Программа "Аполлон". Часть I - Бобров Г.С.

Автор: Бобров Г.С.

Теги: астрономия

Год: 1968

Похожие

Программа "Аполлон". Часть 2. Обзор по материалам открытой иностранной печати, опубликованным до 1 июня 1971 г

Программа "Джемени"

Программа подготовки шахматистов I разряда.

Программа подготовки шахматистов I разряда - кандидатов в мастера

Текст

ПРОГРАММА „АПОЛЛОН"
ОБЗОР ПО МАТЕРИАЛАМ ОТКРЫТОЙ
иностранной печати, опубликованным до 1 июни 1968 г.
ИЮЛЬ 1968
Обзор составил
Г. С. Бобров
ВВЕДЕНИЕ
Программа «Аполлон», осуществляемая в Соединенных Штатах
Америки, предусматривает высадку американских космонавтов на Луну
с последующим возвращением на Землю. Руководство этой программой
возложено на Национальное управление по аэронавтике и исследова-
нию космического пространства (NASA).
Предварительные и поисковые работы в рамках программы «Апол-
лон» начались в 1959—1960 гг. С 1961 г. эти работы ведутся форсиро-
ванными темпами. В начале 1961 г. Национальный комитет по аэронав-
тике и исследованию космического пространства (NASC) — консульта-
тивный и координирующий орган при Президенте США — рекомендовал
Президенту Кеннеди сосредоточить усилия NASA на подготовке к поле-
ту космонавтов на Луну, с тем чтобы осуществить первый полет до
1970 г. 25 мая 1961 г. Кеннеди принял решение форсировать работы по
программе «Аполлон», объявив осуществление высадки американских
космонавтов на Луну до 1970 г. вопросом национального престижа
США. В соответствии с этим решением, программа «Аполлон» стала ос-
новной в деятельности NASA, на работы по этой программе расходует-
ся значительно более 50,% общей суммы бюджетных ассигнований NASA.
В выступлениях американских политических деятелей и ученых не-
однократно подымался вопрос о целесообразности затрат столь значи-
тельных средств на программу «Аполлон» и ставилась под сомнение не-
обходимость осуществления этой программы в такие сжатые сроки. При
этом рассматривались политические, научные, военные и экономические
аспекты программы. Ниже приводится аргументация сторонников и про-
тивников программы «Аполлон».
Политические аспекты программы
Сторонники программы
Мир признает право на руководя-
щую роль за той страной, которая
лидирует в космосе. Страна, которая
первой доставит космонавтов на Лу-
пу, докажет свое неоспоримое лидер-
ство в космосе.
Публично вступив в соревнование
в области исследования космоса, США
не могут выйти из этого соревнова-
ния без ущерба для престижа стра-
ны.
Противники программы
Космические сенсации недолговеч-
ны. Мир привыкает к космическим по-
летам, перестает воспринимать их как
нечто необычное. «Двадцать мил-
лиардов долларов—слишком большая
цена за пропагандистский материал,
который сойдет с первых страниц га-
зет через несколько недель».
3
Научные аспекты проблемы
Сторонники программы
Целый ряд научных экспериментов
при исследовании Луны требует уча-
стия человека, и даже самые слож-
ные автоматические приборы не спо-
собны заменить его. Исследования с
помощью непилотируемых аппаратов
в конечном итоге обойдутся не дешев-
ле, чем исследования с помощью пи-
лотируемых аппаратов.
NASA имеет достаточно средств,
для того, чтобы осуществлять про-
грамму «Аполлон» без ущерба для
других программ, имеющих важное
научное значение.
Противники программы
Исследование Луны с помощью не-
пилотируемых аппаратов дешевле,
эффективнее и безопаснее.
Средства NASA ограничены, и вло-
жение большей части средств в осу-
ществление программы «Аполлон» на-
носит ущерб другим программам ис-
следования космоса, имеющим значи-
тельно большее научное значение,
чем программа «Аполлон», в первую
очередь, программам исследования
планет с помощью непилотируемых
космических аппаратов.
Военные аспекты проблемы
Сторонники программы
Работы по программе «Аполлон»
внесут значительный вклад в военное
освоение космоса:
— будет создан глобальный команд-
но-измерительный комплекс;
— будут созданы сверхмощные ра-
кеты;
— будет накоплен опыт орбитальных
полетов и полетов к Луне;
— будут созданы экспериментальные,
испытательные и стартовые комп-
лексы, которые смогут быть ис-
пользованы и для военных систем;
— будет создан промышленный по-
тенциал, способный обеспечить и
военные космические программы;
— будет отработана техника встречи
на орбите и созданы системы уп-
равления, значительно более точ-
ные, чем системы управления со-
временных военных ракет.
Противники программы
Луна в качестве базы для ракет ин-
тереса не представляет. Средства,
расходуемые на освоение Луны, луч-
ше вложить в создание оружия, обес-
печивающего господство США в око-
лоземном космическом пространстве.
Экономические аспекты проблемы
Сторонники программы
США достаточно богаты, чтобы
вкладывать средства в программу
«Аполлон» без ущерба для здравоо-
хранения, образования и пр.
Даже при условии осуществления
всех запланированных программ
NASA число научных работников и
инженеров, занятых в космических
программах, к 1970 г. не превысит
6% от общего числа научных работ-
ников и инженеров в США.
Программа «Аполлон» явится очень
большим вкладом в общий научный и
технический прогресс даже в облас-
тях, не связанных с космосом.
