир корабля), Альфред Уорден (пилот командного отсека) и Джим Ирвин (пилот лунного корабля).

Программа полета Apollo-15

1. Три выхода из лунного корабля на поверхность Луны для проведения исследований Луны; 2 выхода продолжительностью по 7 ч и один 6 ч.

2. Испытание лунохода и поездка на нем на расстояние до 8 км от лунного корабля.

3. Испытание новых скафандров и системы жизнеобеспечения, увеличивающей продолжительность пребывания на Луне.

4. Испытание модифицированного лунного корабля, позволяющего увеличить в 2 раза пребывание астронавтов на Луне по сравнению с предыдущей конструкцией.

5. Старт ракеты-носителя Saturn V с самой тяжелой полетной нагрузкой из всех поднятых ракетой равной – 48 705 т.

6. Детальное картографирование поверхности Луны из командного отсека 3-камерной фотосистемой с лазерным альтиметром.

7. Вывод на орбиту 88/120 км, ИСЛ, который будет посылать на Землю в течение года информацию о характеристиках окололунного пространства.

8. Выход астронавта в открытое космическое пространство при возвращении основного блока к Земле и демонтаж фильмов картографирования Луны.

Главная задача полета Apollo-15 – исследование горного массива Apennine.

Расчетное место посадки лунного корабля Apollo-15 26°04'54" с. ш., 3°39'30" в. д. называется Handley-Apennine находится в 743 км севернее лунного экватора вблизи самого высокого на видимой стороне Луны горного массива Apennine, пики которого поднимаются на высоту 3,7 км.

Скотт и Ирвин доедут на луноходе до подножия Apennine, соберут образцы горных пород и почвы, которые, по-видимому, содержат смесь лунной коры, существовавшей до образования гор, вероятно, происшедших от удара метеорита, а также образцы горных пород, выброшенные из глубин на поверхность Луны при ударе метеорита, образовавшего огромный бассейн Imbrium.

Общая продолжительность полета по программе 295 ч 12 мин.

Луноход

В отсеке № 1 посадочной ступени лунного корабля Apollo-15 в сложенном виде упакован луноход (рис. 44.1). Вес его на Земле 218 кг, он рассчитан на полезную нагрузку 485 кг. Длина лунохода 3,05 м, ширина рамы 1,85 м, база 2,3 м. Максимальная скорость лунохода 16 км/ч. Ободы колес шириной 23 см сплетены из оцинкованной рояльной проволоки диаметром 0,84 мм; к ободам прикреплены титановые пластинки, улучшающие сцепление с грунтом и защищающие от износа проволочный обод. Колеса снабжены амортизаторами, рассчитанными на преодоление препятствий высотой 25 см при скорости 8…12 км/ч.

Все 4 колеса – ведущие; в ступице каждого колеса смонтирован электродвигатель сериесного типа постоянного тока мощностью 0,25 л. с. и механизм – редуктор с передаточным отношением 80 : 1. При выходе электродвигателя из строя каждое колесо может быть переведено на свободный ход. Помимо электродвигателей в ступицах колес на луноходе установлены передний и задний электродвигатели для независимого управления поворотом передних и задних колес; эти электродвигатели мощностью 0,1 л. с. снабжены редукторами с передаточным отношением 257:1. Луноход имеет 2 серебряно-цинковых аккумулятора емкостью по 120 а.ч и напряжением 366 в, обеспечивающих максимальную дальность пробега по Луне 92 км.

Управление луноходом осуществляется Т-образной рукояткой, установленной между сиденьями астронавтов. Повороты рукоятки управляют движением лунохода по курсу. Отклонение второй рукоятки «вперед» – увеличивает, «назад» – уменьшает скорость хода.

Рис. 44.1 (а). Луноход

Луноход оснащен телевизионной камерой, кинокамерой, антеннами для связи с Землей, навигационной системой, указывающей скорость, курс, дальность до лунного корабля, пройденное расстояние.

Луноход изготовлен фирмой Boeing. Затраты на изготовление семи экспериментальных и трех летных образцов лунохода составляют 38 млн. долл., вдвое больше первоначально намеченной суммы.

Новые скафандры

Для экипажа корабля Apollo-15 фирма International Latex Corp. (США) изготовила новые скафандры марки А72-В (рис. 44.2). Этот скафандр обладает большей подвижностью рук и ног, а также в области шеи, плечевого пояса и талии; он более комфортабелен и его можно быстрее надеть (за 15…20 мин). Скафандр состоит из двух оболочек гермокостюма и наружной оболочки. Гермокостюм в области шеи, талии, на сгибах рук и ног выполнен в виде витков-спиралей, тросовые ограничители поперек груди и спины сохраняют при наддуве гермокостюма его форму и облегчают движения астронавта. Перед выходом на поверхность Луны сверху гермокостюма одевается белая противометеорная и теплозащитная многослойная тканевая оболочка.

Рис.44.1(б) Подготовка к поездке на Луноходе.

Рис. 44.2 Новый скафандр марки А-72-В.

Изменения, внесенные в конструкцию лунного корабля, установка дополнительного пятого аккумулятора, увеличение oбъема топливных баков и запаса топлива, подвеска лунохода привели к увеличению веса на 1120 кг

Увеличение веса основного блока составляет 1200 кг, складывается из дополнительного научного оборудования – 444 кг, увеличение веса конструкции, энергоустановки и управления 756 кг.

Весовые характеристики корабля Apollo-15

Общие затраты на изготовление космической системы научного оборудования и обеспечения полета корабля Apollo-15 составили 445 млн. долл.

Расчетная программа основных этапов полета Apollo-15 приведена в табл. 27

Таблица 27

Старт ракеты-носителя Saturn V с кораблем Apollo-15 произведен почти точно по расписанию с задержкой на 187 м сек. Центральный ЖРД F-1 ступени S-IC проработал 2 мин 15,7 сек, на 0,2 сек меньше запланированного времени. Четыре наружных ЖРД проработали 2 мин 38,8 сек. Центральный ЖРД J-2 второй ступени ракеты проработал номинальное время 4 мин 57,6 сек. Четыре наружных ЖРД проработали 6 мин 26,6 сек, меньше расчетного времени на 1,6 сек. ЖРД третьей ступени S-IVB проработал 2 мин 24,9 сек вместо расчетного времени 2 мин 28,5 сек.

Корабль Apollo-15 вышел на эллиптическую орбиту ожидания 170/173 км. После выхода на траекторию полета к Луне и отделения корабля Apollo-15 от третьей ступени ракеты-носителя были включены ЖРД реактивной системы управления и обеспечили его уход от ступени S-IVB. В момент времени To +5 ч 45 мин ( To – время старта) по команде с Земли третья ступень ракеты произвела маневр, направляющий траекторию к столкновению с Луной. Удар при падении ступени на Луну, эквивалентен взрыву 11 т тротила. Сейсмические колебания регистрируются в Океане Бурь и в районе кратера Фра Мауро сейсмометрами установленными астронавтами кораблей Apollo-12 и Apollo-14.

После отделения корабля Apollo от ступени S-IVB индикатор на пульте управления астронавтов показывал, что реле, управляющее приводами открытия и закрытия топливных клапанов группы «А» ЖРД служебного отсека, находится в положении запуска двигателя, что указывало на короткое замыкание в цепи, так как система была выключена. На Земле были приняты срочные меры к выяснению причин короткого замыкания. Астронавт Гордон, летавший на корабле Apollo-12, промоделировал создавшуюся ситуацию на имитаторе. Специалисты фирмы North American Rockwell на заводе в Дауне, где изготовляются основные блоки корабля Apollo, произвели исследования на одном из образцов основного блока.

В нормальных условиях включение ЖРД служебного отсека производится по команде цифрового автопилота двумя дублирующими группами «А» и «Б», реле и топливных клапанов. В аварийных условиях достаточно, чтобы сработала одна группа «А» или «Б». При этом тяга ЖРД будет меньше и для сообщения кораблю того же импульса двигатель должен проработать дольше. Однако по утвержденной инструкции лунный корабль не должен отделяться от основного блока с целью посадки на Луну в случае отказа одной из систем запуска ЖРД служебного отсека, так как уменьшается надежность.

В этом случае корабль Apollo для проведения научных исследований выводится на орбиту ИСЛ. Двигательная установка посадочной ступени лунного корабля используется как резервная и выведет корабль на траекторию возвращения к Земле, если полностью откажет ЖРД служебного отсека.

Если из-за короткого замыкания в реле группы «А» топливные клапаны действительно находятся в открытом состоянии, то при управлении маневром с помощью цифрового автопилота ЖРД включится несколько раньше и импульс будет больше расчетного. Чтобы предотвратить нерасчетный импульс, было решено включать ЖРД вручную, Процедура включения была отработана на Земле и передана соответствующая инструкция экипажу корабля Apollo-15.

В момент времени To +28 ч 40 мин на расстояния 200 000 км от Земли была произведена коррекция траектории. ЖРД, включенный вручную, сработал нормально. Это показало, что в группе «А» клапаны и переключатели, связанные-с ними непосредственно, работают нормально, а неполадка возникла в реле, связанном с индикатором на пульте управления. Тем не менее при всех последующих включениях ЖРД служебного отсека решили использовать только клапана группы «В», управляемые цифровым автопилотом.

Исключение решено было сделать только в двух случаях, когда требуется большой импульс: при переходе с траектории полета к Луне на селеноцентрическую орбиту и при переходе с этой орбиты на траекторию возвращения к Земле.

В этих случаях должны были включаться клапаны обеих групп «А» и «В», причем группа «В» управляется цифровым автопилотом, а группа «А» вручную, а выключаться эта группа должна несколько раньше, чтобы цифровой автопилот мог обеспечить заданный импульс, рассчитывая момент выключения группы «В».

Коррекция траектории в To +28 ч 40 мин выполненная экипажем вручную включавшим ЖРД служебного отсека точно на 0,7 сек, обеспечила прирощение скорости корабля на 1,5 м/сек и была достигнута требуемая точность в пределах 0,15 м/сек. Центр управления полетом сообщил астронавтам, что маневр ими произведен вручную великолепно. В To +33 ч 50 мин, когда корабль Apollo-15 находился на расстоянии ~ 240 000 км от Земли, астронавты Скотт и Ирвин перешли в лунный корабль для проверки бортовых систем и радиооборудования. Бортовые системы работали исправно, только разбилась стеклянная крышка на индикаторе. высоты полета над Луной.

Внутренняя крышка осталась целой и прибором можно было пользоваться. С помощью клейкой ткани астронавты собрали разлетевшиеся по лунной кабине осколки стеклянной крышки.

В To +36 ч 00 мин астронавты вернулись в командный отсек. Во время перехода внезапно погасло вспомогательное освещение из-за случайного выключения тумблера.

В To +50 ч 00 мин астронавты начали эксперимент по наблюдению «вспышек», надев предварительно очки с нанесенными на стекла двумя слоями ядерных фотоэмульсий. Каждую наблюдаемую вспышку они регистрировали вслух, записывая на магнитофонную ленту ее направление. Позднее ученые, сравнивая след, оставленный вспышкой в слоях эмульсии, определят энергию и направление частиц. Таким образом можно будет сопоставить эти вспышки с излучением Черенкова от частиц, движущихся со скоростью, близкой к скорости света. Эксперимент продолжался 1 ч. Уорден зарегистрировал 24 вспышки, Ирвин – 11, Скотт – 19. Большинство вспышек имело характер светящихся точек и лишь немногие – характер световых полос. В To +57 ч 02 мин Ирвин и Скотт совершили второй переход в лунный корабль для окончательной проверки бортовых систем. Скотт доложил на Землю, что в лунном корабле начался «небольшой потоп» из-за образовавшейся течи питьевой воды, находящейся в бачке под давлением. Гайка на трубопроводе, пропускавшая воду, была подтянута и через 10 мин после обнаружения течь была ликвидирована.

В To +73 ч 30 мин была произведена последняя коррекция траектории полета к Луне. ЖРД служебного отсека был включен на 0,81 сек. При этом использовались клапаны группы «В». В результате коррекции корабль перешел на траекторию, которая обеспечивала прохождение на расстоянии 100 км от поверхности Луны.

В To +74 ч 01 мин астронавты сбросили со служебного отсека панель (вес 77 кг, размеры 1,5x3 м), которая закрывала отделение с приборами и фотокамерами для картографирования и зондирования Луны с селеноцентрической орбиты. В To +78 ч 32 мин был включен ЖРД служебного отсека для перевода корабля Apollo-15 на начальную эллиптическую орбиту ИСЛ. При включении ЖРД использовались как клапаны группы «В», которые включались по команде цифрового автопилота, так и клапаны группы «А», которые включались астронавтами вручную по специально разработанной процедуре, позволяющей «обойти» реле с коротким замыканием на пульте управления. Эта процедура оказалась эффективной, хотя и требовала от астронавтов очень точного соблюдения включения и выключения клапанов группы «А».

Неточное выключение и небольшое увеличение импульса могло привести к падению корабля Apollo-15 на Луну.

Включение ЖРД служебного отсека, производилось астронавтами за диском Луны.

В To +78 ч 48 мин на Земле приняли сигналы, которые первоначально считали как появление корабля Apollo-15 из-за лунного диска. Прием сигналов в этот момент означал, что двигатель корабля включился, но проработал очень мало, и от посадки на Луну придется отказаться.

В Центре управления возникла очень напряженная обстановка. Однако вскоре было установлено, что эти сигналы были приняты от третьей ступени S-IVB ракеты-носителя, которая приближалась к поверхности Луны и упала на Луну в To +79 ч 25 мин на сравнительно большом расстоянии от расчетной точки падения.

Сейсмометр в районе кратера Фра Мауро зарегистрировал сейсмические колебания через 39 сек после падения S-IVB, а сейсмометр в районе Океана Бурь – через 41 сек. По расчетам этот эксперимент позволил прозондировать Луну на глубину 50…100 км. Характер колебаний был таким же, как и в прежних экспериментах. ВЧ-колебания быстро достигали максимальной интенсивности и быстро затухали. НЧ-колебания медленно достигали максимальной интенсивности и продолжались несколько часов. Характер колебаний подтверждает гетерогенную структуру Луны.

Корабль Apollo-15 вышел на начальную эллиптическую орбиту ИСЛ 108/310 км, с наклоном плоскости орбиты к экватору больше, чем в предыдущих полетах Apollo, поэтому астронавты могли наблюдать значительно большую часть поверхности Луны.

В To +82 ч 40 мин с разрешения Центра управления астронавты произвели коррекцию орбиты ИСЛ. ЖРД служебного отсека проработал 24 сек (расчетная продолжительность 24,5 сек). Маневр коррекции орбиты производился цифровым автопилотом, который для включения и выключения ЖРД управлял клапанами только группы «В». В результате коррекции корабль перешел на эллиптическую орбиту 17/108 км. В периселении корабль проходил на высоте 13 км над вершинами лунных гор. Наблюдая с близкого расстояния район посадки, астронавты сообщили, что расчетное место посадки гладкое, на нем нет больших камней. Выбранные ориентиры, в частности кратер с условным названием Индекс на краю Моря Ясности, очень легко различимы.

В To +95 ч 57 мин на десятом витке была произведена коррекция орбиты ИСЛ, так как вследствие влияния масконов орбита понизилась до 14 км в переселении и к моменту посадки могла снизиться до 9 км. В результате коррекции высота переселения увеличилась до 17 км.

В To +97 ч 50 мин Ирвин, а затем Скотт перешли в лунный корабль и начали подготовку к расстыковке.

В To +100 ч 14 мин на 12 витке по орбите ИСЛ, когда корабль находился за диском Луны, астронавты начали расстыковку. После восстановления связи с Землей Скотт доложил, что расстыковка не удалась.

Произведенный на Земле анализ телеметрической информации показал, что к стыковочному механизму не поступает сигнал на отведение защелок, по-видимому, из-за плохого контакта в штекере электросистемы. Астронавт Уорден открыл люк и пролез в туннель, там он обнаружил неплотно воткнутый штекер, укрепил его, и при повторной попытке расстыковка произошла с опозданием на 25 мин. Эта задержка не повлияла на график посадки на Луну. В To +101 ч 41 мин Уорден перевел основной блок на орбиту 101,3/120,6 км.

Пилотирование при посадке лунного корабля Apollo-15 производилось так же, как и в предыдущих полетах на Луну. Отличие состояло в том, что лунный корабль Apollo-15 садился по более крутой траектории (26° вместо 16°) и вертикальная скорость его была больше (1,5 м/сек вместо 0,9), чтобы сократить время и расход топлива, запас которого в этом полете был особенно ограничен. В To +104 ч 29 мин в периселении орбиты над восточной частью Моря Ясности, примерно в 370 км от расчетного места посадки, когда корабль находился на высоте 15 км и скорость полета равнялась 1650 м/сек, был включен для торможения ЖРД посадочной ступени.

Через 9 мин 24 сек лунный корабль прошел первый контрольный коридор на высоте 2,1 км при скорости полета 360 км/ч; через 1 мин 18 сек корабль прошел второй контрольный коридор на высоте 210 м при скорости 76 км/ч. С высоты 60 м началось вертикальное снижение на лунную поверхность со скоростью 1,5 м/сек. Когда лунный корабль находился на высоте 45 м с поверхности Луны поднялось облако лунной пыли, которое достигло высоты 30 м.

После снижения до 17 м корабль вошел в густое облако пыли, закрывшее весь горизонт, и в дальнейшем посадка осуществлялась вслепую по приборам. Корабль прилунился в To +104 ч 42 мин 30 сек, на 1/2 мин позже расчетного времени, с вертикальной скоростью не более 0,4 м/сек,

Лунный корабль Apollo-15 прилунился примерно в 450 м к северо-востоку от расчетной точки посадки. Однако было высказано предположение, что астронавты спутали ориентиры и приняли кратер Last за Index (название их неофициальное) рис. 44.3 и 44.4

Лунный корабль встал на грунт с наклоном 10°, это осложнило перемещение астронавтов в кабине, подготовку и одевание скафандров, и задержало эксперимент по фотографированию района посадки.

Скотт открыл верхний люк лунного корабля в To +106 ч. 43 мин. Местность вокруг была ровной и крупных камней не было. Скотт хорошо видел горы Apennine высотой до 4,6 км на расстоянии от места посадки примерно 3 км. Горы имеют мягкое очертание и округленные вершины. Ученые считают, что это древние горы, подвергшиеся процессу эрозии, механизм которого пока не ясен.

Скотт сфотографировал круговую панораму и в To +107 ч 10 мин закрыл люк лунного корабля.

Рис. 44.3. Вид с севера на место посадки Apollo-15. Гора Handley Delta поднимается на 3400 м над предгорьем. Борозда Handley Rille шириной 1,5 км, глубиной 370 м.