Противники программы
Средства, затрачиваемые на прог-
рамму «Аполлон», целесообразнее
вложить в здравоохранение, образо-
вание, улучшение условий жизни, бла-
гоустройство городов и пр.
Программа «Аполлон» и другие
программы NASA потребуют для сво-
его осуществления такое большое чи-
сло научных работников и инжене-
ров, что остальные отрасли промыш-
ленности будут испытывать в них не-
достаток.
Значение программы «Аполлон» для
областей, не связанных с космосом,
сильно преувеличено.
4
В январе 1964 г. Джонсон, вступивший в должность Президента
после смерти Кеннеди, в послании Конгрессу подчеркнул, что провоз-
глашенная Кеннеди национальная задача осуществить полет американ-
ских космонавтов на Луну до 1970 г. остается неизменной [1].
Согласно самым последним (июнь 1968 г.) заявлениям руководите-
лей программы «Аполлон», несмотря на технические и финансовые труд-
ности, встретившиеся при осуществлении программы (в первую очередь,
трагическую гибель космонавтов при пожаре корабля «Аполлон» во вре-
мя наземных испытаний в январе 1967 г., что задержало выполнение
программы на 1,5 года), все еще остается вероятность осуществления
первой высадки космонавтов на Луну в конце 1969 г.
После принятия решения о форсировании работ по программе
«Аполлон» в центральном аппарате NASA был назначен руководитель
работ по этой программе (Холмс) с очень большими полномочиями. Он
возглавил Отдел пилотируемых полетов, созданный в центральном
аппарате NASA и подчиненный непосредственно директору NASA
Уэббу и его первому заместителю Сименсу1. Техническое руководство
разработкой корабля «Аполлон», который должен был доставить космо-
навтов на Луну, первоначально было возложено на один из существо-
вавших в то время Научно-исследовательских центров NASA (Центр
Лангли), а затем был создан специальный научно-исследовательский
центр (Центр MSC), который взял на себя техническое руководство ра-
ботами и осуществляет эти функции по настоящее время. Задание на
разработку предварительного проекта корабля «Аполлон» получили три
промышленные фирмы (Convair, Martin и General Electric), а также На-
учно-исследовательский центр Эймса (NASA), специализирующийся на
системах управления, проблемах входа в атмосферу и космической ме-
дицине. Из четырех представленных предварительных проектов был выб-
ран проект Центра Эймса, на основе которого было составлено техниче-
ское задание. Параллельно составлялось техническое задание на разра-
ботку ракет-носителей «Сатурн», которые должны были использоваться
для запусков кораблей «Аполлон».
Первоначальное техническое задание предусматривало разработку
трех типов космического корабля «Аполлон»: «Аполлон А», «Аполлон В»
и «Аполлон С», предназначенных, соответственно, для вывода на орбиту
спутника Земли, для вывода на орбиту спутника Луны и для доставки
космонавтов на Луну с последующим возвращением на^ Землю.
NASA рассматривало три возможные схемы полета космического
корабля «Аполлон С» на Луну:
1. С помощью одной ракеты-носителя «Сатурн V» на низкую гео-
центрическую орбиту выводится космический корабль «Аполлон С» с
экипажем из трех человек. С помощью второй ракеты-носителя «Са-
турн V» на компланарную геоцентрическую орбиту выводится ее третья
ступень — заправленная топливом ракета S-4B, которая пристыковыва-
ется к кораблю и сообщает ему ускорение, необходимое для перехода на
траекторию полета к Луне. На Луну совершает посадку весь корабль.
2. С помощью одной ракеты-носителя «Сатурн V» на низкую гео-
центрическую орбиту выводится космический корабль «Аполлон С» с
экипажем из трех человек и третья ступень носителя (ракета S-4B) с
неполностью израсходованным запасом топлива. Двигатель ракеты
S-4B сообщает космическому кораблю ускорение, необходимое для пе-
рехода на траекторию полета к Луне. Корабль выходит на круговую се-
леноцентрическую орбиту. Два из трех членов экипажа переходят в от-
деляемую лунную кабину, которая совершает посадку на Луну, в то
1 Позже Холмса сменил Мюллер, а Сименса — Ньюэлл (см. главу «Организация
работ по программе «Аполлон», кадры, расходы»).
о
время как основной блок корабля с одним космонавтом остается на се-
леноцентрической орбите. После проведения космонавтами намеченных
исследований кабина взлетает с Луны, выходит на круговую селено-
центрическую орбиту и пристыковывается к основному блоку корабля.
Космонавты из кабины переходят в основной блок, кабина отделяется, и
основной блок с помощью бортового двигателя переходит с селеноцен-
трической орбиты на траекторию полета к Земле. Перед входом корабля
в земную атмосферу отделяется спускаемый аппарат с космонавтами.
3. С помощью одной сверхмощной ракеты-носителя «Нова» корабль
«Аполлон С» выводится на траекторию полета к Луне. На Луну совер-
шает посадку весь корабль, как и при использовании первой схемы.
Третья схема была отклонена почти сразу, потому что создание ракеты
«Нова» считали возможным не ранее 1969 г., а первый запуск космиче-
ского корабля на Луну США первоначально планировали осуществить
в 1967 г. В дальнейшем NASA отложило создание ракет «Нова» на не-
определенное время.
Первоначально предполагалось, что NASA выберет первую схему,
и применительно к этой схеме проектировался космический корабль. Од-
нако в июле 1962 года руководство NASA приняло решение использо-
вать вторую схему, как обеспечивающую большую надежность и требую-
щую только одну ракету «Сатурн V» [2—5].
Впоследствии от создания космических кораблей «Аполлон А» и
«Аполлон В» отказались, и корабль «Аполлон С» стали называть просто
«Аполлон».
Созданы две модели основного блока корабля «Аполлон»: модель
Block I и модель Block II. Модель Block I создана в соответствии с
проектом, утвержденным в 1963 году. Модель Block II создана на ос-
нове модели Block I, но с учетом целого ряда усовершенствований, вне-
сенных после 1963 г. Усовершенствования коснулись 10—15% узлов и
деталей корабля. Многие бортовые системы также создавались в двух
вариантах (модель Block I и модель Block II) и устанавливались на соот-
ветствующих моделях корабля.
Основные блоки модели Block I не приспособлены для стыковки с
лунной кабиной. Модель Block I использовалась только при непилотируе-
мых полетах по геоцентрической орбите. Первоначально ее предполагали
использовать и при пилотируемых полетах, однако, поскольку такие по-
леты задержались и к их началу уже будут изготовлены первые модели
Block II, то для пилотируемых полетов будут использоваться основные
блоки только модели Block II.
Программа «Аполлон» использует результаты работ по программам
«Джемини», «Рейнджер», «Сервейор» и «Лунар орбитер», основной
целью которых было накопление опыта и проведение исследований, не-
обходимых для осуществления программы «Аполлон».
Программа «Джемини» ставила своей целью изучение проблем, свя-
занных с длительным космическим полетом, встречей и стыковкой на ор-
бите, выходом в открытый космос, входом в атмосферу и спуском на
Землю с использованием подъемной силы корпуса и пр.
Программы «Рейнджер» и «Сервейор» ставили своей целью изуче-
ние характеристик лунного грунта и условий на поверхности Луны.
Программа «Лунар орбитер» ставила своей основной целью поиск
на поверхности Луны участков, пригодных для посадки лунной кабины
космического корабля «Аполлон».
6
КОСМИЧЕСКИЙ КОРАБЛЬ «АПОЛЛОН»
Корабль «Аполлон» состоит из основного блока и лунной кабины.
Основной блок в свою очередь состоит из отсека экипажа и двигатель-
ного отсека, а лунная кабина—из посадочной и взлетной ступеней. Мак-
симальный допустимый вес корабля1, ограниченный энергетическими ха-
рактеристиками ракеты-носителя «Сатурн V», составляет ~ 43 т, в том
числе максимальный допустимый вес отсека экипажа 5,56 т, двигатель-
ного отсека 22,8 т и лунной кабины 14,5 т. Ракета-носитель «Сатурн V»
может вывести на траекторию полета к Луне полезную нагрузку весом
до ~4.5 т. Эта нагрузка складывается из корабля «Аполлон» и переход-
ника между ракетой-носителем и кораблем (~ 1,8 г). При старте на ко-
рабле «Аполлон» устанавливается система аварийного спасения (вес
~3 т), которая на высоте ~ 80 км сбрасывается. Длина корабля «Апол-
лон» составляет ~ 17,4 м, в том числе:
отсек экипажа 3,4 м (диаметр основания 3,84 м)
двигательный отсек —7 м (диаметр 3,91 м)
(с учетом длины двигате-
ля, выдающегося из кор-
пуса отсека на ~ 3 м)
лунная кабина ~ 7 м (максимальный попереч-
ный размер по опорам развер-
нутого шасси 9,7 м)
ОСНОВНОЙ БЛОК1 2
Основной блок предназначен для доставки трех космонавтов на се-
леноцентрическую орбиту и возвращения их на Землю.
Основной блок космического корабля «Аполлон» (рис. 1) включает
в себя отсек экипажа и двигательный отсек. Головной по разработке и
изготовлению основного блока является фирма North American Rock-
well. Фирма должна изготовить 11 макетов основного блока, 18 экспе-
риментальных и 16 полностью оборудованных летных образцов3. Маке-
ты и экспериментальные образцы предназначаются для наземных испы-
таний на вибрацию, напряжения и изгибные нагрузки, для испытаний
системы аварийного спасения (САС), испытаний системы парашютов,
отработки операций по спасению, а также для летных испытаний [6, 7,8].
1 Фактический вес корабля еще не известен, поскольку не закончена модификация
отдельных узлов и систем. Вес отсека экипажа пока превышает максимально допусти-
ную величину, вес лунной кабины почти достиг этой величины.
2 Описывается основной блок модели Block II.
3 В январе 1968 г. NASA объявило, что оно планирует заказать еще 4 летных об-
разца, поставка которых должна начаться в 1970 г. Если для запусков в рамках про-
граммы «Аполлон» эти образцы не потребуются, то их используют в рамках програм-
мы ААР [16], предусматривающей создание орбитальных станций с использованием
средств, разработанных по программе «Аполлон».
7

Рис. 1. Основной блок космического кораб-
ля «Аполлон»
8
1. Конструкция
Отсек экипажа (рис. 2, 3) имеет форму конуса со скругленной вер-
шиной. Диаметр основания 3,84 м, высота 3,4 м, угол раствора 06°. Вес
отсека (включая вес космонавтов), согласно последним сообщениям,
превышал максимально допустимый и составлял 5715 кг [19, 20]. Для
снижения веса отсека с него предполагали снять некоторое оборудова-
ние, а также уменьшить вес балласта, хотя это скажется на аэродина-
мическом качестве.