Рис. 44.4. Вид в плане района посадки Apollo-51 названного Handley-Apennine

Во время отдыха астронавтов по телеметрической информации на Земле обнаружили падение давления в кислороднoм баке на посадочной ступени со 190 до 183 кг/см?. Утечка кислорода происходила через незакрытый клапан патрубки сброса мочи за борт. Из общего количества кислорода 43 кг на посадочной ступени вследствие утечки было потеряно 4 кг. Астронавтов разбудили на 1 ч раньше расчетного времени, чтобы они закрыли клапан.

Первый выход на поверхность Луны начался в To +119 ч 35 мин. Скотт, спустившись на грунт увидел, что задняя нога шасси лунного корабля попала в яму глубиной 0,6 м и корабль наклонился на 9…10°. Толщина слоя пыли в месте посадки составляла 20…30 см. Скотт перенес телевизионную камеру на 20 м от лунного корабля, Ирвин собрал аварийный комплект образцов лунного грунта и астронавты приступили к развертыванию в рабочее положение лунохода. В лунных условиях эта операция оказалась более трудной, чем на Земле, потребовала больше времени и была завершена в To +120 ч 30 мин. Ходовые испытания лунохода показали, что система поворота передних колес не работает.

Система поворота задних колес обеспечивала управление луноходом, но радиус разворота увеличился с 3 до 6 м. Ходовые испытания лунохода продолжались 27 мин и астронавты отставали от графика на 1/2 ч, поэтому им предложили при поездке на луноходе не делать остановки у кратера Elbow на излучине борозды Handley Rille.

Поездка на луноходе началась в To +121 ч 45 мин. Луноход хорошо управлялся только с помощью задних колес, был устойчив в путевом отношении, легко объезжал кратеры и шел со скоростью 9…10 км/ч, но очень плохо демпфировался и несмотря на ровный грунт астронавты испытывали сильную тряску. У кратера Elbow они сделали остановку, так как, двигаясь с большой скоростью, уже наверстали 20 из 30 мин.

Затем продолжили поездку на запад от места посадки к борозде Handley Rille и достигли ее края в To +121 ч 57 мин (рис. 44.5 а и б). Они сошли с лунохода, произвели сбор образцов и фотографирование. Дно борозды оказалось плоским, а не V-образным, глубиной 360 м с большим количеством камней. Вдоль края борозды они поехали на юг и в To +122 ч 11 мин достигли подножия горы Handley Delta высотой 3,6 км, входящей в горную цепь Apennine. Произведя сбор образцов и фотографирование, они отправились к кратеру St. George (название неофициальное), отстоящему от места посадки на 4,1 км. Там они произвели фотографирование, сбор образцов с поверхности и взяли колонку грунта пробоотборником, заметив, что он легко входит в грунт. В связи с перерасходом кислорода Центр управления полетом предложил астронавтам возвращаться к лунному кораблю без ранее запланированных остановок.

Рис. 44.5 (а, б). Маршруты трех поездок на луноходе – I, II, III. а – вид маршрутов с севера; б – вид маршрутов в плане Поездка I: 1 – южнaя область кратера Elbow; 2, 3-предгорье Apennine; Поездка II: На восток вдоль фронта Apennine. 4 – южная группа кратеров; 5 – кратер Eron; 6, 7, 8 – остановки вдоль фронта Apennine Поездка III: 9, 10, 11 – остановки на краю террасы-борозды Handley; 12, 13 – северная группа кратеров.

Возвращаясь от кратера St. George, астронавты ориентировались по гирокомпасу и в некоторых местах по следам лунохода.

По возвращении к лунному кораблю астронавты в 100 м к западу от места посадки разместили комплект научных. приборов. При сверлении скважины глубиной 3 м для установки датчика теплового потока электробур легко прошел 2 м, но дальше порода оказалась очень твердой. Возможно, что бур достиг скального основания. Вторую скважину пройти на глубину 3 м они не успели, так как получили приказ возвращаться в кабину на 1/2 ч раньше намеченного срока из-за перерасхода кислорода. Люк лунного корабля был закрыт в To +128 ч 09 мин. Первый выход на поверхность Луны продолжался 6 ч 34 мин 14 сек.

После снятия скафандров астронавты обнаружили, что микробиологический фильтр на бачке питьевой воды дал течь и на пол вытекло 10 л воды. Фильтр сняли, отверстие загерметизировали. Специалисты на Земле заявили, что необходимости в фильтре нет, так как никаких микроорганизмов на Луне не обнаружено.

После отдыха, продолжавшегося 7 ч астронавтов разбудили в To +137 ч 56 мин.

Второй выход на поверхность Луны задержался на 1 ч в связи с возникновением неполадок в ранцевой системе жизнеобеспечения Ирвина. В бачке с водой был обнаружен воздух, который проник туда при перезарядке бачка после первого выхода. Потребовалось некоторое время для удаления воздуха. Штырь антенны на ранце Ирвина сломался, отремонтировать его не удалось. У Скотта отказал датчик пульса. Центр управления предложил Ирвину держать связь с Землей через ретранслятор на луноходе, а Скотту тщательно следить за своим состоянием.

Кабина была разгерметизирована в To +142 ч 14 мин. Вторая поездка на луноходе началась в To +143 ч 26 мин. Согласно программе маршрут пролегал на юг мимо группы кратеров South Cluster к подножию горы Handley Delta. Первая остановка планировалась у кратера Duna, входящего в группу South Cluster. Пройдя группу South Cluster, астронавты должны были, повернув на восток, достигнуть кратера Front, находящегося на расстоянии примерно 8 км от места посадки, а затем вернуться к лунному кораблю.

В To +143 ч 54 мин астронавты достигли кратера Duna. После сбора образцов, фотографирования и телепередачи, двинулись дальше на юг. На пути встречались большие камни, их приходилось объезжать. К удивлению астронавтов во время второй поездки начало работать и рулевое управление передней пары колес лунохода. Достигнув подножия горы Hendley Delta, камни кончились и астронавты повернули на восток и поехали по долине и направлении кратера Front. У кратера Kreschet сделали краткую остановку, во время которой пили из специального контейнера размещенного у горловины шлема и сосали съедобную палочку, размещенную под шлемом. Они остановились на склоне крутизной 10°, и не заметили, как въехали на склон. Со склона был виден лунный корабль, который находился на расстоянии нескольких километров. На склоне трудно было удержать равновесие. При фотографировании Скотт упал. Накануне при первом выходе дважды падал Ирвин. Однако мало вероятно, что при падении астронавты могут повредить герметичность новых скафандров. Ноги астронавтов были в липкой черной пыли. Собираемые образцы покрыты толстым слоем пыли.

Астронавты произвели съемку горы Handley Delta, ее высота более 4 км. Ирвин сказал, что Handley Delta показалась ему самой высокой из гор, какие он когда-либо видел.

Луноход почти не буксовал в глубоком слое пыли, легко поднимался на склоны крутизной до 20° и прочно удерживался на крутых склонах во время стоянок. Астронавты отключили систему управления задних колес, чтобы уменьшить чувствительность лунохода к управлению.

Кратера Spur, находящегося на расстоянии 5,7 км от лунного корабля и в 2/3 пути к кратеру Front и примерно на 0,5 км выше места посадки, астронавты достигли в To +145 ч 26 мин. Taм они обнаружили ряд интересных образцов лунных пород и по согласованию с Центром управления решили дальше не ехать. У кратера Spur некоторые камни имели белый цвет, некоторые коричневый и зеленый. Они нашли блестящий кристаллический образец, который определили как минерал, считающийся древнейшим на Луне, его возраст, как полагают составляет 4,5 млрд. лет. В To +146 ч 46 мин астронавты от кратера Spur двинулись в обратный путь к лунному кораблю, двигаясь со скоростью до 12 км/ч. Сейсмометр, установленный в месте посадки, зарегистрировал толчки, создаваемые луноходом. Лунного корабля они достигли в To +147 ч 26 мин и двинулись на запад к месту установки научных приборов, где им предстояло закончить бурение второй скважины на глубину 3 м. В скважину был опущен датчик измерения теплового потока. Была пробурена скважина глубиной 2,4 м для взятия колонки грунта. Не закончив работу астронавты вернулись в лунный корабль. Кабина была загерметизирована в To +149 ч 27 мин. Продолжительность второго выхода составила 7 ч 13 мин. На луноходе астронавты проехали расстояние 12,7 км.

Третий выход на поверхность Луны начался в To +163 ч 18 мин. По программе выхода астронавты должны были отправиться на луноходе на северо-запад к борозде Handley Rille, закончив исследование, проехать вдоль края борозды и направиться к кратерам North Complex. Общая протяженность маршрута 8 км, общая продолжительность выхода 5 ч.

В начале астронавты подъехали к месту, где во время второго выхода у них застрял электробур при бурении скважины на 2,4 м для взятия пробы грунта, и бур вытащить не успели. В течение долгого времени астронавты пытались вытащить бур. Они вспотели несмотря на то, что система теплоотвода в скафандрах была установлена на режим максимального расхода охладителя. В конце концов им удалось вытащить бур из грунта, но возникли трудности с разъемом трубки длиной 2,4 м. С начала третьего выхода прошло 1 ч 15 мин и Центр управления полетом предложил прекратить разработку бура и отправиться на луноходе к борозде Handley Rille. Северо-западный путь к борозде Handley Rille был усеян большими камнями, которые приходилось объезжать. Достигнув края борозды, астронавты сошли с лунохода, начали сбор образцов и фотографирование. Склон борозды до глубины 12 м оказался очень пологим, а затем круто обрывался. На склоне борозды было много камней, а на противоположной стороне четко были видны 3 слоя. По мнению некоторых ученых, это указывает на то, что борозда была промыта потоком лавы. Во время фотографирования Скотт дважды падал, один раз покатился по склону и выронил камеру.

У астронавтов уже не оставалось времени на поездку к кратерам North Complex. Они возвратились к лунному кораблю, где им удалось, наконец, разъединить трубку на секции.

В To +167 ч 49 мин луноход был установлен так, чтобы его телекамера могла передать процесс старта взлетной ступени с Луны. Астронавты вернулись в лунный корабль и загерметизировали кабину в To +168 ч 03 мин.

Выход третий продолжался 4 ч 45 мин.

Астронавт Уорден производил съемку и зондирование Луны с селеноцентрической орбиты пока лунный корабль оставался на поверхности Луны. Первые результаты, полученные с помощью рентгеновского спектрометра, показали, что на обратной стороне Луны процентное содержание алюминия выше, чем на видимой стороне. Уорден часто проводил физические упражнения с помощью пружинного механизма, так как ему предстояло пробыть в невесомости 12 сут. При полете Apollo-14 состояние невесомости особенно сильно отразилось на астронавте Руса, который не выходил на Луну и пробыл в невесомости 9 сут. Он потерял в весе ~4 кг, в то время как вес астронавтов Шепарда и Митчела, выходивших на Луну, практически не изменился.

Уорден с орбиты из командного отсека обнаружил на поверхности Луны конусообразные холмы пепла в юго-восточной части Моря Ясности и на площади ~100 км? в районе кратера Литтров в юго-восточной части Моря Спокойствия. Их наличие свидетельствует о сравнительно недавней в геологическом отношении вулканической активности, поскольку холмы еще не успели разрушиться под влиянием метеоритной эрозии.

Взлетная ступень лунного корабля Apollo-15 стартовала с поверхности Луны 2 августа в To +171 ч 37 мин. Через 7 мин 15 сек после старта она вышла на селеноцентрическую орбиту. В To +171 ч 54 мин астронавты из взлетной ступени засекли основной блок, который находился на селеноцентрической орбите 99/119 км. Астронавты провели 2 коррекции орбиты взлетной ступени и в To +173 ч 36 мин осуществили стыковку с основным блоком. Стыковка происходила на 51 витке основного блока по селеноцентрической орбите.

Отделение взлетной ступени, назначенное по плану в To +177 ч 21 мин, было отложено, так как после стравливания кислорода из переходного туннеля, обнаружилось что он вновь наполнен кислородом и давление его составляет 0,21 кг/см?. Это означало что в туннель кислород перетекает из взлетной ступени или из командного отсека.

Астронавты открыли оба люка проверили клапаны, протерли герметизацию, закрыли люки и снова стравили кислород из туннеля. Никакого натекания в туннель кислорода больше обнаружено не было. Для предотвращения гибели астронавтов от взрывной декомпрессии по утвержденной инструкции для полета корабля Apollo-15 астронавтам полагалось перед отделением взлетной кабины надеть скафандры. В предыдущих полетах кораблей Apollo этого не требовалось.

Отделение взлетной ступени было произведено в To +179 ч 30 мин. В To +181 ч 04 мим был включен ЖРД взлетной ступени, он обеспечил торможение скорости на 150 м/сек. Взлетная ступень упала на Луну в To +181 ч 30 мин. Сейсмические колебания, вызванные падением, были зарегистрированы тремя сейсмометрами: в районе Океана Бурь, в районе кратера Фра Мауро и в районе Handley Apennine.

5 августа Уордену предстояло выйти в открытый космос, поэтому астронавты приступили к тщательной проверке скафандров. Все скафандры были соединены в единую систему. Первая проверка показала негерметичное соединение одной из перчаток. Второе испытание также показало негерметичность, по-видимому, из-за того, что в одно из соединений попала лунная пыль. И только на третьей проверке герметичность была достигнута.

В To +220 ч 26 мин перед запуском автоматического спутника была проведена коррекция орбиты корабля Apollo-15. После коррекции корабль вышел на орбиту 110/140 км. Автоматический спутник весом 35 кг был выброшен с корабля пружинным толкателем, сообщившим ему приращение скорости 1,2 м/сек. Спутник застабилизирован вращением. На спутнике установлены магнитометр, детектор космического излучения и приемо-передаточная радиостанция. По изменению орбиты спутника будут уточняться аномалии гравитационного поля Луны.

В To +223 ч 49 мин 5 августа на 74 витке по селеноцентрической орбите, когда корабль находился за Луной, был включен ЖРД служебного отсека, он проработал 142 сек и обеспечил переход на траекторию возвращения к Земле. В To +238 ч 15 мин корабль Apollo-15 вышел из сферы действия гравитационного поля Луны.

В To +242 ч 04 мин 5 августа, когда корабль находился на расстоянии примерно 300 000 км от Земли, астронавты разгерметизировали командный отсек. Уорден вышел из командного отсека в открытое космическое пространство, держась за перила основного блока, преодолел расстояние 5,5 м, отделяющее люк командного отсека от места расположения приборов в служебном отсеке, снял касету весом 33 кг и перенес ее в командный отсек; во втором выходе он снял вторую касету весом 10 кг. Эти касеты содержат более 5000 кадров фотографий ~20% поверхности Луны.

В To +291 ч 57 мин была произведена единственная коррекция траектории возвращения к Земле, которая потребовала приращения скорости 1,5 м/сек. Коррекция осуществлялась ЖРД реактивной системы управления, которые проработали 21 сек.

В To +294 ч 46 мин командный отсек отделился от служебного отсека и в To +294 ч 58 мин он вошел в атмосферу на высоте 120 км.

На высоте 7 км по сигналу барометрического датчика был сброшен передний теплозащитный экран командного отсека. Через 1,7 сек мартирки выбросили 2 тормозных стабилизирующих парашюта диаметром 4,9 м. Эти парашюты снизили скорость со 135 до 80 м/сек. На высоте ~3 км тормозные парашюты отделились и были выброшены 3 вытяжных парашюта диаметром 2,2 м, которые вытянули 3 главных парашюта диаметром 26 м. Все парашюты раскрылись, но один внезапно опал. Опавший парашют мог запутаться в стропах остальных двух парашютов и привести к катастрофе. Но счастью этого не произошло.

В To +295 ч 11 мин 42 сек 7 августа командный отсек корабля Apollo-15 совершил посадку в Тихом океане в 10 км авианосца «Окинава», примерно в 530 км к северу от острова Оаху (Гавайские о-ва).

Apollo-15 доставил, на Землю 77 кг различных лунных образцов. [18—30].

Apollo-16

16 апреля 1972 г. в 17 ч 54 мин по Гринвичу стартовала ракета-носитель Saturn-V и корабль Apollo-16 с экипажем: Джон Янг (командир корабля), Томас Маттингли (пилот командного отсека) и Чарльз Дьюк (пилот лунного корабля).

Программой полета предусматривалась посадка лунного корабля Apollo-16 на высокогорном Плато Калей в районе кратера Декарт, три выхода астронавтов Янга и Дьюка на поверхность Луны, поездки на луноходе и исследование Луны в районе кратера Декарт, (рис. 44.6). Расчетная продолжительность полета 12 сут 3 ч 36 мин.

Рис. 44.6. Места посадок лунных кораблей Apollo, точки падения ступеней S-IVB ракет-носителей и взлетных ступеней лучнного корабля

Описание места посадки

Место посадки Apollo-16 находится в районе кратера Декарта, вблизи кратеров Абу-ль-фида, Кант, Цёльнер, Андель. Это южная часть высокогорного района Луны с высотами 7800—8050 м выше поверхности сферы Луны радиуса 1738 км.

Рис. 44.7(а) Топографическая карта района посадки Apollo-16. Разность высот между линиями равных уровней составляет 10 м. Цифра на линии уровня, например 8050, обозначает высоту уровня в м над поверхностью сферической Луны радиуса 1738 мм.

Рис. 47.7 (б,в). Место посадки Apollo-16

Координаты расчетного места посадки 9°00'01" ю. ш. 15°30'59" в д., и высота 7830 м. над поверхностью сферической Луны радиуса 1738 км. (рис. 44.7).

Эскиз исследуемого астронавтами Apollo-16 участка Луны в районе кратера Декарт приведен на рис. 44.7.

Рис. 44.8. Участок Луны исследованный астронавтами Apollo-16

Исследования на поверхности Луны

Программа предусматривала три выхода астронавтов из лунного корабля на поверхность Луны продолжительностью по 7 ч каждый, наблюдение, исследование, сбор образцов лунных пород и установку на Луне комплекта научных приборов для пассивных и активных сейсмических исследований, измерений магнитного поля и теплового потока из внутренней области к поверхности Луны. Приборы связываются электрической цепью; источником энергии является термоэлектрический генератор мощностью 70 ватт, передача данных на Землю осуществляется по микроволновой радиолинии.

Измерения, проведенные в районе Апеннин в месте посадки Apollo-16 показали, что тепловой поток к поверхности Луны около 3/4-10-6 кал/см?сек. Среднее значение теплового потока у Земли только в 3 раза больше. Тепловой поток к поверхности Луны является следствием распада радиоактивных элементов. В образцах лунных пород исследованных на Земле, их оказалось очень много. Однако, такие образцы не могут быть во всей Луне, если бы они были, то внутренняя область Луны была бы полностью расплавлена.

Прибор для пассивного сейсмического исследования позволяет обнаружить естественные колебания почвы или удары о Луну частей космических аппаратов и метеоритов. Такие сигналы принимаются на Земле с мест посадок Apollo-12, 14 и 15 и наблюдается увеличение их силы, когда Луна находится на самом далеком и самом близком расстояниях от Земли, объяснения этому не найдено.

Новейшие исследования результатов падения на Луну космических аппаратов показали, что Луна покрыта корой толщиной 64 км, существенно отличающейся от вещества, составляющего внутреннюю область Луны.

Магнитное поле Луны может изменяться по амплитуде, частоте и направлению, поэтому магнитометры устанавливаемые на поверхности Луны, производят измерения поля в трех перпендикулярных направлениях тремя датчиками.

Постоянная составляющая магнитного поля Луны, измеренная в месте посадки Apollo-12, оказалась равной 35 гамма, в несколько раз больше чем ожидалось. Два измерения в месте посадки Apollo-14 дали значения величины магнитного поля 43 и 103 гамма в двух разных точках. Магнитное поле Луны очень мало, но компас показал бы Север, если трение было бы сделано бесконечно малым. Изменения магнитного поля по времени у поверхности Луны сильно зависят от электрической проводимости Луны. Электропроводимость горных пород изменяется с изменением температуры, поэтому данные магнитных измерений можно, использовать для вычисления температуры внутри Луны. Если воспользоваться имеющимися измерениями магнитного поля и подсчитать температуру, то оказывается, что Луна внутри сравнительно холодная. Ее температура 600…800°C. Но существует и другая точка зрения, заключающаяся в том что метод подсчета температуры содержит ошибки, на самом деле Луна внутри имеет более высокую температуру. Интересно, какая из этих двух точек зрения окажется справедливой.

Исследования Луны с орбиты ИСЛ

В местах посадки кораблей Apollo исследуемая астронавтами поверхность Луны органичивается несколькими километрами и в сравнении со всей поверхностью исследуется только точка. Однако, проведя дополнительные исследования с орбиты ИСЛ можно проэкстраполировать некоторые данные, полученные на поверхности на всю Луну. С этой цельюна борту основного блока в служебном отсеке установлен комплект приборного оборудования, содержащий:

гаммаспектрометр,

приемник рентгеновской флуоресценции,

альфаспектрометр,

приемоответчик, работающий в S-диапазоне,

масс-спектрометр,

фотоаппараты с лазерным альтиметром,

спутник, выводимый на орбиту ИСЛ с магнитометром, счетчиком элементарных частиц и приемоответчиком, работающим в S-диапазоне.

Дверка, закрывающая комплект приборного оборудования, сбрасывается со служебного отсека за 41/2 ч до выхода корабля Apollo на орбиту ИСЛ.

Первоначально Apollo-16 выводится на эллиптическую орбиту ИСЛ с параметрами 111/314 км. Через несколько часоа корабль переводится на посадочную орбиту с параметрами 14,8/111 км, с которой через 171/2 ч после расстыковки лунный корабль совершает посадку.

В течение 17? ч с помощью комплекта приборов, установленных в служебном отсеке, производятся исследования и фотографирование Луны с орбиты ИСЛ. Перед посадкой лунного корабля основной блок переводится на круговую орбиту ИСЛ с высотой 111 км над поверхностью Луны. В течение следующих трех суток продолжаются исследования Луны с орбиты ИСЛ. За 20 ч до старта второй ступени лунного корабля с поверхности Луны изменяется плоскость орбиты основного блока, чтобы он оказался в наивыгоднейшем положении для встречи и стыковки. За несколько часов до выхода на траекторию возвращения к Земле Apollo-16 переводится на орбиту с параметрами 104/141 км для запуска c борта корабля ИСЛ.

Фотографирование Луны с орбиты ИСЛ

Панорамное фотографирование Луны с орбиты ИСЛ дает снимки с высокой разрешающей способностью, по которым определяется возвышение поверхности Луны вдоль следа траектории полета. Для этой цели используются два фотоаппарата и лазерный альтиметр. Фотоаппараты снабжены автоматическим управлением. Фотокамера непрерывно вращается в плоскости, перпендикулярной к траектории полета для осуществления панорамного сканирования. Она покачивается вперед и назад для получения стереопокрытия. Чтобы избежать смазывания изображения автоматически компенсируется поступательное движение основного блока. Кроме того одним из датчиков определяется отношение поступательной скорости к высоте над поверхностью Луны и автоматически вводится коррекция. Снимки, сделанные с высоты 111 км, получаются с разрешающей способностью 1…1,8 м.

Вторая 76 мм картографическая фотокамера имеет соединенные в одном блоке два фотоаппарата. Фотографирование Луны осуществляется через 76 мм картографическую линзу, одновременно другим аппаратом, направленным точно в противоположную сторону, фотографируется звездное небо. В дальнейшем это позволяет определить положение фотокамеры в пространстве и очень точно зафиксировав объекты поверхности Луны.

Орбита основного блока непрерывно определяется наземными станциями слежения с точностью 2…3 м. Лазерный альтиметр определяет расстояние между основным блоком и Луной с точностью около 1 м. Вычитанием мы получаем возвышение лунной поверхности. На рис. 44.9 представлены результаты измерений возвышения лунной поверхности с помощью лазерного альтиметра, произведенных в полете Apollo-15.

Рис. 44.9. Возвышения Лунной поверхности измеренные лазерным альтиметром в полете Apollo-15

Анализ результатов показывает, что центр массы Луны смещен на 21/2 км от центра объема в сторону середины расстояния между Морем Ясности и Морем Кризисов. Уже около двух лет известно, что в этих двух Морях находятся две самых больших гравитационных аномалии на видимой поверхности Луны.

Химические исследования с орбиты ИСЛ

С орбиты ИСЛ в полете Apollo-16 проводятся три различных исследования химического состава лунной поверхности непосредственно под основным блоком, позволяющие экстраполировать результаты, полученные астронавтами в месте посадки на всю Луну. Чувствительными приборами обследуется ограниченная площадь на лунной поверхности. Измерения, произведенные из любой точки орбиты ИСЛ, есть среднее значение величины для нескольких квадратных километров поверхности Луны под основным блоком.

Приемником рентгеновской флуоресценции и стандартным методом обработки измерений определяются входящие в состав лунной почвы элементы: литий, бериллий, бор, углерод, азот, кислород, неон, натрий, магний, алюминий, кремний и измеряется их количественный состав.

На рис. 44.10 показано изменение отношения алюминия к кремнию по долготе для одного оборота вокруг Луны по измерениям, произведенным в полете Apollo-15.

Измерения альфаспектрометром энергии альфа частиц происходящих при распаде радона, позволяет определить количество тория и урана в горных породах.

Рис. 44.10 Отношение интенсивностей Al/Si по долготе для одного оборота вокруг Луны. По измерениям в полете Apollo-15.

1 – Интенсивность Al/Si. 2 – Долгота, гр. 3 – Север Долины Шротер. 4 – Вблизи Долины Шротер. 5 – Море Дождей. 6 – Вблизи Архимеда. 7 – Апеннины. 8 – Кромка Моря Ясности. 9 – Море Ясности. 10 – Кромка Моря Ясности. 11 – Возвышенность восточнее Моря Ясности. 12 – Юго-Западнее Моря Кризисов. 13 – Кромка Моря Кризисов. 14 – Море Кризисов. 15 – Кромка Моря Кризисов. 16 – Возвышенность между Морями Кризисов и Смита. 17 – Кромка Моря Смита. 18 – Море Смита. 19 – Кромка Моря Смита. 20 – Возвышенность между Морем Смита и Циолковским. 21 – Возвышенность восточное кратера Циолковский.

Гаммаслектрометром измеряется энергия и длина волны ?-излучения. По ним определяются типы горных пород и составляется карта распределения различных типов горных пород по поверхности Луны. Эти исследования дают информацию о природе и эволюции Луны.

Масс-спектрометром определяется состав и плотность газовых молекул вдоль траектории полета. В течение 40 ч полета Apollo-15 по орбите ИСЛ было обнаружено много различных газов. До сих пор неясно почему приборы зарегистрировали вокруг Луны большое количество газа.

Приемоответчик, работающий в S-диапазоне, используется для регистрации небольших вариаций гравитационного поля Луны.

Если большая глыба, вещество с поперечником в 75 km и плотностью в 2 раза, больше, чем плотность Луны, окажется под орбитой полета Apollo-16, то корабль, приближаясь к ней, будет испытывать притяжение и скорость его станет возрастать, когда он пролетит над глыбой и начнет удаляться от нее, сила притяжения глыбы будет тормозить движение корабля и его скорость начнет уменьшаться. Эти небольшие изменения скорости измеряются с высокой точностью. С Земли на корабль посылается радиоволна очень стабильной частоты 2114 Мгц. Принятая кораблем частота умножается на постоянную 240/221 и передается на Землю. По допплеровcкому сдвигу частоты, принятой на Земле с летящего корабля, определяются небольшие изменения его скорости.

По измеренным вариациям скорости полета корабля определяются изменения гравитационного поля Луны вдоль следа орбиты ИСЛ.

Программа поездок на луноходе и исследований Луны в полете Apollo-16 приведена в таблице 28.

Старт ракеты-носителя Saturn V с кораблем Apollo-16 произведен в расчетное время в 28 ч 54 мин 16 апреля (здесь и далее время московское)[5]. Перед стартом был обнаружен выход из строя гироскопа в дублирующей системе управления ракеты-носителя Saturn V. Однако, анализ неисправности показал, что опасность не настолько велика, чтобы откладывать полет. В 21 ч 06 м последняя ступень ракеты-носителя с кораблем Apollo-16 вышла на орбиту ожидания с параметрами 172/176 км.

Второе включение ЖРД ступени S-IVB было произведено в 23 ч 13 мин. Двигатель проработал 343 сек и вывел корабль Apollo-16 на траекторию полета к Луне. 17 апреля в 0 ч 13 мин, когда корабль находился на расстоянии 11 000 км от Земли, закончилось перестроение отсеков Apollo. В 1 ч 09 мин корабль Apollo-16 отделился от ступени S-IVB.

В 4 ч 45 мин астронавты увидели в окно командного отсека летящие крупные хлопья и поток частиц коричневого цвета. От лунного корабля отделялась разрушающаяся теплоизоляция. В начале возникло предположение, что разрушение теплоизоляции происходит из-за утечки из какого-либо бака на лунном корабле.

Таблица 28

Основные этапы полета Apollo-16 приведены в табл. 29.

Было принято решение немедленно произвести проверку, баков. В 5 ч 15 мин астронавты Янг и Дьюк перешли в лунный корабль, и была произведена проверка баков. Ни в одном из баков не было обнаружено падения давления, что свидетельствовало об отсутствии утечки. В дальнейшем специалисты пришли к выводу, что разрушалась краска на кремнийорганической основе, являющаяся дополнительным средством теплоизоляции на случай, если корабль будет запущен на сутки позже и соответственно на сутки позже лунный корабль совершит посадку на поверхность Луны и будет находиться при более высоком восхождении Солнца. Поскольку старт произведен в расчетное время, необходимость в дополнительной теплоизоляции не возникает. Наиболее вероятной причиной разрушения, по-видимому, явилось попадание на изоляцию струи газов из ЖРД системы управления ориентацией основного блока.

Таблица 29

17 апреля после 8 ч отдыха и завтрака астронавты провели эксперименты по электрофорезу в условиях невесомости и регистрировали вспышки фосфенов. В 22 ч 20 мин 17 апреля корабль находился на половине расстояния между Землей и Луной.

18 апреля в 3 ч 26 мин была произведена первая коррекция траектории полета. Маршевый ЖРД служебного отсека проработал около 2 сек. и сообщил кораблю приращение скорости 3,75 м/сек. В 5 ч 59 мин, в соответствии с программой астронавты Янг и Дьюк перешли в лунный корабль для проверки бортовых систем. Проверка продолжалась два часа. 18 апреля после 8 ч отдыха Маттингли проводил очередную коррекцию гиростабилизированной платформы, наблюдая в телескоп планету Юпитер, внезапно зажегся аварийный сигнал, показывающий, что не происходит поворота одного из гироблоков. С Земли были переданы команды, которые Маттингли ввел в бортовую ЭЦВМ, и гироблок снова начал поворачиваться. Наблюдать звезды в телескоп было очень трудно из-за того, что вокруг корабля летали частицы отслоившейся краски. Поэтому Маттингли произвел выставку гироплатформы по Солнцу и Луне, наблюдавшимся без затруднений.

Проведенная имитация выставки гироплатформы на корабле Apollo-17 показала, что при заданной последовательности операций происходит отказ бортовой ЭЦВМ. Чтобы избежать повторения подобной неисправности, которая будет особенно опасной при переводе корабля на орбиту ИСЛ и при других маневрах была изменена последовательность операций. Руководители полета заявляли, что если бы не удалось устранить эту неисправность, от перевода корабля на орбиту ИСЛ пришлось бы отказаться, и он, облетев Луну на расстоянии 131 км, должен был возвратиться на Землю.

18 апреля вместо 20 ч 24 мин астронавтов разбудили на час раньше в связи с тем, что отказала автоматическая система переключения антенн. На трассе Земля – Луна корабль Apollo непрерывно вращается вокруг продольной оси, чтобы был равномерный нагрев корпуса Солнцем. Передатчик телеметрической информации, работающий на две антенны, автоматически переключается синхронно с вращением корабля на ту антенну, которая обращена к Земле. Отказ автоматического переключения привел к тому, что после каждого 11-минутного сеанса передачи телеинформации следовал перерыв продолжительностью 7,5 мин. В начале астронавты производили переключение антенн вручную, а затем была исправлена автоматическая система переключения.

Астронавты продолжали наблюдения фосфенов. В течение часа не зарегистрировали ни одной вспышки. Однако затем начали наблюдаться серии вспышек, и в течение часа Дьюк зарегистрировал 20 вспышек, а Янг 50. Маттингли не зарегистрировал ни одной, что пока не нашло объяснения.

19 апреля в 2 ч 44 мин астронавты Янг и Дьюк перешли в лунный корабль для очередной проверки бортовых систем. Провели тренировку по надеванию скафандров в условиях невесомости. Скафандр Дьюка оказался очень тесным. Янгу было очень трудно застегнуть «молнию» на спине скафандра Дьюка.

В 5 ч 07 мин корабль Apollo-16 вошел в поле тяготения Луны. Коррекция траектория, намеченная на 18 ч 23 мин, была отменена. При сближении с Луной на расстоянии примерно 30 000 км астронавты вели съемку Луны из командного отсека. В 18 ч 53 мин, когда корабль находился на расстоянии 21 000 км от Луны, была сброшена дверка, закрывающая комплект научных приборов, установленный в служебном отсеке.

В 23 ч 12 мин корабль Apollo-16 скрылся за диском Луны. В 23 ч 23 мин, когда корабль находился за Луной, был включен ЖРД служебного отсека, который проработал 375 сек и уменьшил скорость примерно на 1 км/сек. Когда корабль вышел из-за лунного диска, измерения показали, что он перешел на орбиту ИСЛ с параметрами 106/304 км. На третьем витке начальной орбиты ИСЛ астронавтам было разрешено перевести корабль на низкую эллиптическую орбиту, с которой производится посадка на Луну.

20 апреля в 3 ч 33 мин за Луной был включен ЖРД служебного отсека и проработал 24,2 сек, скорость корабля уменьшилась на 60 м/сек. Если бы ЖРД проработал на одну сек дольше расчетного времени, то корабль перешел бы на траекторию столкновения с Луной. Фактическая орбита корабля имела параметры 19,6/109,3 км. После ужина в 7 ч 24 мин начался очередной девятичасовой период отдыха астронавтов.

В 0 ч 03 мин 20 апреля, на 39 мин позже расчетного времени, на Луну упала ступень S-IVB ракеты-носителя Saturn V. Предполагалось, что ступень упадет в 220 км к западу от места посадки корабля Apollo-12 в Океане Бурь. Фактически ступень упала в 102 км к северу от места посадки Apollo-12. Скорость при падении равнялась 2,6 км/сек. При весе ступени около 15 т сила удара была эквивалентна взрыву 11 т тротила. Падение ступени было зарегистрировано сейсмометрами в местах посадок кораблей Apollo-12, 14 и 15. Анализ распространения сейсмической волны показал, что до глубины 24 км Луна имеет гетерогенную структуру. На глубине 64 км скорость сейсмической волны возросла до 8,8 км/сек. В настоящее время трудно объяснить какая структура лунных пород может привести к такому повышению скорости.

У экипажа корабля Apollo-15 наблюдались весьма значительные потери калия, у Скотта и Ирвина, выходивших на поверхность Луны, – до 15%, а у Уордена до 10%. Калий выделяется под действием нервных потрясений и выводится из организма мочой. Потеря калия может приводить к апатии, слабости и сердечной аритмии. У Скотта и Ирвина наблюдалась сердечная аритмия. Значительная потеря калия может вызвать паралич дыхательных мышц или остановку сердца.

Поэтому для экипажа корабля Apollo-16 была приготовлена пища с повышенным содержанием калия. Для Янга и Дьюка, которым предстоял выход на Луну, предусмотрено получение с пищей 135 миллиэквивалентов калия в сутки, для Маттингли – 105.

Янг и Дьюк перешли в лунный корабль в 18 ч 02 мин и начали проверку бортовых систем. Ими была обнаружена неисправность в системе управления остронаправленной антенны. На устранение этой неисправности ушло около часа.

На 12 витке по орбите ИСЛ в расчетное время 21 ч 07 мин, когда корабль находился за Луной, было произведено мягкое разделение лунного корабля от основного блока. В момент разделения параметры орбиты были 19,8/107,2 км.

В 22 ч 34 мин 17 сек Маттингли должен был включить ЖРД служебного отсека и перевести основной блок на орбиту встречи с параметрами 96/127 км. В 23 ч 04 мин лунный корабль вышел из-за Луны, Янг и Дьюк сообщили, что ЖРД служебного отсека не включался. Когда была восстановлена связь с основным блоком, Маттингли доложил, что при проверке перед включением ЖРД он обнаружил неисправность резервной системы управления отклонением ЖРД на кардане. В таком случае инструкцией запрещается включение ЖРД.

На пульте управления в командном отсеке имеется индикатор, указывающий отклонение ЖРД на кардане. При подключении резервной системы управления вектором тяги Маттингли обнаружил, что стрелка индикатора колеблется, это означало, что ЖРД в карданном подвесе не зафиксировался и качается относительно оси рыскания. Возникла весьма критическая ситуация. В связи с тем, что основной блок не был переведен на орбиту встречи, посадка лунного корабля была отложена.