Рис. 2. Отсек экипажа космического кораб-
ля «Аполлон»
Рис. 3. Схематическое изображение отсека
экипажа корабля «Аполлон»
/ — корпус кабины экипажа (слоистая конструк-
ция из алюминиевого сплава); 2 — амортиза-
тор ударных нагрузок (сотовая конструкция из
алюминиевого сплава); 3— амортизаторы в ка-
бине (сотовая конструкция), 4 — корпус отсека
(слоистая конструкция из нержавеющей стали);
.5—абляционный теплозащитный экран (сотовая
конструкция из армированной пластмассы);
6 — пластины для крепления амортизаторов 3
(слоистая конструкция с сотовым наполнителем
из алюминиевого сплава)
Корпус отсека экипажа состоит из трех секций: верхней, средней и
донной. Верхняя секция имеет коническую форму. Эта секция перед раз-
вертыванием парашютов отделяется. Средняя секция имеет форму усе-
ченного конуса, в ней проделаны люки, обеспечивающие доступ к бор-
товому оборудованию. Верхняя и средняя секции собираются из про-
филированных панелей (толщина 15,2 мм), соединяемых пайкой. Па-
нели слоистые: соты из нержавеющей стали между двумя листами из
нержавеющей стали. Толщина листов различна (0,2—1 ям) и выбирает-
ся в зависимости от нагрузок, действующих на данный участок корпуса.
Листы подвергаются химическому фрезерованию. Донная секция пред-
ставляет собой скругленное днище и собирается из более толстых
(50,8 мм) профилированных слоистых панелей такой же конструкции.
Эта часть корпуса воспринимает основную тепловую нагрузку, посколь-
ку отсек экипажа входит в атмосферу днищем вперед. Фланцы для сое-
динения донной и средней секции корпуса изготовляются также из сло-
истых панелей.
Кабина экипажа, размещенная в корпусе отсека экипажа, состоит
из верхней и нижней секций, которые соединяются кольцевой сваркой.
Обе секции собираются из панелей толщиной от 19 до 38 мм (алюминие-
вые соты между двумя листами из алюминиевого сплава).
9
Для обеспечения заданного расположения центра тяжести кабины
соты изготавливаются с различной плотностью (от 0,07 до 0,114 г/сж3).
Кабина соединяется со средней секцией отсека экипажа нервюрами, а
с донной секцией 59 болтами. В кабине на специальных амортизаторах
подвешены три кресла для космонавтов (рис. 4). Кресла расположены
в ряд: среднее кресло складывающееся, что облегчает проверку обору-
дования до запуска и операции с оптическими приборами в полете. Си-
дения кресел могут устанавливаться под различным углом к спинке
(при выводе на орбиту и посадке сидения устанавливаются под уг-
лом 66°).
Рис. 4. Кресла для космонавтов (среднее кресло
сложено)
Спать космонавты будут по очереди под левым креслом, где обору-
дована подвесная койка (рис. 5). На левом кресле сидит командир ко-
рабля, на среднем—первый пилот, на правом—второй пилот (пилот лун-
ной кабины). В кабине установлены несколько панелей пульта управления
Рис. 5. Размещение космонавтов в кабине отсека экипажа корабля «Аполлон»
/ — космонавт работает с навигационными приборами; 2— космонавт лежит в кресле;
3 — космонавт лежит на койке
А — верхний люк; В — главный пульт управления; С — среднее кресло (сложено)
общей площадью около 1,3 м2. Главная панель расположена перед ле-
вым креслом. Она закрыта защитной сеткой, чтобы космонавты, выхо-
дящие через верхний люк, не задели каких-либо кнопок и тумблеров [17,
18]. Вспомогательные панели расположены справа от главной и позади
10
нее. На панели, расположенные позади главной, вынесены индикаторы
системы проверки (проверка производится перед стартом с Земли и
несколько раз в течение полета) и второстепенные приборы. Оборудова-
ние навигационной системы (секстант, телескоп, счетно-решающее уст-
ройство и связанные с ними индикаторы) размещено у подножия сред-
него кресла. С внешней стороны крайних кресел и позади них находятся
запасы пищи, научное оборудование и пр. [9, 10, 11, 12].
Рис. 6. Размещение оборудования в отсеке экипажа космического
корабля «Аполлон»
I — штырь, обеспечивающий стыковку с лунной кабиной; 2 — туннель для
перехода космонавтов в лунную кабину; 3 — мортирка для выстреливания
тормозного парашюта; 4— верхняя секция отсека; 5 —двигатели для ориен-
тации по тангажу (см. рис. 3, позиция /); 6 — левое верхнее отделение для
оборудования; 7—правое верхнее отделение для оборудования; 8, 9, /3—нчж-
ние отделения для оборудования; 10 — кабина экипажа; // — отделение для
оборудования под правым креслом; 12 — отделение для оборудования под
левым креслом; 14 — верхнее днище отсека; /5 — мортирка для выстрелива-
ния вытяжного парашюта; 16 — основные парашюты
Все оборудование отсека экипажа (рис. 6) размещено с таким рас-
четом, чтобы центр тяжести отсека был расположен на определенном
расстоянии от продольной оси (рис. 7). В результате этого при входе от-
сека экипажа в атмосферу создается некоторый угол атаки и возникает
подъемная сила (с помощью установленных в отсеке двигателей систе-
мы ориентации угол крена отсека и, следовательно, подъемная сила при
полете в атмосфере могут регулироваться, что позволяет осуществить не-
обходимые маневры). Отсек должен опускаться на воду. Однако при-
няты меры и на тот случай, если он опустится на сушу: с одной сторо-
ны отсека имеются специальные выступы (рис. 8), которые при ударе
о землю должны разрушиться и этим демпфировать ударные нагрузки.