Центр управления полетом располагал 10 ч (пять витков по орбите ИСЛ) для оценки аварии и принятия решения о возможности использования ЖРД служебного отсека. Если бы оказалось, что включение ЖРД могло привести к гибели корабля и экипажа, то предусматривалась немедленная стыковка основного блока с лунным кораблем и использование ЖРД посадочной ступени лунного корабля для возвращения на Землю. Так как это было сделано при аварии Apollo-13 в 1970 г

После разделения лунный корабль находился на расстоянии 180 м от основного блока. Когда была обнаружена неисправность и могла потребоваться аварийная стыковка, Центр управления полетом передал команду Маттингли сблизиться с лунным кораблем до расстояния 30 м, используя ЖРД реактивной системы управления ориентацией и совершать полет строем, соблюдая эту дистанцию. Основной блок и лунный корабль были ориентированы так, чтобы можно было немедленно начать операции по стыковке.

Для определения причины и серьезности аварии на Земле проводились испытания аналогичных двигательных установок, ситуация воспроизводилась на моделирующих устройствах, велись расчеты на вычислительных машинах. Группы анализа работали в Центре управления полетом в Хьюстоне, в приборной лаборатории Массачусетского политехнического института и на заводе фирмы North American Rockwell в Дуани. Анализ показал, что, пбо-видимому, произошел обрыв электрической цепи в контуре обратной связи системы управления сервоприводами отклонения ЖРД на кардане. Подобная авария произошла в свое время на корабле Apollo-9. Специалисты пришли к выводу, что ЖРД можно использовать. Даже если выйдет из строя основная система управления вектором тяги и произойдет автоматическое переключение на частично неисправную резервную систему, то угрозы разрушения корабля не возникнет.

21 апреля на 15 витке по орбите ИСЛ Маттингли получил указание включить ЖРД служебного отсека. ЖРД был включен в 4 ч. 16 мин, проработал 6 сек и перевел основной блок на орбиту с параметрами 98,2/125,4 км. ЖРД посадочной ступени лунного корабля был включен в 5 ч 11 мин на 16 витке по орбите ИСЛ. В связи с тем, что лунный корабль совершил три дополнительных витка, он оказался в момент включения ЖРД на 6,4 км южнее и на 4,8 км выше расчетной точки, вследствие возмущения орбиты ИСЛ аномалиями гравитационного поля Луны. Программа работы ЖРД посадочной ступени была рассчитана, так чтобы компенсировать возмущение орбиты и обеспечить посадку лунного корабля в расчетном месте. Торможение началось на расстоянии 370 км от точки посадки. Полет на завершающем участке висения перед посадкой продолжался дольше номинального времени, так как Янгу пришлось маневрировать, выбирая ровное место. Дьюк дважды обращал внимание Янга на камни, которые могли помешать посадке. Фактическое место посадки оказалось на 150 м севернее и 215 м западнее расчетной точки. Согласно докладу астронавтов участок посадки на 30…40% загроможден большими камнями.

Еще находясь на орбите ИСЛ во время анализа аварии, происшедшей на борту основного блока, Янг и Дьюк просили: разрешения у Центра управления полетом отдохнуть перед выходом на поверхность Луны.

Период отдыха астронавтов на Луне начался в 8 ч 50 мин.

После посадки Apollo-16 работа на Луне осуществлялась. по новой программе. Так как посадка была произведена почти на 6 ч позже ранее запланированного срока.

Из-за аварии в системе управления вектором тяги ЖРД служебного отсека лунный корабль и служебный отсек сделали 3 лишних витка по орбите ИСЛ, и расход бортовых ресурсов превысил норму.

Решено было сократить на одни сутки полет по орбите ИСЛ основного блока после стыковки со взлетной ступенью лунного корабля, чтобы не включать лишний раз ЖРД служебного отсека с неисправной системой управления вектором тяги.

21 апреля астронавты Янг и Дьюк проснулись в 17 ч. Дьюк перед сном принимал снотворное «секонол». После подготовки к выходу кабина была разгерметизирована в 19 ч 49 мин и в 20 ч Янг и Дьюк вышли на поверхность Луны. Осмотрев поверхность, они обнаружили, что им удалось посадить лунный корабль в самом центре кратера диаметром 50 м с высотой стенки 4…5 м. Только в центре кратера имелась ровная площадка, а склоны поднимались под углом 30°.

Астронавты установили на Луне ультрафиолетовый спектрограф в тени лунного корабля, направив его вначале на туманность в созвездии Лебедя, а, примерно, через час навели его на Землю для съемки водородной геокороны в ультрафиолетовых лучах. Затем они спустили с лунного корабля луноход и смонтировали его в рабочее положение. При проверке лунохода была обнаружена неисправность в одном из аккумуляторов и в системе рулевого управления задних колес.

Затем астронавты приступили к установке научных приборов на поверхности Луны на расстоянии 100 м от лунного корабля. Дьюк пробурил три скважины глубиной 3 м. В двух были установлены зонды для измерения теплового потока к поверхности Луны. Третья скважина бурилась для получения образцов грунта.

Закончив с установкой научных приборов, астронавты на луноходе направлись на Запад к кратеру Флаг, который был на расстоянии 1,6 км от места посадки. Там они произвели сбор образцов и отправились к кратеру Опук, произвели сбор образцов и сняли панораму кратера. Астронавты провели измерения портативным магнитометром. От кратера Спук они направились к кратеру Плам и Бастер, провели сбор образцов и вернулись в лунный корабль в 2 ч 57 мин 22 апреля.

Первый выход на поверхность Луны продолжался 7 ч 11 мин. Общая протяженность поездки на луноходе 4,2 км.

Астронавты обнаружили, что тончайший верхний слой грунта в несколько миллиметров имеет серый цвета грунт под ним белый. Считают,что серый цвет верхнего слоя объясняется воздействием космических лучей солнечного ветра и метеорной пыли. Ученые считают, что грунт в районе посадки Apollo-16 более древний, чем в местах посадки предыдущих кораблей.

Астронавты отмечали легкость управления луноходом, несмотря на то, что задние колеса буксовали как на снегу. При движении против Солнца или от Солнца трудно ориентироваться на местности. В некоторые моменты они теряли ориентировку. От кратера Спук они возвращались по колее и считают что иначе они могли заблудиться.

Расчеты показывают, что во время выхода астронавтов температура на освещенной Солнцем стороне была плюс 46°С, а в тени минус 65°C. Однако Янг жаловался, что он мерзнет даже находясь на Солнце и совершая активную работу.

В 6 ч. 54 мин 22 апреля начался период отдыха астронавтов. Спали они 7 ч без скафандров в гамаках, подвешенных в лунном корабле.

Второй выход на поверхность Луны начался в 19 ч 34 мин. Погрузив на луноход необходимые предметы в 20 ч 20 мин астронавты поехали поперек Плато Калей к горе Каменной. Они ехали со скоростью 12 км/час, но затем, камни, загромождавшие путь, заставили снизить скорость до 6 км/час.

Первая остановка была сделана у Каменной горы в 4,1 км от лунного корабля. Это расстояние они проехали за 30 мин. Остановка продолжалась 40 мин. За это время они собирали образцы лунного грунта и фотографировали местность.

Затем они начали подъем на луноходе на Каменную гору. Крутизна склона в среднем составляла 10°, а иногда достигала 20°. Подъем шел тяжело, так как грунт напоминал вспаханное поле. От тряски вышел из строя индикатор дифферента лунохода. В дальнейшем дифферент определяли на Земле и сообщали астронавтам. Один раз они сообщили, не знают что происходит в данный момент подъем или спуск. С Земли им сказали, что в этот момент они совершали сравнительно крутой подъем.

От тряски отломилось пылезащитное крыло от переднего колеса и астронавтов засыпало пылью. Позже почти полностью вышла из строя система навигации лунохода и они возвращались к лунному кораблю по колее. Были неполадки и в системе рулевого управления. Несмотря на эти неполадки при движении на гору они развивали скорость до 8 км/час, а с горы до 11 км/час. И только большое количество камней заставляло их снижать скорость до б км/час.

Вторую остановку, продолжительностью 48 мин, они сделали на склоне горы. Третья остановка еще выше у кратера Краун, четвертая в месте максимального подъема у группы из 5 кратеров, названной Чинко. С наивысшей точки подъема они видели лунный корабль, фотографировали местность, произвели сбор образцов, переворачивали большие камни в поисках кристаллических образцов вулканического происхождения. Астронавты возвратились в лунный корабль 23 апреля в 2 ч 57 мин. Выход продолжался 7 ч 23 мин. Астронавты проехали на луноходе 11,5 км и собрали 40,5 кг образцов лунных пород.

Третий выход на поверхность Луны начался в 18 ч 33 мин. Навигационную систему лунохода удалось исправить и астронавты поехали к краю Северного лучевого кратера.

Расстояние в 5 км они проехали за 35 мин. По пути исследовали и описывали местность, в частности отметили, что вокруг много недавно образовавшихся кратеров.

У края кратера, к которому они поднялись по склону, крутизной 15°, они обнаружили много камней. Некоторые были размером 10…15 м. Камни покрыты слоем пыли. По просьбе ученых они откололи образцы от белого и черного камней. Затем они подошли к самому краю кратера. Глубина кратера по измерениям с Земли составляет 400 м, диаметр 1200 м. Они не могли увидеть дна кратера и отметили, что внутренняя стенка очень крутая (60°).

Большое неудобство доставляли сумки для образцов, приклеенные липкой лентой к наспинному ранцу астронавтов. Из-за высокой температуры (87° на Солнце) клей растапливался и сумки отрывались.

У Северного лучевого кратера астронавты пробыли около часа. В 21 ч 41 мин они двинулись в обратный путь и покрыли расстояние до лунного корабля за 28 мин. На одном участке скорость лунохода достигла 16 км/ч. С Земли им посоветовали уменьшить скорость.

Вернувшись к Лунному кораблю, они установили луноход на расстоянии 100 м от места посадки, чтобы телевизионная камера лунохода могла снимать старт взлетной ступени с Луны. Сняли пленку из ультрафиолетового спектрографа. Перед возвращением в лунный корабль, астронавты долго очищали щеткой скафандры от лунной пыли. Третий выход закончился в 0 ч 03 мин 24 апреля и продолжался 5 ч 40 мин. Протяженность поездки на луноходе составила 11,4 км.

Старт взлетной ступени с Луны был произведен в 4 ч 26 мин 24 апреля. Взлетная ступень вышла на начальную орбиту ИСЛ с параметрами 16,5/75 км. Через 10 мин после старта Янг сообщил, что он видит основной блок. Стыковка была произведена в 6 ч 35 мин, позже расчетного времени на 18 мин, так как Маттингли по заданию руководителей полета облетел и осмотрел взлетную ступень, чтобы определить, какие детали от нее отвалились при старте с Луны. Маттингли сообщил, что это были куски теплоизоляции.

Общая продолжительность пребывания Янга и Дьюка на Луне составила 71 ч 02 мин, а три выхода на поверхность. Луны в общей сложности составили 20 ч 14 мин.

Всего Янг и Дьюк собрали 111 кг образцов горных пород и лунного грунта.

24 апреля астронавтов разбудили в 18 ч 13 мин. В течение 45 мин им передавали иструкции, которые они должны внести в план полета. Затем они перенесли из взлетной ступени в командный отсек все вещи, подлежащие возвращению на Землю, и закрепили их. Трудно было разместить и закрепить камень весом 18 кг.

В 23 ч 54 мин была отделена взлетная ступень. Предполагалось по команде с Земли затормозить взлетную ступень и сбросить ее на Луну. Однако, в связи с неоднократным изменением программы, не был поставлен в нужное положение переключатель на пульте управления для приема команд с Земли. После отделения взлетная ступень начала кувыркаться, стабилизировать ее не удалось, она осталась на орбите ИСЛ, просуществует около 250 суток после чего, под влиянием лунного тяготения, упадет на Луну.

0 ч 57 мин 25 апреля Маттингли подал команду на сброс автоматического спутника весом 40 кг, он в течение года будет передавать измерения магнитного поля и космического излучения.

Перед включением ЖРД служебного отсека для перевода основного блока на траекторию полета к Земле, астронавтов предупредили, что будет подаваться аварийный сигнал, поскольку дублирующая система управления вектором тяги неисправна. Астронавты не должны обращать внимания на аварийный сигнал. Исследование этой ситуации на Земле показало, что опасности для астронавтов не возникает даже в случае, если во время работы ЖРД служебного отсека откажет основная система регулирования направления вектора тяти и произойдет автоматическое переключение на дублирующую систему. В этом случае корабль станет раскачиваться и вибрировать, однако ЖРД все же обеспечит требуемый импульс, и корабль перейдет на траекторию полета к Земле близкую к расчетной.

Кронштейн, на котором выносится из служебного отсека масс-спектрометр, заклинило, и его не удалось убрать. Это нарушает центровку основного блока и недопустимо в момент включения ЖРД для перевода корабля на траекторию полета к Земле, поэтому Маттинтли произвел отстрел кронштейна вместе с прибором.

ЖРД служебного отсека был включен на 64 витке полета основного блока по орбите ИСЛ в 5 ч 15 мин, когда корабль находился за Луной. ЖРД проработал нормально 162 сек, израсходовав около 5 т топлива, и перевел основной блок на траекторию возвращения к Земле.

25 апреля в 17 ч 36 мин корабль вошел в поле тяготения Земли. В 18 ч, когда он находился на расстоянии 330 000 км от Земли, была произведена первая коррекция траектории полета, с помощью ЖРД РСУ, которые проработали 8 сек.

В 23 ч 15 мин 25 апреля Маттингли вышел в открытый космос, когда корабль находился на расстоянии около 300 000 км от Земли. Маттингли был соединен фалом длиной 7,6 м с комадным отсеком, по которому подавался в скафандр кислород и вода. Он перенес в командный отсек касету с отснятой пленкой из панорамной камеры, весящую 32,7 кг. При втором выходе он принес касету с отснятой пленкой топографической камеры. Выход Маттингли продолжался 62 мин. Частота пульса у него была 130…168 ударов, а у Янга и Дьюка 70…80 ударов в мин.

27 апреля астронавтов разбудили в 16 ч 10 мин. Основной блок находился на расстоянии от Земли примерно 80 000 км.

В последний день полета индикатор на пульте управления показал неисправность основной системы управления и навигации. Специалисты с Земли сказали, что, несмотря на показания аварийного индикатора, астронавты могут пользоваться системой во время управляемого спуска в атмосфере Земли. Один из астронавтов ударил ногой по пульту управления, аварийный сигнал погас и больше не загорался.

В 19 ч 31 мин, когда основной блок находился на расстоянии 44 000 км от Земли, была проведена последняя коррекция траектории полета.

После отделения служебного отсека, командный отсек вошел в атмосферу в 22 ч 30 мин. При этом его скорость составляла 11 026 м/сек. Приводнение произошло в 22 ч 45 мин в Тихом океане в точке с координатами 00°40' ю. ш., 156°03' з. д. на расстоянии 1,8 км от авианосца «Тикондерога».

Apollo-17

7 декабря 1972 г.

В 05 ч 53 мин (здесь и далее время московское) стартовала ракета -носитель Saturn V и корабль Apollo-17 с экипажем: Юджин Сернан (командир корабля), Рональд Эванс (пилот командного отсека) и Харрисон Шмитт (пилот лунного корабля), ученый геолог.

Цель полета – посадка лунного корабля Appollo-17 в районе Тавр – Литтров, в восточной части лунного диска, за Морем Ясности. Программой предусматривалось три выхода Ю. Сернана и X. Шмитта на поверхность Луны, продолжительностью по 7 ч. установку на Луне комплекта научных приборов, питаемых от радиоизотопной энергетической установки, поездку на луноходе по различным маршрутам общей протяженностью около 37 км с целью исследования Луны в районе посадки, сбора образцов лунного грунта, киносъемки и фотографирования Луны. Программа содержала 7 новых экспериментов. Один из них – оценка сейсмического профиля Луны, вместо пассивного сейсмического исследования примененного в предыдущих полетах. На поверхности Луны размещается 8 взрывных зарядов весом от 0,75 до 2,73 кг на расстояниях 0,16 до 2,4 км от места расположения комплекта научных приборов. Заряды последовательно подрываются по команде с Земли, после старта Apollo-17 с Луны. Предусматривалась запись удара при падении на Луну взлетной ступени лунного корабля в 9 км от места посадки, наблюдение по телевидению взрывов 6 из 8 зарядов и падения взлетной ступени.

Еще один новый эксперимент, измерение гравитационного поля Луны по маршрутам лунохода, гравиметром установленным на луноходе. Кроме того, предусматривалось провести зондирование и картографирование Луны с орбиты ИСЛ, с помощью комплекта приборов, установленных в служебном отсеке.

Расчетное место посадки корабля Apollo-17 на видимой с Земли стороне Луны в точке с координатами 30° 45' в. д. и 20° 10' с. ш., в районе Тавр-Литтров. Этот район выбран как наиболее интересный с точки зрения селенологическьх исследований. Ученые считают что слой темного вещества, покрывающий большую часть поверхности в месте посадки, может оказаться наиболее молодым образованием на Луне, имеющем возраст около 500 млн. лет и там же надеются найти древнейшие образцы горных пород возраста 4,5 млрд.лет.

В отличие от предыдущих полетов на Луну старт Saturn V с кораблем Apollo-17 должен происходить в ночное время, чтобы обеспечить необходимый угол возвышения Солнца над горизонтом Луны в момент прибытия корабля. По этой же причине, старт с орбиты ИСЗ и переход на траекторию полета к Луне должен осуществляться над Атлантическим океаном, на третьем витке по орбите ИСЗ, вместо старта на втором витке над Тихим океаном.

Посадка корабля Apollo-17 на Луну сложнее посадки предыдущих кораблей, в том числе и Apollo-15, посадочная траектория, которого проходила над горным районом Handley Rille, но можно было осуществить посадку за расчетной точкой и по обе стороны от нее. Траектория захода на посадку лунного корабля Apollo-17 проходит в узкой долине между Северным и Южным горными массивами с крутым обрывом за расчетным местом посадки.

Выбранное в восточной части лунного диска место посадки Apollo-17, потребовало принятия специальных мер обеспечения безопасности. Одним из наиболее опасных моментов в полете на Луну являются маневры уменьшения скорости, производимые за диском Луны. Слишком большое снижение скорости – переторможение, может явиться причиной падения корабля на Луну по баллистической траектории.

Чем дальше на восток находится перилуний орбиты снижения, тем меньше времени имеет Центр управления полетом для анализа новой орбиты и принятия решения об аварийном возвращении, если предвидится столкновение с Луной. По этой причине перилуний орбиты снижения лунного корабля Apollo-17 установили 10° западнее места посадки (у траектории Apollo-16 перилуний был 16° восточнее места посадки). Соответственно, торможение лунного корабля перед посадкой на поверхности Луны должно начаться на 12 км выше перилуния. И чтобы снизить высоту начала этапа торможения, с которой ресурс посадочной двигательной установки сможет обеспечить посадку корабля, перилуний орбиты снизили до 13 км (место 20,4 км в полете Apoll-16).

Все это потребовало осуществлять снижение Apollo-17 с орбиты ИСЛ в два этапа.

Первый этап осуществляется до расстыковки лунного корабля и основного блока, для торможения используется ЖРД служебного отсека, корабль переводится на орбиту 27,8/110 км. После расстыковки, на втором этапе торможения с помощью ЖРД РСУ лунный корабль переводится на орбиту ИСЛ 13/111 км.

После возобновления связи с лунным кораблем Центр управления полетом имеет в этом случае, около 10 мин на принятие решения произвести посадку на Луну или нет.

NASA указывает на следующие преимущества двухэтапного снижения с орбиты ИСЛ:

снижение перилуния до 13 км уменьшает высоту начала этапа торможения до 17,25 км и обеспечивает 165 сек висения лунного корабля перед посадкой (экипаж Apollo-16 использовал 91 сек из располагаемых для висения 168 сек). Посадочный вес снижается благодаря расходу топлива ЖРД РСУ лунного корабля на втором этапе торможения. Вероятность переторможения непосредственно перед заходом на посадку уменьшается, так как большее изменение скорости осуществляется на первом этапе торможения предшествующей ночью.

Последняя экспедиция на Луну наиболее продолжительная и самая дорогая, она рассчитана на 304 ч 31 мин и стоит 450 млн. долл., включая 45 млн. долл стоимость комплекта научного оборудования.

Предстартовая подготовка ракеты—носителя Saturn V с кораблем Apollo-17 проходила нормально до начала автоматического предстартового цикла. Переключение на автоматику осуществляется в T0 минус 190 сек (где T0 – расчетное время старта). В ходе автоматического цикла наземная вычислительная машина не выдала команды на наддув кислородного бака третьей ступени. Оператором вручную была послана команда для наддува бака, но вычислительная машина не зарегистрировала наддува. В результате сработала система автоматической блокировки, прекратившая дальнейшие операции за 30 сек до расчетного времени старта. Астронавты, как положено по инструкции, немедленно выключили бортовые пиротехнические устройства. Центр управления полетом и специалисты различных служб начали искать способ ввести в вычислительную машину информацию о наддуве бака.

Стартовое окно для полета на Луну Apollo-17 допускало запуск 7 декабря с 05 ч 53 мин до 09 ч 31 мин. Следующее окно допускало запуск 8 декабря и если запуск не был бы произведен, то последующая дата запуска, которая позволяла обеспечить посадку в районе Тавр – Литтров была бы только 4 января 1973 г.

Однако отсрочка запуска Apollo-17 до 4 января 1973 г. вызвала бы отсрочку запуска орбитальной станции Skylab намеченного на 30 апреля 1973 г. Эти отсрочки повлекли бы за собой дополнительные расходы в сумме 11 млн. долл.

Наземные спецслужбы разработали способ ввода информации о ручном наддуве бака в наземную вычислительную машину. В Центре управления полетом была произведена проверка и отработка предложенного способа на специальном стенде. Окончательная предстартовая подготовка ракеты-носителя с кораблем возобновилась с 8 минутной готовности в 8 ч 25 мин.

Ракета-носитель Saturn V с кораблем Apollo-17 стартовала в 08 ч 33 мин с опозданием на 2 ч 40 мин по сравнению с расчетным временем старта. Это был первый запуск по программе Apollo, произведенный в ночное время.

Корабль Apollo-17 вместе с третьей ступенью ракеты-носителя в 08 ч 45 мин вышел на эллиптическую орбиту ожидания 167/171 км (расчетная орбита круговая высотой 170 км). X. Шмитт с большим интересом наблюдал Землю с орбиты ожидания и комментировал наблюдаемый ландшафт с точки зрения геолога. В частности сказал, что хотя он не является сторонником теории дрейфа континентов, однако наблюдая с высоты орбиты и сравнивая очертания береговых линий «разорванных» материков нельзя не признать, что они весьма соответствуют друг другу.

В 11 ч 45 мин 34 сек, когда корабль завершил второй виток вокруг Земли и находился над Ямайкой (17°28 с. ш. и 78° з.д.) был вторично включен ЖРД третьей ступени, он проработал 5 мин 42 сек и перевел корабль Apollo-17 на траекторию полета к Луне. Чтобы компенсировать задержку на 2 ч 40 мин на старте и обеспечить прибытие корабля к Луне в расчетное время ЖРД третьей ступени был включен раньше на 9 мин и проработал на 6 сек дольше расчетного номинального времени. В 12 ч началось перестроение отсеков, а через 30 мин основной блок был состыкован с лунным кораблем, но из 12 замков автоматически закрылись только 9, поэтому одному из астронавтов пришлось войти в туннель и вручную закрывать остальные замки. В 13 ч 20 мин корабль Apollo-17 отделился от третьей ступени ракеты-носителя. С помощью двигателей РСУ она была отведена в сторону от корабля, по команде с Земли осуществлена проливка оставшегося топлива через камеру основного ЖРД, ступень получила дополнительный импульс и перешла на траекторию столкновения с Луной в районе кратера Фра Мауро.

Период отдыха астронавтов начался в 17 ч 30 мин и продолжался до 23 ч 36 мин. Спали они плохо. Ю. Сернан и Р. Эванс по 3 ч, X. Шмитт – 4 ч и часто просыпался.

После окончания отдыха астронавты произвели проверку бортовых систем и вели астронавигационные измерения.

8 декабря

Рабочий день астронавтов решили сократить, в связи с тем, что они спали плохо. Второй период отдыха начался в 09 ч 33 мин. Все астронавты приняли снотворное «Секонол».

К 14 ч 36 мин корабль Apollo-17 прошел половину расстояния между Землей и Луной.

В 17 ч 33 мин астронавтов разбудили сигналом с Земли. Ю. Сернан и X. Шмитт спали по 6,5 ч, Р. Эванс 7,5 ч. Самочувствие астронавтов хорошее, но Ю. Сернан жаловался, что пучит живот. Причиной, по-видимому является диета с повышенным содержанием калия, назначенная для предотвращения сердечной аритмии наблюдавшейся у астронавтов корабля Apollo-15. В 20 ч 03 мин на расстоянии около 230 тысяч км ог Земли была произведена первая коррекция траектории полета корабля, от предшествующей по плану коррекции отказались. Маршевый двигатель служебного отсека проработал 1,58 сек увеличил скорость полета на 3 м/сек и перевел корабль на траекторию, проводящую на кратчайшем расстоянии в 100 км от поверхности Луны. До коррекции корабль летел по траектории столкновения с Луной. X. Шмитт проделал эксперимент для оценки влияния физической нагрузки в невесомости на сердечную деятельность. С этой целью работая с эспандером он увеличил пульс с 60 до 140 ударов в минуту, затем начал интенсивный бег на месте, но пульс выше 140 не поднимался. Время, потребное для возвращение пульса к его норме, оказалось таким же как на Земле.

9 декабря

В 00 ч 57 мин астронавт X. Шмитт и Ю. Сернан перешли в лунный корабль и перенесли 18 кассет с пленкой, ножницы, наушники, одеяла и другие предметы, необходимые им во время пребывания на Луне. Проверка бортовых систем лунного корабля показала, что системы работают нормально, за исключением несущественной неисправности в настройке остронаправленной антенны для радиосвязи с Землей. При возвращении в 02 ч 33 мин в командный отсек астронавты заметили, что один из 12 автоматических замков стыковочного узла не закрыт. Р. Эванс хотел вручную закрыть замок, но Центр управления полетом запретил это делать, чтобы неисправный замок не создал трудностей при расстыковке, а для надежной герметизации достаточно, чтобы из 12 замков были закрыты только 3. В 03 ч 33 мин астронавты начали эксперимент по изучению тепловых потоков в жидкости в условиях невесомости. Подобный эксперимент осуществлялся во время полета корабля Apollo-14, но на Apollo-17 оборудование и методика были усовершенствованы.

В 09 ч 33 мин начался третий период отдыха астронавтов продолжавшихся до 17 ч 33 мин. После отдыха Ю. Сернан и X. Шмитт снова переходили в лунный корабль для проверки его бортовых систем.

От третьей коррекции траектории полета намеченной по плану в 22 ч 48 мин отказались.

10 декабря.

Полет Apollo-17 проходит нормально. От четвертой коррекции траектории полета намеченной по плану на 17 ч 48 мин в Центре управления полетом сочли возможным отказаться, так как траектория близка к расчетной. Таким образом, на трассе Земля—Луна из четырех запланированных коррекций произведена только одна. В связи с отменой коррекции траектории был продлен очередной период отдыха астронавтов и их разбудили в 15 ч 25 мин.

В расчетное время 18 ч 19 мин астронавты сбросили со служебного отсека панель, которая закрывала отделение с приборами и фотокамерами для картографирования и зондирования Луны с селеноцентрической орбиты.

В 22 ч 47 мин, когда корабль находился над обратной стороной Луны астронавты включили ЖРД служебного отсека для перевода Apollo-17 на начальную селеноцентрическую орбиту. Двигатель проработал 6,5 мин и уменьшил скорость полета на 900 м/сек. Спустя 23 мин, когда корабль вышел из-за Луны, траекторные измерения показали, что высота периселения над поверхностью Луны 97 км, апоселения 315 км (расчетная эллиптическая орбита 96,5/317 км).

В 23 ч 33 мин на Луну упала третья ступень ракеты-носителя Saturn V.

При столкновении с Луной она имела скорость около 2,5 км/сек точка падения находится в 150 км к Западу от расчетной, в 80 км к востоку от места посадки корабля Apollo-14 и в 500 км к западу от места посадки корабля Apollo-16. Колебания лунной поверхности, вызванные падением ступени регистрировались в течение 2 ч 40 мин четырьмя сейсмометрами, установленными на Луне астронавтами предыдущих лунных экспедиций.

11 декабря

В 03 ч 06 мин была произведена коррекция начальной селеноцентрической орбиты. ЖРД служебного отсека проработал 22 сек и перевел корабль на эллиптическую орбиту 24/106 км. X. Шмитт начал комментировать наблюдаемый ландшафт. Он заметил вспышку у темного горизонта Луны, которая по его мнению, была вызвана падением метеорита в районе кратера Гимальди. Проверить это предположение было невозможно, так как сейсмометры регистрировали сильные колебания, вызванные падением третьей ступени ракеты-носителя. На втором витке по селеноцентрической орбите астронавты рассматривали расчетное место посадки лунного корабля Apollo-17. На третьем витке X. Шмитт наблюдая в бинокль Землю зарегистрировал облачность в северной части Тихого океана и северо-западной части США.

Ю. Сернан снова жалуется на боли, вызванные скоплением газов в кишечнике. Боли усиливаются во время приема пищи. Медики считают что боли являются следствием обогащения пищи калием, но калий астронавтам необходим,чтобы избежать сердечной аритмии, которая опаснее болей в желудке. Ю. Сернану предложили принимать по две таблетки слабительного перед каждой едой, не жевать резинки, не есть овсянки, фруктов и кексов, пить больше воды. Был созван консилиум из пяти врачей и астронавта Д. Янга, командира, корабля Apollo-16. Д. Янг тоже страдал от таких болей и уверял Ю. Сернана, зная по собственному опыту, что боли пройдут на Луне при интенсивных движениях и под действием лунного тяготения. Позднее были организованы переговоры Ю. Сернана с консилиумом врачей по закрытой радиолинии не прослушиваемой прессой.

Бортовые системы корабля Apollo-17 работают нормально, за исключением небольшого перегрева бачка с жидким водородом, который легко устраняется астронавтами с помощью ручной регулировки силы тока в подогревателе. Плохо работает механизм выдвижения и втягивания топографической камеры.

В 07 ч 38 мин начался очередной период отдыха астронавтов, длившийся 8 ч.

Все три астронавта спали по 7,5 ч. В расчетное время 17 ч 50 мин Ю. Сернан и Х. Шмитт перешли в лунный корабль и выпустили посадочное шасси. На двенадцатом витке по селеноцентрической орбите было дано разрешение на отделение лунного корабля от основного блока. Астронавты рассмотрели район расчетного места посадки. Они опознали кратеры Камелот и Шерлок, служащие навигационными ориентирами захода на посадку и кратер Паппи около расчетной точки посадки (название всех кратеров неофициальное).

В 20 ч 20 мин, когда Apollo-17 находился за Луной было произведено отделение лунного корабля от основного блока. Затем Р. Эванс с помощью ЖРД РСУ отвел основной блок от лунного корабля. Когда оба аппарата появились из-за Луны они находились на расстоянии нескольких метров друг от друга.

В 21 ч 48 мин, на тринадцатом витке по селеноцентрической орбите был включен на 4 сек ЖРД служебного отсека, и перевел основной блок на орбиту встречи, ее периселений был равен расчетной величине 100 км.

В 21 ч 54 мин с помощью ЖРД РСУ лунный корабль переведен на орбиту с высотой периселений 13 км над поверхностью Луны.

В 22 ч 43 мин был включен ЖРД посадочной ступени лунного корабля, на высоте 16 км и дальности 590 км до расчетной точки посадки. Цифровой автопилот вывел лунный корабль в расчетное место посадки. В начале торможения, когда окна лунного корабля были обращены вверх X. Шмитт сказал, что он видит Землю. Позже, когда X. Шмитту и Ю. Сернану задали вопрос, как выглядело расчетное место посадки при подходе к нему, астронавты ответили, что им некогда было восхищаться красотами ландшафта, X. Шмитт сказал: «Командир не позволял смотреть в окно, потому что я непрерывно должен был следить за приборами».

По словам Ю. Сернана, расчетное место посадки оказалось загроможденным камнями в значительно большей степени, чем это ожидалось и ему пришлось сосредоточить все свое внимание на том, чтобы не посадить лунный корабль на камень. Он также сказал: «Здесь столько кратеров, что куда ни ступи, одна нога обязательно окажется в кратере».

При подходе к месту посадки лунный корабль прошел над горами высотой примерно 3 км. Сам район посадки это узкая долина (шириной в 10 км) между двумя горными массивами высотой до 2,5 км. В нескольких километрах к западу от места посадки возвышается гора Фемили на пути к ней лежит гряда утесов высотой около 80 м. Участок посадки изобилует кратерами, некоторые достигают почти километра в поперечнике.

По уточненным данным сообщенным Центром управления полетом лунный корабль Apollo-17 совершил посадку в 22 ч 55 мин в точке с координатами: 20°9'41" с. ш. и 30°45'25,9" в. д., в 80 м к югу и 200 м к востоку от расчетной точки. Корабль опустился на склон небольшого мелкого кратера в форме блюдца, и стал на грунт с некоторым наклоном не создающим никаких трудностей для старта с Луны.

12 декабря

В 03 ч 03 мин, с опозданием по техническим причинам на 20 м начался первый выход на поверхность Луны с целью исследований района Тавр – Литтров. Астронавты сообщили, что пыли в районе посадки практически нет, это подтверждает предположение, что грунт имеет вулканическое происхождение. Верхний слой грунта очень рыхлый, в нем вязнут ноги на 20…25 см.

Первое время астронавты из-за отсутствия опыта передвигались по поверхности с некоторым трудом и много скользили. Позже Ю. Сернан сказал: «Одна шестая тяготения – это настоящий подарок, если знать как им пользоваться». X. Шмитт и Ю. Сернан нагибаясь для сбора образцов часто падали и испачкали свои скафандры в рыхлом, липком грунте. X. Шмитт непрерывно коментировал особенности грунта и ландшафта и сказал: «Если и существует рай для геолога, то я попал в этот рай». Астронавты произвели сборку и подготовку лунохода. В 04 ч 17 мин. была включена на луноходе телевизионная камера и Ю. Сернан сделал пробную поездку. От тряски отвалилось заднее крыло. Попытка приклеить крыло липкой лентой не удалось. Луноход корабля Apollo-17 снабжен специальным грунтозаборником, позволяющим брать пробы грунта не сходя с лунохода.

В 100 м от лунного корабля астронавты установили комплект научных приборов: Стационарный гравиметр для регистрации приливных явлений на Луне и обнаружения гравитационных волн в космическом пространстве; масс-спектрометр для исследования состава лунной атмосферы; прибор регистрирующий частоту падения метеоритов; геофоны для регистрации сейсмических колебаний вызванных подрывам пиротехнических зарядов; датчики для измерения теплового потока из недр Луны были опущены на глубину 2,5 м в просверленные астронавтами скважины. Затем Ю. Сернан просверлил третью скважину для взятия колонки грунта до глубины 2,5 м, но никак не мог вытащить керн из грунта. С Земли ему посоветовали отдохнуть и призвать на помощь X. Шмитта. Вдвоем астронавты вытащили керн, разобрали его на секции и уложили в Луноход. По команде с Земли комплект научных приборов установленный астронавтами был включен и все приборы работали нормально. Астронавты ударником подорвали пиротехнические заряды, возникшие сейсмические колебания были зарегистрированы геофонами.

По программе астронавты должны были отправиться в поездку на луноходе на юго-восток к картерам Стено, Эмори и Фауст. Самый удаленный кратер Фауст находится на расстоянии 2,2 км от места посадки лунного корабля. В связи с тем, что астронавты вышли из графика опаздывая примерно на 30…40 мин маршрут был сокращен им было предложено доехать до кратера Стено находящегося в 1,5 км от места посадки. Поездка к кратеру Стено оказалась сложной, Ю. Сернан с трудом ориентировался по навигационным приборам и вышел к кратеру неточно. У кратера были собраны образцы грунта, установлено передающее устройство коротковолнового радиозонда для исследования электрических характеристик лунной поверхности. На пути к кратеру и при возвращении астронавты разместили заряды взрывчатого вещества, которые позже будут подорваны для сейсмического зондирования Луны.

В 09 ч 58 мин Ю. Сернан и X. Шмитт вернулись в лунный: корабль. Общая продолжительность первого выхода составила 7 ч 10 мин. На поверхности Луны астронавты пробыли 6 ч 55 мин, проезжали на луноходе 2,8 км, собрали 17 образцов лунного грунта общим весом 13 кг.

Средняя частота пульса составила 120, а во время взятия; колонки грунта доходила до 140…150 ударов в минуту.

По программе после первого выхода на поверхность Луны период отдыха Ю. Сернана и X. Шмитта должен был начаться в 13 ч 48 мин.

Астронавты попросили дать им час на то, чтобы привести в порядок все материалы принесенные в лунный корабль с поверхности Луны. В связи с этим начало второго выхода было перенесено на час позже. Период отдыха астронавтов начался в 15 ч 00 мин.