11
Чтобы обеспечить падение отсека на выступы, стропы парашютов кре-
пятся к отсеку несимметрично.
Рис. 7. Размещение центра тяжести отсека экипажа (зачер-
нена часть отсека, где установлено более тяжелое оборудо-
вание)
Рис. 8. Средства для демпфирования ударных нагрузок при посадке ко-
рабля «Аполлон»
/ — выступы из разрушающегося материала; 2 — амортизаторы на креслах космонав-
тов; 3 — места крепления строп парашютов
Свободный объем в кабине составляет 6,1 /и3 (в кабине спутника
«Меркурий» 1,5 ж3, спутника «Джемини» 2,26 ж3) [8, 13].
Космонавты будут входить в отсек через быстрооткрывающийся
люк в боковой стенке (рис. 9—11), а переходить из отсека экипажа в
лунную кабину — через туннель и люк в верхней части отсека. Быст-
рооткрывающийся люк, при открывании которого используется ПАД,
12
Рис. 9. Быстрооткрывающипся люк (слева виден механизм
крепления крышки люка)
Рис. 10. Схематическое изображение быстрооткрывающегося люка
/ — запирающий механизм; 2 — крышка люка; 3 — деблокирующее устройство; 4- шарнир; 5—внут-
реннее кольцо, обеспечивающее герметичность; 6 — ПАД; 7 — внешнее кольцо, обеспечивающее
герметичность; S — механизм для ручного открывания люка
13
Рис. 1L Крышка люка
14
был разработан в соответствии с рекомендациями комиссии, расследо-
вавшей причины пожара на корабле «Аполлон» 27 января 1967 г. Крыш-
ка люка трехслойная, отдельные слои соединены специальным связую-
щим веществом. Внешний слой, служащий теплозащитным экраном, из-
готовлен из абляционного материала. Средний слой представляет собой
теплоизоляцию со стекловолокнистым наполнением. Внутренний слой
изготовлен из алюминиевого сплава. Для обеспечения герметичности
крышки служат внешнее и внутреннее кольца, снабженные теплозащит-
ным уплотнением. Уплотнения внешнего кольца достаточно для обес-
печения герметичности и теплозащиты. Уплотнение внутреннего кольца
является запасным. На рис. 12 указана расчетная температура нагрева
(при входе отсека экипажа в атмосферу со второй космической скоро-
стью) для уплотнения внешнего кольца 1, ддя специального связующе-
го между внешним и средним слоями крышки 2 и для специального
связующего между средним и внутренним слоями крышки 3 [14].
Рис. 12. Расчетная температура нагрева материалов,
использованных в конструкции быстрооткрывающего-
ся люка (расшифровка позиций в тексте)
В крышке люка имеются окно и клапан. Окно может быть замене-
но шлюзовой камерой, которая позволит помещать научные приборы в
условия открытого космоса. Клапан позволит космонавтам, находя-
щимся в кабине, в условиях космического полета стравить кислород из
кабины за 1,5 мин. Клапаном можно управлять и извне корабля, чтобы
стравливание кислорода могли осуществлять космонавты, вышедшие из
корабля в открытый космос.
Люк может быть открыт как изнутри, так и снаружи. Изнутри кос-
монавты могут открыть люк за 2 секх [21]. В случае аварии на старто-
вом столе команда обслуживания сможет открыть люк извне менее чем
за 10 сек. Столько же времени потребуется поисково-спасательной ко-
манде, чтобы открыть извне люк приводнившегося отсека экипажа. Руч-
ной инструмент для открывания люка хранится в верхней части отсека
экипажа. Кроме того, такой инструмент входит в штатный комплект ин-
струментов поисково-спасательной команды [15].
1 Ранее в отсеке экипажа был люк, для открывания которого космонавтам требо-
валось 60—90 сек [22, 23].
15
В кабине имеется шесть окон: два спереди, два сбоку, одно сзади
и одно в крышке люка. Вся поверхность отсека экипажа (за исключе-
нием окон и срезов сопел двигателей системы ориентации) защищена
теплозащитными экранами. На верхней и средней секциях отсека тол-
щина экранов составляет 8—44 мм, на донной достигает 63 мм. Экраны
имеют сотовую конструкцию (стеклопластик). Заполнителем служит
абляционный материал: фенольно-эпоксидная смола, в состав которой
введены полые стеклянные микробаллоны, что позволило снизить удель-
ный вес до 0,53 г!см?. Заполнитель нагнетается в ячейки с помощью спе-
циального пистолета, снабженного устройством для регулирования тем-
пературы заполнителя. Для заполнения всех 370 000 ячеек трех экра-
нов требуется около 8000 человеко-часов. Изнутри к стенке корпуса
приклеивается слой кварцевой изоляции.