Основной блок, которым управлял астронавт Р. Эванс двигался по селеноцентрической орбите с высотой в периселении над поверхностью Луны 100 км. За 5 мин до посадки лунного корабля проходя над участком посадки Р. Эванс сфотографировал подходы и место посадки. Р. Эванс наблюдал вспышку у кратера Восточный подобную той которую видел X. Шмитт у кратера Гимальди.

Р. Эванс вел картографическую съемку и зондирование Луны с орбиты ИСЛ с помощью комплекта приборов установленного в служебном отсеке. Механизм выдвижения и втягивания топографических аппаратов работал все хуже и хуже. Плохо работал и механизм втягивания антенн импульсного радиолокатора, используемого для определения физических характеристик Луны.

Лучи антенн длиной по 24 м образуются из предварительно напряженной ленты, при выдвижении сматываются с барабана и проходя сквозь направляющие отверстия скручиваются в трубки. После эксперимента антенны должны быть убраны, они втягиваются, наматываясь на барабан. Из-за плохой работы механизма полностью втянуть антенны не удается. Перед включением ЖРД служебного отсека для коррекции орбиты антенны должны быть полностью втянуты,. если это не удается, то должен быть произведен отстрел антенн, иначе при действии ускорения они погнуться и могут повредить сопло двигателя.

График зондирования Луны с использованием испульсного радиолокатора пересмотрен и обеспечивает выполнение 99% запланированных измерений до расчетного момента включения ЖРД служебного отсека. Сканирующим радиометром инфракрасного излучения, входящим в комплект приборов в служебном отсеке, удалось отыскать «горячие участки» на Луне.

Период отдыха Р. Эванса начался в 09 ч 13 мин продолжается до 17 ч 13 мин.

В 22 ч 48 мин астронавтов Ю. Сернана и X. Шмитта разбудили, передав с Земли мелодию Вагнера «Полет Валкирии». Астронавты спали в гамаках, сняв скафандры, снотворного не принимали. Оба спали по 6 ч, но X. Шмитт часто просыпался. Врачи отмечают что астронавты хорошо едят и пьют много фруктового сока. «Как там Эванс на орбите?» был первым вопросом, который интересовал Ю. Сернана.

Во время первого выхода на поверхность Луны в поездке на луноходе потеряли оторвавшееся крыло заднего колеса. Астронавтов и приборы на пульте управления луноходом засыпало пылью настолько, что трудно было считывать показания. Ю. Сернан просил придумать способ защиты от пыли. Во время отдыха астронавтов специалисты фирмы Boeing приводящей луноходы, совместно с Д. Янгом, который занимался ремонтом лунохода во время экспедиции на корабле Apollo-16, решили сделать крыло из листов карты, изготовленных из картона, обтянутого пластмассой; прикрепить листы можно скобами имеющимися на переносной лампе в лунном корабле.

В центре управления полетом произвели эксперимент в котором оператор в скафандре укрепил заднее крыло на макете лунохода. Операция заняла 1 мин 45 сек. На Луне операция должна занять больше времени, поэтому астронавтам отвели 5 мин, несколько изменить программу второго выхода. Кроме того было предусмотрено несколько минут на нивелировку стационарного гравиметра, установленного на Луне накануне.

13 декабря

В 02 ч 27 мин произведена разгерметизация кабины экипажа лунного корабля и в 02 ч 36 мин Ю. Сернан вышел на поверхность Луны. Через 4 мин вышел из лунного корабля X. Шмитт. В 02 ч 40 мин включена телевизионная камера и в Центре управления полетом наблюдали, как астронавты ремонтировали крыло лунохода. X. Шмитт пешком отправился к месту установки комплекта научных приборов и установил горизонтально гравиметр. После очистки от пыли объектива телевизионной камеры качество телевизионного изображения стало настолько четким, что позволяло прочитать надписи на скафандрах астронавтов.

В 03 ч 57 мин астронавты поехали на луноходе на Юг, к горам, получившим название Южный массив. В начале луноход двигался со скоростью 11 км в час, потом на участке усыпанном камнями скорость пришлось уменьшить.

По дороге луноход останавливали и размещали заряды взрывчатого вещества. Проехав кратеры Комелот и Горацио (название неофициальное) астронавты достигали сброса у Южного массива находящегося на расстоянии 7 км от места посадки лунного корабля. Поездка продолжалась 1 ч 04 мин. У сброса были взяты образцы грунта, которые по мнению X. Шмитта могут оказаться весьма древними.

Но с уверенностью это можно будет сказать, только после тщательного лабораторного анализа. Остановка у сброса была продлена на 10 мин, так как этот район оказался весьма интересным для изучения Луны. Ученые считают что у сброса сползшие с горы образцы могут иметь возраст до 4,6 млрд. лет. Образцы лунных пород доставленные предыдущими экспедициями на кораблях Apollo имеют возраст не выше 4,1…4,2 млрд. лет.

После часа отведенного на сбор образцов у сброса астронавты поехали к холму Скарп поднимающемуся на высоту 90 м в 5 км к западу от места посадки лунного корабля и по дороге размещали заряды взрывчатого вещества, которые должны быть подорваны после отлета астронавтов с Луны. Поднимаясь по склону Скарп X. Шмитт уранил сумку, в которую складывал образцы лунного грунта. Пытаясь ее поднять он несколько раз падал, катился по склону снова раняя сумку. Когда с Земли ему предложили подняться по склону выше и взять там образцы, он отказался сказав, что те образцы не представляют интереса. Ю. Сернан тоже был против подъема на большую высоту, потому что подъем по склону опасен.

Позже у кратера Шорти Ю. Сернан обнаружил большой участок оранжевого цвета. «Только ничего не трогай пока я не подойду!» закричал X. Шмитт. По его мнению это результат воздействия на лунный грунт газов выделяющихся перед окончанием извержения вулкана. Эту находку считают самой интересной из тех, которые пока сделаны астронавтами корабля Apollo-17 на Луне. Глубина оранжевого слоя 5…8 см. X. Шмитт взял пробу грунта из траншеи.

Грунт оранжевого цвета у кратера Шорти вызвал особый интерес. Полоса такого грунта шириной около одного метра идет по краю кратера примерно на половине его периметра и по-видимому образовалась под воздействием вулканических газов. На вулканическое происхождение кратера указывает и его овальная форма. Кратеры ударного происхождения имеют круглую форму. Если подтвердится вулканическое происхождение кратера Шорти, это заставит отказаться от распространенной гипотезы, утверждающей, что последние 3 млрд. лет Луна была «мертвой».

Ученые считают что черный мелкозернистый рыхлый поверхностный слой в районе посадки лунного корабля похож на вулканический пепел и возраст его может оказаться всего один млрд. лет.

X. Шмитт и Ю. Сернан хотели задержаться у кратера Шорти, на этом настаивали и ученые, следящие в специальном помещении в Центре управления полетом. Однако это не подействовало на руководителя полета, приказавшего астронавтам быстро взять пробы, сделать снимки и немедленно возвращаться к лунному кораблю. Запас кислорода приближался к критической величине, при задержке у кратера Шорти в случае поломки лунохода, и необходимости возвращаться к лунному кораблю пешком, кислорода могло не хватить.

X. Шмитт пожаловался: «Как жаль, что нам не дали времени доказать вулканический характер кратера Шорти». Руководитель полета ответил: «Ну, что ж, таковы правила игры и с ними надо считаться».

Рассматривалась возможность повторной поездки к кратеру Шорти во время третьего выхода на поверхность Луны. Однако, от этой возможности отказались, решив, что во время поездки к Северному массиву предусмотренной по плану, астронавты смогут сделать новые открытия не менее интересные, чем оранжевый грунт. Кроме того у Северного массива, как это определили по фотоснимкам, сделанным с орбиты ИСЛ, имеется кратер Ван Сердж, по форме напоминающий кратер Шорти, и около него тоже может оказаться оранжевый грунт.

Перед возвращением к лунному кораблю астронавты скатили в кратер Шорти большой камень. Он прокатился несколько метров по склону и остановился. На обратном пути X. Шмитт обнаружил кратер, в котором грунт имеет черный цвет. Он высказал предположение, что кратер не ударного происхождения, а является жерлом вулкана.

В 08 ч 58 мин астронавты вернулись к лунному кораблю, в 10 ч 02 мин оба были в корабле, в 10 ч 04 мин, когда кабину загерметизировали, астронавты обнаружили, что давление вместо расчетного 0,35 ата поднялось до 0,5 ата. Осмотр системы подачи кислорода и регулирования показал, что в одном из клапанов возникла течь. Неисправный клапан перекрыли и включили дублирующий, к 13 ч 05 мин в герметической кабине было восстановлено расчетного давление.

Второй выход на поверхность Луны продолжался 7 ч 37 мин. Астронавты проехали на луноходе 19,8 км, собрали 56 образцов лунных пород, общим весом 36 кг. Возраст самых молодых образцов оценивают в 1 млрд, а самых старых в 4,5 млрд. лет. Древнейшими считают серозеленые образцы, которые, по-видимому, содержат пироксен.

Астронавта Р. Эванса 12 декабря разбудили в 14 ч 16 мин. Он продолжил зондирование и картографирование Луны с орбиты ИСЛ, и заметил еще одну вспышку в районе кратера Коперник. Предполагали, что вспышки возникают при столкновении с Луной метеоритов. Однако, сейсмометры на Луне не регистрируют никаких толчков, совпадающих по времени с наблюдаемой вспышкой. Ученые, сторонники «активной» Луны считают что вспышки являются результатом выхода газов из недр Луны. Есть третье объяснение этого явления, в котором утверждается, что никаких вспышек не происходит а зрительный нерв астронавтов возбуждается воздействием фосфенов – от частиц космического излучения в результате эффекта Черенкова.

13 декабря очередной 8 часовой период отдыха Р. Эванса начался в 08 ч 30 мин.

Астронавтов Ю. Сернана и X. Шмитта разбудили в 22 ч 18 мин и они начали подготовку к третьему последнему выходу на поверхность Луны.

14 декабря

В 01 час 26 мин была произведена разгерметизация кабины, открыт люк и в 01 ч 34 мин Ю. Сернан спустился на поверхность Луны. Через 4 мин спустился на поверхность X. Шмитт.

Ю. Сернан выйдя на Луну, пожаловался, что у него чешется нос и он никак не может его почесать. Астронавты корабля Apollo-16 тоже жаловались, что во время выхода на поверхность Луны у них часто чесался нос это их очень раздражало, и не было возможности его почесать. В шлемах для астронавтов корабля Apollo-17, помимо тороидального баллонгина с питьевой водой и съедобной палочки для уталения жажды и голода во время выходов на поверхность Луны, поместили кусочек ворсистой ткани чесать нос. У Ю. Сернана нос чесался в таком месте, что нельзя было почесать о ворсистую ткань.

В 01 ч 40 мин астронавты включили телевизионную камеру. Солнце поднялось над горизонтом Луны значительно выше чем при предыдущем выходе и фигуры астронавтов отбрасывали более короткие тени (около 2,5 м).

В предыдущих выходах Солнце было настолько низко над горизонтом, что слепило астронавтов когда они смотрели в направлении на Восток.

В начале выхода на поверхность Луны, астронавтам предложили свернуть ловушку тяжелых частиц солнечного ветра. По программе ловушка свертывается в конце выхода перед возвращением в лунный корабль.

Но, по прогнозам, ожидалась небольшая солнечная буря, не представлявшая никакой опасности астронавтам, но могла исказить результаты исследования солнечного ветра.

В 02 ч 16 мин астронавты поехали на луноходе на северо-восток и через 28 мин достигли подножия Северного массива на расстоянии 3,6 км от места посадки лунного корабля. В этом районе было много очень крупных камней. Астронавтам предложили брать крупные образцы, поскольку в предыдущих выходах они их почти не брали. X. Шмитт с большим трудом отколол образец от камня, который по его мнению состоит из очень древних пород. Астронавты передвигались на луноходе по склону крутизной до 20° и пешком по склону крутизной до 45°. На таком склоне X. Шмитт имитировал спуск на лыжах с крупным поворотом. Склон изобилует мелкими кратерами с поперечником до 10 м. В тех местах, которые астронавты посетили в двух предыдущих выходах, такого количества кратеров не было. По внешнему виду пород в районе Северного массива можно заключить, что они застыли из расплавленного состояния. У пород в районе Южного массива вид спрессованного под давлением вещества.

Астронавты совершили поездку на Восток вдоль подножия гор, а затем направились к кратеру Ван Сердж. Там их ждало разочарование. Кратер Ван Сердж оказался классическим кратером ударного происхождения; по заключению X. Шмитта «Сухая дыра». Астронавты сразу хотели уехать от этого кратера, но X. Шмитт обнаружил на глубине 10 см светлую породу, они задержались на 5 мин и взяли ее образец.

Ю. Сернан жаловался, что все забито пылью и многие детали, которые должны вращаться, заедает. От абразивного действия пыли у X. Шмитта начали протираться перчатки, а слой резины на ручке геологического молотка стерся до того, что обнаружился металл

Возвратившись к лунному кораблю, астронавты сняли крышку с мемориальной пластины, установленной на одной из опор шасси. На пластине выгравирована надпись: «Здесь люди завершили первые исследования Луны в декабре 1972 года. Да, пребудет дух мира, который руководил нами, в жизни всего человечества». Под этими словами подписи: Ю. Сернана, Р. Эванса, X. Шмитта и президента США Р. Никсона.

Астронавты вошли в лунный корабль в 08 ч 36 мин и за-герметизировали кабину в 08 ч 41 мин.

Третий выход Ю. Сернана и X. Шмитта на поверхность Луны продолжался 7 ч 15 мин. Астронавты проехали па лунаходе 13,5 км, собрали различные образцы лунных пород; общим весом более 70 кг.

09 ч 35 мин Ю. Сернан и X. Шмитт открыли люк герметической кабины и выбросили ставшие ненужными использованные предметы. Через 10 мин люк закрыли и кабина снова наполнили кислородом. Очередной 8 ч период отдыха астронавтов фактически начался в 13 ч 14 мин (по программе должен был начаться в 12 ч 33 мин).

Основной блок корабля Apollo-17 управляемый астронавтом Р. Эвансом, продолжал движение по селеноцентрической орбите. Впервые в полетах по программе Apollo помещение, в Центре управления полетом отведенное для ученых, имело прямую радиосвязь с основным блоком. Р. Эванс рассказал ученым, что он видел радугу с переливающимися синим, темнозеленым и другими цветами над несколькими кратерами на обратной стороне Луны. Он обнаружил три участка ярко выраженного вулканического характера.

Специально наблюдая кратер Шорти, он заметил оранжевый оттенок грунта.

Сообщалось, что лазерный альтиметр на основном блоке работает нормально, с его помощью надеются получить ценную информацию, (на кораблях Apollo-15 и Apollo-16 лазерный альтиметр выходил из строя вскоре после начала работы). Возникли трудности с ультрафиолетовым спектрометром, но от него продолжают получать информацию. Установленный на Луне стационарный гравиметр не работает. Многократные попытки включить его по команде с Земли оказались безрезультатными. X. Шмитт тряс его пытаясь включить, но и это не помогло.

Не работает коротковолновый радиозонд в связи с перегревом приемника на луноходе. Остальные приборы установленные на Луне работают нормально. 14 декабря очередной период отдыха астронавта Р. Эванса начался в 09 ч 08 мин. Его разбудили в 17 ч 39 мин. Предстояло провести две коррекции орбиты основного блока, чтобы создать наиболее благоприятные условия встречи с лунным кораблем на орбите ИСЛ.

Первая коррекция проводилась с целью снижения высоты орбиты, так как высота понижалась со значительно меньшей скоростью, чем рассчитывали. На 30 сек были включены ЖРД РСУ; в результате основной блок перешел на орбиту 116/124 км.

Для этой корреляции использовались те ЖРД РСУ выхлопной факел которых не мог повредить комплекта приборов установленных в служебном отсеке. Вторая коррекция с целью изменения наклона селеноцентрической орбиты основного блока, была проведена с помощью маршевого двигателя, который был включен в 20 ч 00 мин и проработал 18 сек.

Чтобы разбудить отдыхающих в лунном корабле Ю. Сернана и X. Шмитта, в 21 ч 00 мин с Земли была передана мелодия из кинофильма «2001 – космическая одиссея». Оказалось, что астронавты уже проснулись; Ю. Сернан спал 5, а X. Шмитт 6 ч. Услышав побудку, астронавты хором спели песню «Доброе утро», а затем X. Шмитт прочел свои стихи посвященные пребыванию на Луне.

По форме его стихи представляют пародию на известное стихотворение Клемента Мура «Ночь перед Рождеством». Ю. Сернан и X. Шмитт занялись уборкой кабины и подготовкой лунного корабля к старту с Луны. Открыли люк, выбросили ненужные предметы, закрыли люк, загерметизировали кабину и наполнили ее кислородом в 23 ч 31 мин.

После определения параметров скорректированной орбиты основного блока, Ю. Сернану и X. Шмитту сообщили новое время старта с Луны; 01 ч 54 мин 50 сек. 15 декабря (прежнее расчетное время 01 ч 56 мин). Взлетная ступень лунного корабля перед стартом весила 4976 кг, и была тяжелее расчетного веса, так как астронавты взяли на борт больше образцов лунных пород чем предполагалось.

15 декабря

В 01 ч 41 мин, перед стартом с Луны, по команде с Земли включили телевизионную камеру лунохода, который Ю. Сернаном был установлен в 150 м от лунного корабля.

В 01 ч 54 мин 50 сек взлетная ступень лунного корабля Apollo-17 стартовала с Луны.

Старт передавался по телевиднию, взлет ступени был виден в течение 35 сек. Когда взлетная ступень вышла из поля обзора телевизионной камеры лунохода, по команде с Земли камеру направили на посадочную ступень лунного корабля, затем была показана панорама места посадки.

Через 10 сек после старта взлетной ступени на Земле перестали получать сигналы, позволяющие производить траекторные измерения. Через 3 мин прием сигналов возобновился. Позже не удавалось установить прямую радиосвязь взлетной ступени лунного корабля с Землей, тогда использовали радиостанцию основного блока корабля в качестве ретранслятора. Взлетная ступень вышла на начальную селеноцентрическую орбиту с высотой над поверхностью Луны в периселении 17 и апоселении 91 км. Расчетная высота орбиты в апоселении 88 км. С помощью ЖРД РСУ орбита взлетной ступени была скорректирована.