На отсек экипажа надевается защитный чехол, который после до-
стижения определенной высоты сбрасывается вместе с системой аварий-
ного спасения. Чехол состоит из жесткого колпака, надеваемого на верх-
нюю часть отсека, и гибкой юбки. Колпак изготовлен из стеклопластика
с сотовым заполнителем и имеет пробковое покрытие. Юбка, состоящая
из семи секций, изготовлена из стеклоткани с внутренним (тефлон) и
внешним (пробка) теплозащитным покрытием. В юбке сделано окно,
чтобы космонавты, находящиеся в кабине, могли видеть стартовую пло-
щадку. Чехол защищает отсек от аэродинамического нагрева на атмос-
ферном участке траектории. Первоначально для этой цели предлагали
нанести на отсек дополнительный слой теплозащитного покрытия, одна-
ко от этого отказались, поскольку применение чехла, сбрасываемого на
начальном участке полета, обеспечило некоторый выигрыш в весе
(160 кг). В случае возникновения аварийной ситуации и использования
САС чехол защитит окна отсека от загрязнения продуктами сгорания
двигателей САС [9—12].
Отсек экипажа (максимальный диаметр 3,84 м) соединяется с ци-
линдрическим двигательным отсеком (диаметр 3,91 м) переходником со-
товой конструкции длиной 102 мм.
Двигательный отсек предназначен для размещения маршевого и
вспомогательных двигателей, запаса топлива, энергетической установки,
а также всего прочего оборудования, которое не требует непосредствен-
ного наблюдения космонавтов.
Двигательный отсек (см. рис. 1) имеет форму цилиндра (длина
3,94 м, диаметр 3,91 м). Вес отсека, видимо, не превышает максимально
допустимой величины (22,8 т). Из общего веса отсека 17,6 т приходит-
ся на топливо. Корпус отсека имеет слоистую конструкцию: соты (тол-
щина 25,0 мм) из алюминиевого сплава находятся между двумя листа-
ми (по 0,5—3,2 мм) из алюминиевого сплава. В стенки корпуса двига-
тельного отсека вмонтированы трубки «радиатора», в которых цирку-
лирует жидкость (водный раствор гликоля), отводящая тепло. Регули-
рование температуры наружной поверхности корпуса двигательного от-
сека обеспечивается окраской части поверхности корпуса составом с
высоким коэффициентом отражения, а части поверхности — составом
с высоким коэффициентом поглощения. Донная часть корпуса отсека
закрыта экраном, защищающим размещенное в отсеке оборудование от
нагрева истекающими газами маршевого двигателя.
Маршевый двигатель, размещенный в двигательном отсеке, выдает-
ся из корпуса отсека на 2,94 м.
16
2. Система жизнеобеспечения, скафандры
Для отсека экипажа корабля «Аполлон» модели Block I предназна-
чена система жизнеобеспечения модели Block I; для отсека экипажа ко-
рабля «Аполлон» модели Block II — система жизнеобеспечения модели
Block II. Система жизнеобеспечения модели Block I успешно прошла
летные испытания при запуске корабля «Аполлон» модели Block I без
экипажа (запуск «Аполлон I» или AS-20I), а также 14-суточные назем-
ные испытания, во время которых обеспечивалась жизнедеятельность
трех человек. Кроме того, все вращающиеся детали системы испытыва-
лись на долговечность в течение нескольких тысяч часов [24].
0баз на чения
- гл и ноле
- атмосфера
ггглггл - Зода
Рис. 13. Упрощенная схема системы жизнеобеспечения (СЖО) основного блока косми-
ческого корабля «Аполлон»
/ — компрессор СЖО скафандра; 2 — фильтр (активированный уголь); 3 — поглотитель углекис-
лого газа (гидроокись лития); 4— к крану; 5— бачок с питьевой водой; 6 — бак с кислородом
(хранится в виде кипящей жидкости); 7 — топливные элементы: 8 — испаритель воды; 9 — теплооб-
менник СЖО скафандра; 10 — сепаратор воды; 11 — бачок для использованной воды; 12, 15 — ох-
лаждаемые пластины для монтажа оборудования; 13 — радиатор; 14 — насос охлаждающей жид-
кости (водный раствор гликоля); 16 — сброс за борт; /7 — коллектор для мочи; 18 — емкость для
твердых отходов; 19 — вентилятор СЖО кабины; 20—теплообменник СЖО кабины; 21 — кабина
космонавтов; 22 — к скафандрам и от скафандров; 23 — фильтр загрязнений
Система модели Block II (рис. 13) рассчитана на работу до 14 су-
ток, в том числе на четырехсуточную работу в аварийном режиме1 (в
случае возникновения аварии у Луны космонавтам потребуется четверо
суток для возвращения на Землю). Система модели Block I на такую
продолжительность работы в аварийном режиме не рассчитывалась, по-
скольку основные блоки модели Block I для полетов к Луне не предназ-
начались.
1 В аварийном режиме работает автономная система жизнеобеспечения скафанд-
ров, которые находятся под наддувом.
17
Ниже приводится краткое описание системы жизнеобеспечения мо-
дели Block II. Общий вес оборудования этой системы составляет 460 кг
[26]. Система должна поддерживать в кабине экипажа температуру
21—27°С. Температура в период входа в атмосферу Земли не должна
превышать 32°С. Искусственная атмосфера в кабине состоит из чис-
того кислорода1. Давление в кабине автоматически поддерживается в
диапазоне 0,35—0,39 кг/см1 2, относительная влажность — в диапазоне
40—70.%. В случае метеорного пробоя автоматически начинается пода-
ча в кабину аварийного запаса кислорода из баллона, где он хранится
под давлением 70 кг/см2. Это позволит в течение 5 мин поддерживать в
кабине номинальное давление. Считается, что за это время космонавты
оденут скафандры2.