Через 20 мин после старта взлетной ступени Ю. Сернан и X. Шмитт увидели проблесковые огни основного блока, который находился от них на расстоянии 180 км. Когда взлетная ступень и основной блок сблизились, перед стыковкой были произведены два телевизионных сеанса показавшие, как Ю. Сернан поворачивал взлетную ступень, чтобы Р. Эванс мог осмотреть ее со всех сторон. Затем Ю. Сернан и X. Шмитт осматривали поворачивавшийся основной блок и место размещения в служебном отсеке приборов для исследования Луны с орбиты ИСЛ. Первая попытка стыковки была неудачной.

Р. Эванс, осуществляя маневр стыковки, промахнулся, и штырь стыкованного узла не попал в приемный конус взлетной ступени. При второй попытке штырь попал в конус, но не сработали захваты. Стыковка была произведена с третьей попытки в 04 ч 10 мин с опозданием на 12 мин по сравнению с расчетным временем. Стыковка произведена на высоте около 116 км над поверхностью Луны.

Из 12 замков стыковочного узла закрылись только 10. Переход Ю. Сернана и X. Шмитта из взлетной ступени в командный отсек, перенос образцов лунных пород и всех необходимых предметов продолжался 3 ч. Р. Эванс пылесосом очищал скафандры Ю. Сернана и X. Шмитта и все доставленные с Луны предметы.

В 07 ч 51 мин произведено отделение взлетной ступени от основного блока. По команде с Земли был включен двигатель и ступень перешла на траекторию столкновения с Луной, в точке с координатами 19° с. ш. и 35° 57' в. д. в горах Южного массива и в 9 км от места посадки корабля Apollo-17.

Удар ступени упавшей со скоростью 1,64 км/сек на поверхность Луны эквивалентен взрыву 680 кг тринитротолуола. Сейсмические колебания Луны зарегистрированы сейсмометрами установленными предыдущими экспедициями.

Основной блок корабля Apollo-17 продолжал полет по орбитам ИСЛ. Астронавты проснулись в 21 ч 35 мин. Продолжая исследования и наблюдения Луны с орбиты ИСЛ, они обнаружили еще один участок оранжевого цвета около кратера Сульпиций Галл в юго-западной части Моря Ясности, примерно в 560 км к западу от места посадки корабля Apollo-17.

15 декабря, согласно программе, сработал часовой механизм первого из 8 зарядов взрывчатого вещества весом 0,45 кг расставленных астронавтами на Луне. Заряд находился у кратера Стено в одном километре от места посадки Apollo-17. Сейсмические колебания были зарегистрированы четырьмя геофонами.

Считают, что таким образом удается прозондировать Луну до глубины 1,5 км. Отмечалось, что высокочувствительные геофоны часто путают ученых регистрируя сейсмические колебания, вызванные выходом газов из оставшейся на Луне посадочной ступени лунного корабля.

16 декабря в 10 ч 23 мин начался очередной 8 ч период отдыха астронавтов. Они проснулись в 18 ч 13 мин и продолжали съемку, картографирование, зондирование и визуальные наблюдения Луны. На поверхности Луны обнаружено еще несколько участков имеющих оранжевый цвет.

16 декабря был подорван второй из 8 зарядов взрывчатого вещества на поверхности Луны.

Его видели, как яркую белую вспышку, с помощью телевизионной камеры лунохода. Установленный астронавтами на Луне комплект приборов работает нормально, за исключением стационарного гравиметра. От прибора измеряющего тепловой поток из недр Луны к поверхности, получены данные, совпадающие с измерениями от подобных приборов установленных астронавтами корабля Apollo-15. При температуре на поверхности Луны +77°, в скважине на глубине 65 см минус 19° и на максимальной глубине 2,4 м минус 16°C.

17 декабря

В 02 ч 35 мин на 76 витке по селеноцентрической орбите, когда корабль находился за Луной, был включен ЖРД служебного отсека, он проработал 144 сек и обеспечил переход на траекторию возвращения к Земле.

Сразу после выхода корабля из-за диска Луны астронавты начали телевизионную передачу видов лунной поверхности. Первые изображения были переданы, когда корабль находился на расстоянии 650 км от поверхности Луны. Удалось показать обратную сторону Луны, в частности, огромный кратер Циолковского. Затем был показан Южный полюс Луны, район Тавр—Литтров, район Моря Спокойствия, где высаживалась первая лунная экспедиция на корабле Apollo-11 и другие районы.

В 09 ч 00 мин начался очередной 8 ч период отдыха астронавтов. Ю. Сернан и X. Шмитт приняли снотворное, Р. Эвансу принимать не рекомендовали так как он жаловался на боли из-за скопления газов в кишечнике.

В Центре управления полетом в Хьюстоне была организована пресс-конференция ученых, руководящих научными исследованиями Луны. Они высказали некоторые предварительные соображения, основанные на данных полученных в полете корабля Apollo-17.

По их мнению обнаружение оранжевого грунта может указывать на то, что после прекращения деятельности больших вулканов сохранилась остаточная активность и вулканические газы выходили в недавнее время, а может быть выходят еще и сейчас. Ученые напоминали о вспышках, которые наблюдались астрономами с Земли у кратера Аристарх, а также о «горячих участках» Луны, обнаруженных с селеноцентрической орбиты инфракрасным радиометром корабля Apollo-17.

Если происходит выход газов, то недра Луны имеют достаточно высокую температуру. «Это может свидетельствовать в пользу гипотезы о том, что у Луны частично расплавленное ядро. Руководитель сейсмических исследований д-р Латам говорил о очень большой ценности данных, полученных при регистрации колебаний лунной поверхности вызванных падением последней ступени ракеты-носителя корабля Apollo-17. Особая ценность этих данных заключается в том, что место падения ступени на этот раз известно с высокой точностью.

Зондирование показало, что толщина лунной коры составляет не 65 км, как считали раньше, основываясь на результатах прежних зондирований, а всего лишь 25 км. толщина мантии тоже значительно меньше, чем предполагали. Новые данные заставляют пересмотреть всю модель Луны, составленную на базе прежних измерений. Руководитель геологических исследований д-р Мюльбергер говорил, что многого ждали от места выбранного для посадки корабля Apollo-17 и оно не обмануло ожиданий.

Теперь впервые можно проводить анализ без спешки, вызванной необходимостью получения данных к следующему полету.

Мюльбергер сказал, что из-за недостатка времени до сих пор должным образом не обработаны 4300 снимков Луны и 2 км пленки от картографических камер, привезенные предыдущими экспедициями.

Астронавтов разбудили в 16 ч 21 мин. В рацион экипаже корабля Apollo-17 входили бутерброды с ветчиной, обработанные излучением от радиоизотопного источника по методу Лаборатории Армии США в Натике (штат Массачусетс).

После такой обработки хлеб не черствеет, а ветчина не портится в течение трех-пяти лет даже если бутерброды не находятся в охлажденном состоянии. Этой же лабораторией для астронавтов разработан сверхкалорийный фруктовый пирог, содержащий 2500 больших калорий в куске весом 200 г, то есть треть суточной нормы питания. После завтрака Р. Эванс по совету врачей принял две таблетки закрепляющего, так как жаловался на расстройство желудка. До этого у него в течение трех суток не было стула. Известно, что многие астронавты в полете имели очень редкий стул. Это объясняется неудобством пользоваться калоприемниками в условиях тесной кабины. Сначала астронавты сами сдерживаются, а затем у многих возникают запоры. Р. Эванс беспокоился, что расстройство желудка помешает ему совершить выход в открытый космос. 37 мин он вел переговоры, по закрытой радиолинии не прослушиваемой прессой, с врачами из Центра управления полетом.

В переговорах участвовал командир корабля Ю. Сернан. Специалисты рекомендовали Р. Эвансу принять по две таблетки закрепляющего перед сном и после завтрака не принимать снотворного и перейти на диетическое меню. Ю. Сернан сообщил, что все три астронавта испытывали боли, вызванные скоплением газов в кишечнике. Теперь это стали объяснять наличием пузырьков водорода в питьевой воде, которая является продуктом реакции водорода и кислорода в топливных элементах являющихся основным источником электроэнергии на борту корабля Apollo.

Это явление наблюдалось и в предыдущих полетах, но позже были установлены достаточно эффективные фильтры.

В 16 ч 32 мин основной блок корабля Apollo-17 вошел в сферу притяжения Земли. Благодаря принятым мерам, расстройство желудка у Р. Эванса прекратилось и ему разрешили выход в открытый космос в расчетное время. При подготовке к выходу выяснилось, что шлемофон Р. Эванса неисправен, он поменялся шлемофонами с X. Шмиттом.

23 ч 25 мин произведена разгерметизация командного отсека; в 23 ч 33 мин началась телевизионная передача с помощью камеры установленной на корпусе корабля; в 23 ч 35 мин Р. Эванс вышел из люка командного отсека.

Кислород в скафандр Р. Эванса подавался по фалу длиной 7,6 м, которым он был связан с командным отсеком. Держась за перила, укрепленные на служебном отсеке и фиксаторы для ног (из стекловолокна с золотым покрытием), преодолел расстояние в 5,5 м, отделяющее люк командного отсека от места расположения приборов в служебном отсеке, снял кассеты с пленкой (1980 м} из панорамной камеры и перенес в командный отсек. Р. Эванс торопился выполнить все операции. Поэтому Ю. Сернан сказал ему: «Не спеши, у тебя впереди целый день. Нам бы не хотелось, чтобы ты остался здесь, ведь до дома еще очень далеко». В это время корабль находился на расстоянии 296 000 км от Земли.

В следующих выходах Р. Эванс перенес в командный отсек кассеты с пленкой (403 м) из топографической камеры, рулон магнитной пленки (206 м) с записью показаний импульсного радиолокатора и контейнер с 5 мышами, которые подвергались воздействию космического излучения. Р. Эванс находился в открытом космосе вне командного отсека 45 мин.

18 декабря

Астронавты начали жаловаться, что в кабине холодно. Дистанционная проверка с Земли системы жизнеобеспечения показала, что она исправна. Астронавтам рекомендовали открыть на окнах шторки, чтобы в кабину проникали солнечные лучи. После этого температура в кабине повысилась до нормального уровня.

В 09 ч 53 мин на час позже по сравнению с программой, начался очередной период отдыха астронавтов. После отдыха они производили проверку бортового оборудования, размещали по хранилищам предметы и произвели общую уборку кабины готовясь к посадке.

В 21 ч 43 мин начали проведение научных экспериментов. Наблюдали и регистрировали фосфены; с помощью ультрафиолетового спектрометра исследовали звезду Спака в созвездии Девы, для этого приходилось выдерживать точную ориентацию корабля в пространстве. Основное назначение ультрафиолетового спектрометра – исследования атмосферы Луны. Она оказалась в 100 раз разряженное, чем предполагалось.

К 23 ч 56 мин корабль Apollo-17 ирошел половину пути по трассе Луна—Земля.

19 декабря в 02 ч 00 мин началась телевизионная пресс-конференция астронавтов, продолжавшаяся 30 мин. Корабль в это время находился на расстоянии 180 000 км от Земли.

Ю. Сернан, на вопрос о его отношении к тому, что полеты по программе Apollo прекращаются, ответил: «Прекращение полетов по программе Apollo это ненормальное сдерживание человеческого стремления к знанию. Уже доказано, что Человек может использовать те возможности, которые ему представляет техника. Он будет доказывать это и в дальнейшем. Полеты Apollo это только начало, а там где есть начало, должно быть и продолжение. Я верю, что будут еще экспедиции на Луну, на Марс и дальше в просторы Вселенной».

X. Шмитт на такой же вопрос заданный ему сказал: «США слишком долго начинали полеты в космическое пространство, и теперь я боюсь, что возобновление их будет очень длительным процессом».

В 08 ч 39 мин начало очередного периода отдыха астронавтов. «Земля растет на глазах» сказал Ю. Сернан. В этот момент расстояние до Земли было 167 000 км.

В 16 ч 03 мин астронавтов с трудом разбудили, дважды проиграв гимн США и марш ВМС.

В 19 ч 11 мин, когда корабль находился на расстоянии 47 000 км от Земли, была произведена единственная коррекция на трассе Луна – Земля, чтобы обеспечить полет по оси коридора входа в атмосферу. После коррекции траектории астронавты провели последние приготовления к посадке и заняли свои места в креслах.

В 21 ч 57 мин было произведено отделение командного ог служебного отсека. В 22 ч 11 мин командный отсек вошел в атмосферу на высоте 120 км.

В 22 ч 25 мин 19 декабря командный отсек корабля Apollo-17 совершил посадку на парашютах в Тихом океане в 4…5 км от авианосца «Тикондерога», примерно в 500 км к югу от острова Самоа (расчетная точка посадки 17°54' ю. ш. и 166° з. д.).

По уточненным данным экипаж корабля Apollo-17 доставил на Землю 113 кг различных образцов лунных пород. Полетом Apollo-17 завершаются экспедиции США на Луну в обозримом будущем. Теперь США готовятся к запуску весной 1973 г. орбитальной станции Skylab.

Крупные ОКС на орбитах искусственных спутников Земли позволят приобрести опыт и знания в использовании космической техники для улучшения жизни на Земле.

В ближайшем будущем состоится совместный космический полет организованный Советским Союзом и США.

Человек свершает первые шаги в исследованиях, которые, по-видимому, позволят найти смысл и наметить перспективные цели человеческого существования на Земле.

Рис 44.11 Место посадки лунного корабля Apollo-17 и три маршрута поездок на луноходе

Рис. 44.12 Район места посадки лунного корабля Apollo-17

Рис. 44.13. Астронавт Шмидт в районе Тавр-Литтров

Рис. 44.14. Исследование Луны у Северного Массива

Литература

1. Reese D. R. Ground testing the Apollo vehicle. Control Eng., 1969,16, № 5. РЖ, 1969, 11.41.77

2. Dessaucy J. Apollo-10 repetition .generale du debarquement sur la Lune. Aviat. et astronaut., 1969, № 6, ЭИ АиР, 1969, № 38; РЖ, 1969, 11.41.61

3. Gapcynski J. P., Blackshear W. T„ Compton Н. R. Luar gravitational field as determined from Lunar Orbiter tracking data, AIAA Journal, 1969, 7, № 10, (ЭИ АиР, 1970, № 19)

4. Michelson I. Lunar mascon effects on orbits of Apollo type spacecraft. J. Spacecraft and Rockets, 1970, 7, № 1, (ЭИ АиР, 1970, № 32)

5. Sanders R. E., Vincent J. P., Maples Н. E. Engineering and operational experiences related to lunar—surface thermal—vacuum qualification of the Apollo extravehicular mobility unit. AIAA Paper № 69– 992, ЭИ АиР, 1970, № 9; РЖ, 1970, 4.41.152

6. Dugge Р. М., Саllihan J. C. Rendezvous navigation for the Apollo-7 mission. AIAA Paper № 68—1007, ЭИ АиР, 1969, № 25; РЖ, 1969, 6.41.216

7. Diamant L. S. Space rendezvous. Space/Aeronaut., 1969, 52, № 3, ЭИ АиР, 1970, № 24; РЖ, 1970, 5.41.94

8. Bennett F. Lunar descent and ascent trajectories. AIAA Paper №70-25 ЭИ АиР, 1970, № 31

9. Space suits for project Apollo. Space World, 1970, № G—7, ЭИ АиР, 1970, № 45; РЖ, 1971, 1.41.258

10. Apollo-6 unmanned mission. Aviat. Week and Space Technol., 1968, 88, №№ 5; 7; 15; 16; 18; (ЭИАиР, 1968, № 34); РЖ, 1968, 9.41.36—9.41.39, РЖ

11. Apollo-7 manned mission. Aviat. Week and Space Technol., 1968, 88, №.№ 26; 24; 23; 89, № 6, 7; Flight Internal, 1968, 94, №№ 3098; 3100; 3101; ЭИ АиР, 1969, № 1; РЖ, 1969, 2.41.37—2.41.54; РЖ, 1969, 5.41.22—5.41.52

12. The first manned Apollo flight. Flight Internal 1968, 94, № 3110, ЭИ, : АиР, 1969, № 14; РЖ, 1969, 5.41.35

13. Apollo-8 to orbit Moon. Flight Internal. 1968, 94, № 3115, ЭИ АиР, 1969, № 4; РЖ, 1969, 7.41.60—7.41.117

14. Apollo-9. Aviat. Week and Space Technol. 1969, 90, №№ 11; 12; 20; 21;19; Spaceflight, 1969, 11, № 7; Aerospace Daily, 1969, 36, № 33; Aviation mag., 1969, № 519, Space Age News, 1969, 12, № 8; ЭИ АиР, 1969, № 20, 48; РЖ, 1969, 8.41.31—8.41.43

15. Apollo-10. Aerospace Daily 1969, 36, № 40; 1969, 37, №№ 1; 16; 17; 22; 28; Aviation Week and Space Technol., 1969, 90, №№ 23; 25; 26; 24; 22; Interavia Air Letter, 1969, №№ 6745; 6747; 6751; 6758; 6760; 6763, ЭИ АиР, 1969, № 30; ЭИ АиР, 1970, № 8; РЖ, 1969, 10.41.62—10.41.77

16. Apollo-8. Apollo-9. Apollo-10. Weltraumfahrt, 1969, 20, № 1—2; (ЭИ АиР, 1969, № 38)

17. Apollo-11. Interavia Air Letters, 1969, №№ 6776; 6782; 6787; 6789; 6790; 6791; 6795; 6796; 6797; 6799; 6801; 6802; 6803; 6805; 6809; 6814; 6815 (ЭИ АиР, 1969, № 40); РЖ, 1970, 1.41.65—1.41.88; РЖ, 1970, 3.41.34– 3.41.36; РЖ, 1970, 5.41.47—5.41.55; РЖ, 1970, 6.41.26—6,41.32

18. Apollo-12. Flight Internal, 1969, 96, № 3164; «Interavia Air Letter», 1969, №№ 6866; 6880; 6892; Aviation Week and Space Technol., 1969, 91, №№ 19; 21; 22; 23; Aerospace Daily, 1969, 40, №№ 3; 4; 9; 12; 13; 17; 28, ЭИ АиР, 1970, № 12; РЖ, 1970, 4.41.12—4.41.49

19. Apollo-13. Interavia Air Letter, 1970, № 6965; 6980; 6982; 6984; 7013 «Aerospace Daily», 1970, 41, № 26; 42, № 44; Interavia, 1970, 25, № 5. ЭИ АиР, 1970, № 36; РЖ, 1970, 5.41.56—5.41.66; РЖ, 1970, 7.41.78—7.41.90; РЖ, 1970, 8.41.29—8.41.47; РЖ, 1970, 10.41.83—10.41.89; РЖ, 1970.1.41.2—11.4186; РЖ, 1971,3.41.29—3.41.32

20. NASA goes for lunar langing for Apollo-14. Aerospace D.aily, 1971, 47, № 22, ЭИ АиР, 1971, № 35; РЖ, 1971. 7.41.68

21. Fra Mauro. Flight Int., 1971, 99, № 3233. РЖ, 1971, 7.41.81

22. Apollo-14 stresses experiments, geology. Aviat. Week and Space Technol., 1971, 94, № 9. РЖ, 1971, 7.41.75

23. Fra Mauro explored. Flight Int., 1971, 99, № 3232. РЖ, 1971, 8.41.55

24. Varied experiments planned for Apollo-14. Aviation Week and' Space Technol. 1971, 94, № 4. РЖ, 1971, 8.41.50

25. Apollo-14 photos detail Fra Mauro terrain. Aviat Week and Space Technol., 1971, 94, № 8. РЖ, 1971, 8.41.51

26. Baker D. Apollo-14 a visit to Fra Mauro. Spaceflight, 1971, 13, № 6, ЭИ АиР, 1971, № 35; РЖ, 1971, 9.41.51

27. Fryer R. J. The Apollo-14 landing site. Spaceflight, 1970, 12, № 9, (ЭИ АиР, 1971, № 5)

28. NASA adds two more changes to Apollo command and service modules. Aerospace Daily, 1970, 45, № 3, РЖ, 1971, 2.41.158

29. Apollo-14 timetable. Flight Int., 1970, 98, № 3214, РЖ, 1971, 2.41.166

30. М Strickland Z. Apollo-14 plan include cart, new test gear. Aviat. Week and Space Technol., 1970, 93, № 17. РЖ, 1971, 3.41.129

31. Apollo-15. Aviation Week and Space Technology v. 95, №№ 1—8, 16, 19, i 23, 1971. Ineravia Air Lett, 1971, № 7359; Spaceflight 1971, v. 13, ;№№ 11, 12 Space Business daily, 1971, v. 58, № 11; Science News, 1971, v. 100, №№ 9, 10; ЭИ АиР, 1972, № 8.