Два компрессора, обеспечивающие циркуляцию кислорода через
скафандры, имеют производительность ~ 1000 л/мин\ максимальная по-
требляемая мощность 85 вт. Два вентилятора, обеспечивающие цирку-
ляцию кислорода через кабину, имеют общую производительность
~2500 л/мин\ потребляемая мощность 56 вт. В системе рециркуляции
кислорода для удаления из него углекислого газа используются неболь-
шие (20X20X12,7 см) сосуды с гидроокисью лития и активированным
углем. Всего на борту корабля имеется 20 сосудов. Каждый сосуд рас-
считан на 24 часа работы. Одновременно используются два сосуда. Про-
должительность работы каждого сосуда регистрируется специальным
прибором на пульте управления в кабине. Эти данные также сообщают-
ся по телеметрическим каналам на Землю. После удаления углекислого
газа кислород поступает в теплообменник, где содержащиеся в кисло-
роде пары воды конденсируются и отводятся.
Система жизнеобеспечения модели Block II рассчитана на работу
и после приводнения отсека экипажа (в течение двух суток). При этом
открываются отверстия для забора и выхода атмосферного воздуха.
Циркуляцию его через кабину обеспечивает вентилятор с батарейным
питанием.
Для терморегулирования используются два автономных контура
водного раствора гликоля, каждый из которых имеет свой испаритель.
Переключение с одного контура на другой производится космонавтами.
Гликоль отдает тепло в трубках «радиатора», проложенных в стенке кор-
пуса двигательного отсека, а, если этого оказывается недостаточно, то
в испарителях, которые в случае необходимости охлаждаются водой.
Каждый из трех насосов гликоля имеет производительность 90 кг/час,
рабочее давление ~ 2 кг/см2, скорость вращения импеллера 12 000 об/мин.
потребляемую мощность 35 вт. В насосе используется магнитный при-
вод, заключенный в пластмассовый кожух. Это предотвращает попада-
ние гликоля -в электромотор. Вода, образующаяся в результате реакции
кислорода и водорода в топливных элементах, поступает, в первую оче-
редь, в бачок для питьевой воды, излишки поступают в водосборник, а
в случае переполнения водосборника сбрасываются за борт. Из водо-
сборника вода поступает, в частности, в испаритель гликоля [24].
В табл. 1 приведены некоторые результаты отработочных испыта-
ний системы жизнеобеспечения основного блока корабля «Аполлон» [25].
1 При наземных испытаниях, при старте, а также на участке выведения в кабине
создается искусственная атмосфера, состоящая из кислорода (60%) и азота, а не из
чистого кислорода, для уменьшения опасности пожара. Космонавты при старте исполь-
зуют автономные системы жизнеобеспечения скафандров (чистый кислород). На орбите
кислородо-азотная смесь из кабины стравливается, и она наполняется чистым кисло-
родом (в случае возникновения пожара его можно будет быстро стравить за борт) [444].
2 Космонавты в кабине будут большую часть времени находиться без скафандров.
18
Таблица 1
Число отказов при испытаниях Число различных дета- лей, выходивших из строя
Оборудование кондиционирования 77 35
Оборудование для подачи кисло- рода 29 9
Оборудование для регулирования давления в кабине 15 4
Основное оборудование для пода- чи воды (размещено в отсеке эки- пажа) 29 6
Дополнительное оборудование для подачи воды (размещено в двигатель- ном отсеке) 1 1
Оборудование, обеспечивающее циркуляцию раствора гликоля 20 9
Оборудование для регулирования температуры в кабине 12 3
Датчики системы жизнеобеспечения 6 3
Охлаждение панелей для монтажа электронного оборудования 4 3
Радиаторы 3 1
Оборудование для удаления отходов 24 7
Итого: 220 81
Скафандры для космонавтов кораблей «Аполлон» изготовляются
фирмой International Latex [27—30]. В соответствии с рекомендациями
комиссии, расследовавшей причины пожара в кабине космического ко-
рабля «Аполлон», проведена модификация скафандров с целью обеспе-
чения большей огнестойкости. В основном модификация предусматри-
вала:
1. Использование негорючей стеклоткани «Бета» вместо нейлона, ко-
торый при определенных условиях может способствовать распростране-
нию пламени.
2. Отказ от специального костюма, который должны были надевать
космонавты перед выходом из лунной кабины на поверхность Луны для
защиты от метеорных частиц и экстремальных температур. В модифици-
рованном скафандре эти функции будет выполнять несъемная дополни-
тельная внешняя защитная оболочка, являющаяся частью скафандра.
Наличие такой оболочки повысит огнестойкость скафандра.
В табл. 2 перечислены слои модифицированного скафандра (рис. 14)
указаны материалы, из которых они изготовлены. Для сравнения в таб-
лице указан также материал, из которого был изготовлен соответствую-
щий слой в немодифицированном скафандре [31, 32].