Выводы

1. Программа Apollo, предпринятая с целью «высадить человека на Луну и возвратить его благополучно на Землю», была начата 25 мая 1961 г. и завершена в декабре 1972 г.

2. По программе Apollo выполнено 6 полетов с посадкой на Луну Apollo-11, 12, 14, 15, 16 и 17.

В полете Apollo-13 в результате взрыва, происшедшего в служебном отсеке, посадка на Луну стала невозможной и для спасения экипажа потребовалось аварийное возвращение корабля на Землю.

3. Посадки лунных кораблей, за исключением Apollo-15 и 17 осуществлены в экваториальной зоне Луны, в точках с координатами:

Apollo-11, 0°41'15'' с. ш. 23°26' в. д. Море Спокойствия

Apollo-12, 3,03° ю. ш., 23,416° з. д. северо-западнее кратера Фра Мауро.

Apollo-14, 3°40'27" ю. ш., 17°27'58" з. д. севернее кратера Фра Мауро.

Apollo-15, 26°04'54" с. ш. 3°39'30" в. д. Апеннины.

Apollo-16, 9°00'01" ю. ш., 15°30'59" в. д. в районе кратера Декарта.

Apollo-17, 20°9'41" с. ш. и 30°45'25,9" в. д., район Тавр Литтров.

4. Экипажи лунных кораблей на поверхности Луны работали в общей сложности 150 чел-ч; установили на Луне 6 комплектов научной аппаратуры, занимались научными наблюдениями, собрали и доставили на Землю около 400 кг различных образцов лунных пород, привезли снятые на Луне детали с автоматической станции Surveyor-3; путешествовали по Луне пешком и на луноходе.

5. Для осуществления цели программы Apollo была принята схема полета со встречей на орбите ИСЛ, требующая ракету-носитель меньшего стартового веса, чем в случае прямого полета на Луну.

6. Программа Apollo потребовала решения целого ряда новых научно-технических проблем в области космонавтики..

Создана космическая система Saturn V Apollo со стартовым весом 2700—2950 г, выводящая полезную нагрузку на орбиту ИСЗ 130…138 г и на траекторию полета к Луне 45 т, корабль Apollo для экипажа из трех человек и лунный корабль, осуществляющий посадку на Луну с двумя астронавтами. Разработаны надежные и эффективные двигатели: ЖРД F-1 с тягой 680…850 т; ЖРД J-2 на жидком водороде и жидком кислороде с тягой 104 т; ЖРД с тягой 9760 кг и многократным включением; посадочный ЖРД с дросселируемой тягой от номинальной 4760 кг до минимальной 476 кг; ЖРД взлетной ступени с тягой 1590 кг, и различные ЖРД для реактивной системы управления.

7. Полеты на Луну продемонстрировали правильное решение проблемы распределения функций между человеком и автоматом в системе управления и навигации корабля Apollo, разработанной Приборной лабораторией Массачусетского технологического института. Астронавтам поручен контроль за работой автоматической системы управления,ее настройка и регулировка. На критических этапах полета при причаливании, стыковке, посадке на Луну и в других сложных и аварийных ситуациях астронавт управляет кораблем вручную. Хороший обзор из кабины командного отсека и лунного корабля обеспечивает эффективное ручное управление при стыковке и посадке на Луну, позволяя с целью увеличения надежности свести к минимуму использование электроники.

8. На корабле Apollo в системах управления и навигации командного отсека и лунного корабля был впервые в практике летательных аппаратов применен ЦАП. Анализ результатов полетов показал хорошее совпадение предсказанных и фактически наблюдаемых процессов управления, поведение угловой ошибки ориентации, отклонений ЖРД на кардане и ошибки поперечной скорости. ЦАП во многих отношениях превосходит аналоговую систему, он не только обеспечивает требуемые динамические характеристики, но и обладает свойствами, недоступными для аналоговой системы. К этим свойствам относятся оценка ориентации и коррекция эксцентриситета вектора тяги, автоматическое изменение коэффициентов усиления по мере выгорания топлива, возможность осуществления различных режимов управления ориентацией и стабилизации.

9. Управление траекторией полета космической системы Saturn V Apollo на разных этапах осуществляется различными методами. При выводе корабля Apollo на орбиту ожидания управление ракетой-носителем Saturn V осуществляется адаптационным методом. Он прост по идее, легок в описании; уравнения управления траекторией и отключения двигателя инвариантны к изменениям задач, характеристик управляемого объекта и удовлетворяют требованиям общности метода.

Однако идеальное решение задачи управления, состоящее в том, чтобы по существующим начальным и желаемым конечным условиям определить оптимальную траекторию и управлять направлением тяги так, чтобы эту оптимальную траекторию реализовать, оказалось непрактичным.

Поэтому методом вариационного исчисления заранее определяют семейство ожидаемых для данного объекта и данного этапа полета траекторий. Для решения задачи управления применяют численные методы криволинейной аппроксимации. Управляющие команды и момент отключения двигателя вычисляются как полиномы координат положения, скорости, ускорения и времени.

В плотных слоях атмосферы основная задача управления полетом ракеты-носителя Saturn V заключается в стабилизации, уменьшении нагрузок на упругую и аэродинамически неустойчивую ракету, никаких компенсаций возмущений отклонением вектора тяги не производится, чтобы не тормозить ракету. На этапе работы первой ступени S-IC осуществляется гравитационный поворот и программа управления вычисляется как полином только времени. За пределом плотных слоев атмосферы после сброса системы аварийного спасения во время работы ступеней S-II и S-IVB главной задачей управления является точное выполнение требуемых параметров полета в конце активного участка траектории. Полет ракеты осуществляется по оптимальной траектории, требующей минимального расхода топлива, управляющие команды вычисляются итерационным методом.

Результаты полетов к Луне кораблей Apollo-8, 10, 11…17 доказывают что такими методами управления достигается хорошая прицельная точность траектории полета к Луне, не требующая дополнительной коррекции, кроме специальной для превращения траектории свободного возвращения в гибридную.

Большинство орбитальных маневров корабля Apollo – зывод на орбиту ИСЛ, переход на круговую орбиту ИСЛ и на траекторию снижения на Луну, а также переход с орбиты ИСЛ на траекторию возвращения к Земле и коррекция траектории – выполняются на основе принципа об импульсном изменении скорости, считая начальную и конечную орбиты коническими сечениями. Такой принцип управления упрощает расчет и выполнение маневра.

10. Все без исключения осуществленные посадки лунного корабля на Луну доказали, что только ручное пилотирование кораблем может обеспечить на последних этапах выбор места посадки и надежную и безопасную посадку на Луну.

11. Разработанный метод осуществления посадки лунного корабля с двумя коридорами входа при параметрах полета в дальнем коридоре (высота над поверхностью Луны 2,3 км., горизонтальная скорость 550 км/ч, вертикальная скорость 45 м/сек) и в ближнем коридоре (высота 150 м, скорость по траектории 74 км/ч) делает управление заходом на посадку лунного корабля похожим на управление самолетом, а вертикальное прилунение похоже на посадку вертолета. При таких летных характеристиках лунного корабля можно, по-видимому, считать пилотирование при посадке на Луну не сложным. Единственным фактором, затрудняющим посадку, является облако лунной пыли, поднимаемое струёй выхлопных газов из ЖРД, и посадку приходится осуществлять с высоты ~30 м «вслепую», по приборам.

12. Лунный скафандр оказался недостаточно совершенным и требует доработки. Он имеет ограниченную подвижность, ненадежные соединения гермошлема и перчаток с оболочкой, допускающие утечку кислорода.

13. Действительная надежность, безопасность экипажа и вероятность выполнения полета космической системы Saturn V Apollo оказались ниже требуемых проектом безопасности экипажа 0,999 и вероятности осуществления полета 0,964.

14. Пилотируемые полеты на Луну, осуществляемые с помощью баллистической ракетной техники одноразового использования, требуют больших затрат. В Space Letter NASA от 1 сентября 1970 г. сообщалось, что «Первая посадка на Луну по программе Apollo корабля Apollo-11 обошлась в 19,3 млрд. долл, каждый следующий полет стоит 2 млрд. долл » По сравнению с финансовыми затратами на полеты результаты, полученные космогонической наукой, относительно невелики, никаких крупных открытий, позволяющих создать новую теорию происхождения Луны, Земли или Солнечной системы, пока не сделано.

15. Полеты на Луну по программе Apollo доказали, что человек может летать в Дальний космос и на Луну, жить на Луне и работать, заниматься научными исследованиями и путешествовать по Луне пешком и на луноходе.

16. Современная космическая техника одноразового использования тормозит дальнейшее развитие космонавтики, так как потребное финансирование на перспективные программы превосходит возможности бюджетных ассигнований.

17. Космическая стратегия США основывается на создании новой космической техники многоразового использования, которая будет экономически более эффективной, более надежной и безопасной. Главным элементом новой техники будет орбитальный самолет который положит начало возникновению космической авиации.

18. Космическая авиация это ключ к дальнейшему прогрессу космонавтики. Космическая авиация сделает космические полеты, по принципам и эксплуатации близкими к полетам транспортной авиации. Космические полеты станут частыми и регулярными, с большим числом пассажиров, безопасными, надежными и дешевыми.

19. Создание орбитального самолета в связи с завершением программы Apollo стало главной национальной космической программой США.

Заключение

В 1972 г. исполнилось 15 лет со дня запуска Советским Союзом первого в мире искусственного спутника Земли.

Полет Юрия Алексеевича Гагарина, открывший дорогу человеку в космическое пространство, является поворотным пунктом в истории цивилизации, с этого момента началось завоевание человеком космических пространств Вселенной.

Полеты американских астронавтов на Луну по программе Apollo доказали, что человек может жить и работать в Дальнем космосе и на Луне.

Теперь нельзя сомневаться в осуществлении предвидения К. Э. Циолковского, что «Человечество ....сначала робко проникнет за пределы атмосферы, а затем завоюет себе все околосолнечное пространство».

Однако современная космическая техника одноразового использования, с помощью которой были сделаны первые успехи в завоевании космического пространства, тормозит дальнейшее развитие космонавтики.

Большая долговременная орбитальная космическая станция не может быть эффективно использована, если ее обеспечение будет базироваться на баллистической технике.

Поэтому должна быть создана новая космическая техника, основанная на фундаментальном изменении принципов космического полета, экономически более эффективная, могущая обеспечить многократные и регулярные, безопасные, надежные и дешевые космические полеты.

В связи с окончанием программы Apollo главной задачей в области перспективного развития космонавтики становится создание космической транспортной системы многократного применения – орбитального самолета для челночных полетов Земля – Орбитальная станция – Земля.

Полеты первого варианта такой системы NASA планирует начать в 1976 г.

Примечания

1

Примечание редакции: с 1972 г. изменяется название серий «Итогов науки и техники» вместо «Машиностроение» – «Ракетостроение», а вместо года вводится номер тома.

2

РЖ означает реферативный журнал, далее следует год выпуска, номер, индекс РЖ, номер реферата. ЭИ означает экспресс-информацию. АиР – Астронавтика и ракетодинамика.

3

Иногда в это уравнение включаются потери, связанные с кориолисовым ускорением, нерасчетным истечением газа из сопла ЖРД и гарантийным запасом топлива.

4

Fв/Fг = площадь выходного сечения сопла / площадь горла сопла.

5

Полет корабля Apollo 16 проходил после сдачи книги в печать. Отчетов NASA о полете еще не было. В описании полета использованы материалы зарубежных информационных агенств, указанные в нем цифры требуют дополнительного уточнения.

Content

Пилотируемые полеты на Луну, конструкция и характеристики Saturn V Apollo
РАКЕТОСТРОЕНИЕ
Том 3

Предисловие

Принятые сокращения

Введение

Итоги и перспективы развития космонавтики

Стоимость космических полетов

Экономика США и космическая стратегия NASA

Новая космическая транспортная система многократного применения

Космические программы США

Пилотируемые полеты

Литература

Глава I Конструкция и характеристики Saturn V Apollo

1.1. Ракета-носитель Saturn V

Теплоизоляция водородного бака второй ступени

Приборный отсек ракеты-носителя Saturn V

1.2. Последовательность операций при старте Saturn V и выводе корабля Apollo на траекторию полета к Луне

Сборка и проверка в сборочном цехе

На стартовой позиции

Предстартовый отсчет времени и стартовые операции

1.3. Оптимизация характеристик ракеты-носителя Saturn V

Уменьшение неиспользуемых остатков топлива

Заправка излишка горючего с целью максимизации полезной нагрузки

Система опорожнения баков

Уменьшение потерь скорости

Вычисление потерь

Программное изменение соотношения компонентов топлива

Полет с постоянным углом наклона траектории

Связи между приращениями скорости и полезной нагрузки

Полет с переменным углом наклона траектории

Уменьшение потерь во время полета первой ступени

Уточнение статистических оценок характеристик ракеты

1.4. Космический корабль Apollo

Командный и служебный отсеки

Система жизнеобеспечения экипажа корабля Apollo

Система аварийного спасения фирмы North American Rockwell (США)

Усовершенствование корабля Apollo

Лунный корабль

1.5. Двигательные установки корабля Apollo

1.6. Космические летные испытания двигательных установок корабля Apollo

Apollo-10. Двигательная установка посадочной ступени.

Двигательная установка взлетной ступени

Apollo-11. Двигательная установка посадочной ступени

Двигательная установка взлетной ступени

Литература

Глава II Системы управления корабля Apollo

2.1. Реактивная система управления корабля Apollo. Общая характеристика системы управления

Реактивная система управления служебного отсека

Реактивная система управления лунного корабля

Реактивная система управления командного отсека

ЖРД реактивной системы управления служебного отсека и лунного корабля

ЖРД реактивной системы управления командного отсека

2.2. Цифровой автопилот космического корабля Apollo

Общее описание работы цифрового автопилота

Требования, предъявляемые к цифровому автопилоту

Характеристики космического корабля Apollo

Аналитическое описание цифрового автопилота

Контур компенсации эксцентриситета вектора тяги

Контур управления траекторией полета

Стабилизация корабля Apollo

Параметры конструкции цифрового автопилота

2.3. Ручное управление кораблем Apollo

2.4. Цифровой автопилот лунного корабля

Характеристики летательного аппарата

Конструктивные особенности и ограничения

Режим работы цифрового автопилота лунного корабля

Описание цифрового автопилота лунного корабля

Алгоритм расчета ориентации

Законы управления ЖРД реактивной системы управления

Закон управления направлением вектора тяги

Работа цифрового автопилота при первой посадке на Луну

2.5. Бесплатформенная аварийная система управления лунного корабля

Описание бесплатформенной аварийной системы управления

Работа бесплатформенной аварийной системы управления

Оценка точности аварийной системы управления

Литература

Глава III Траектории, управление, навигация, радиосвязь, аварийное возвращение

3.1. Прицеливание траектории полета Земля-Луна-Земля

Логика выбора времени запуска

Перелет с постоянным временем (класс 1)

Полет с изменяющимся временем (класс 2).

Исследование параметров траектории перелета

Земные параметры попадания

Методика расчета траектории возвращения

3.2. Управление траекторией полета корабля Apollo

Навигация и управление траекторией полета

Главные составные части системы навигации и управления полетом корабля Apollo

Выставка инерциальной платформы

Управление полетом Apollo цифровым автопилотом

Стабилизация корабля

Автоматическое изменение ориентации корабля

Управление кораблем Apollo на активном участке траектории полета

Программа бортовой ЭЦВМ управления траекторией полета корабля Apollo

3.3. Наземная сеть NASA дальней космической радиосвязи и слежения за пилотируемыми кораблями

ЭВМ системы связи

3.4. Методы осуществления аварийного возвращения на Землю экипажа Apollo

На этапе старта

Аварийное возвращение из Дальнего космоса. Аварийное возвращение на этапе выхода на траекторию полета к Луне

Аварийное возвращение на активном участке выхода на траекторию ИСЛ

Аварийное возвращение с орбиты ИСЛ

Литература

Глава IV Космические летные испытания Saturn V Apollo и пилотируемые полеты на Луну

4.1. Беспилотные космические летные испытания Saturn V Apollo

4.2. Космические летные испытания пилотируемых кораблей Apollo-7, 8, 9, 10

Apollo-7

Apollo-8

Apollo-9

Apollo-10

4.3. Полет корабля Apollo-11, посадка на Луну и возвращение на Землю

Старт

Орбита ожидания

Выход на траекторию полета к Луне

Перестроение корабля Apollo-11

Пассивная траектория полета к Луне

Вывод на траекторию искусственного спутника Луны

Снижение лунного корабля и посадка на Луну

Н. Армстронг и Э. Олдрин на поверхности Луны

Выход на траекторию возвращения к Земле

Вход в атмосферу и посадка на Землю

4.4. Полеты на Луну кораблей Apollo-12, 13, 14, 15, 16 и 17

Apollo-12

Apollo-13

Apollo-14

Apollo-15

Apollo-16

Apollo-17

Литература

Выводы

Заключение

Примечания