Самый внутренний слой скафандра («белье» с водяным охлажде-
нием) одевается космонавтами отдельно от остального скафандра
(рис. 15). Этот слой, предназначенный для отвода тепла, выделяемого
организмом космонавта, представляет собой надеваемую прямо на тело
сетку из обшитых тканью пластмассовых трубок диаметром 3 мм, по
которым циркулирует вода. Циркуляцию воды обеспечивает электрона-
сос. Отмечается, что система водяного охлаждения обеспечивает на
19
Рис. 14. Скафандр для
космонавтов корабля
«Аполлон»
1 — шлемофон; 2 — упроч-
няющий слой; 3 — гермети-
зирующий слой; 4 — ком-
фортный слой; 5 — белье;
6 — внешний слой оболочки;
7 — средний слой оболочки;
8 — внутренний слой оболоч-
ки; 9 — ботинки
Рис. 15. «Белье» космонавта
20
70% лучший теплоотвод, чем система охлаждения, использующая кис-
лород (скафандры космонавтов спутников «Меркурий» и «Джемини»
охлаждались кислородом). «Белье» разработано фирмой Hamilton
Standard [33, 34].
Таблица 2
Слой* Обозна- чение на рис. 14 Материал
Модифицированный скафандр Немодифицированный скафандр
„Белье" с водяным охлаждением 5 Стеклоткань „Бета" Нейлон
Комфортный слой 4 Нейлон (возможно, тефлон) Нейлон
Герметизирующий слой 3 Нейлон с неопреновым покрытием Нейлон с неопрено- вым покрытием
Упрочняющий слой 2 Нейлон Нейлон
Защитная оболочка внутренний слой 8 Стеклоткань „Бета" —
средний слой 7 Пленочный материал Н—film —
внешний слой 6 Стеклоткань „Бета" —
* Слои перечисляются от внутреннего к внешнему.
3. Система наведения и навигации
Система наведения и навигации (вес 244 кг [40]) разработана При-
борной лабораторией Массачусетского политехнического института. Го-
ловной по изготовлению системы является фирма AC Electronics (отде-
ление фирмы General Motors). Эта система автономная, рассчитанная
на активное участие космонавтов в управлении полетом, но предусма-
тривающая также возможность использования информации, передавае-
мой с Земли. Блок-схема системы наведения и навигации показана на
рис. 16. Система включает в себя цифровое вычислительное устройство
фирмы Raytheon.
Это вычислительное устройство имеет следующие характеристики:
Вес, кг 26,3
Занимаемый объем, л 28,3
Потребляемая мощность, вт 100
Число разрядов в ячейке памяти 16
Длительность цикла запоминавэщего устройства, мсек 11,7
Емкость постоянной памяти, ячеек 36 864
Емкость оперативной памяти, ячеек 2048
Число команд 44
Время сложения, мсек 23,4
Время сложения кодов с удвоенной точностью, мсек 35,1
Время умножения, мсек 46,8
Память вычислительного устройства выполнена на ферритовых сер-
дечниках. Вычислительное устройство выдает команды более чем 20 си-
стемам корабля, а также информацию на световое табло (21 ячейка)
на специальном пульте (рис. 17) в кабине космонавтов. На пульте име-
ются также 19 кнопок управления для ввода данных и запросов в
21
/ — блоки согласования данных CDLJ; 2 — сканирующий телескоп; 3 — секстант;
4 — система ручного управления оптическими приборами; 5—цифровое вычисли-
тельное устройство; 6 — телеметрическая система; 7 — пульт ввода данных и полу-
чения информации от вычислительного устройства; 8 — блоки CDU; 9 — электрон-
ное оборудование системы SCS ; 10 — регистрация вращения; // — регистрация пря-
молинейного перемещения; 12 — вспомогательные двигатели; 13—акселерометры,
установленные по продольной оси; 14 — индикатор приращения скорости; 15 — мар-
шевый двигатель; 16 — индикатор отклонения маршевого двигателя; 17 — преобра-
зователь; 18— блоки гироскопов и акселерометров в системе ориентации; 19 — блок
скоростных гироскопов; 20 — индикатор положения; 21 — инерциальный измеритель-
ный блок
Рис. 17. Вычислительное устройство корабля «Аполлон» и пульт со световым
табло и кнопками управления
22
вычислительное устройство. При выполнении этим устройством опера-
ций по запросам космонавтов прочие операции прерываются [39]. Пре-
дусмотрено также запасное вычислительное устройство. При нормаль-
ной работе основного устройства запасное будет включаться только для
ввода в память новых данных [38].
Инерциальный измерительный блок фирмы AC Electronics исполь-
зует гиростабилизированную платформу с тремя степенями свободы (три
интегрирующих гироскопа MIT-25 IRIG, три импульсных интегрирую-
щих маятниковых акселерометра MIT-16 PIPA и три угловых диффе-
ренцирующих акселерометра). Перед стартом с Земли гироплатформа
устанавливается по азимуту с помощью гирокомпаса, в полете — с по-
мощью сканирующего телескопа и секстанта фирмы Kollsman.
Пять блоков согласования данных CDU1 фирмы AC Electronics
обеспечивают связь цифрового вычислительного устройства с инерциаль-
ным измерительным блоком (три блока CDU по числу степеней свободы
гиростабилизированной платформы), телескопом и секстантом [35].
Данные о секстанте и телескопе приведены в табл. 3. Телескоп мо-
жет осуществлять автоматическое слежение за выбранным светилом
[36, 37].
Таблица 3
Прибор Кратность увеличения Поле обзора, град Диаметр входной линзы, мм Точность, угловые секунды
Секстант 28 1,8 40 10
Телескоп 1 60 5,1 30
В состав системы наведения и навигации входит устройство EMS1 2,
предназначенное для контроля работы системы наведения и навигации
на участке входа отсека экипажа в атмосферу Земли, а, в случае выхо-
да из строя системы наведения и навигации,— для обеспечения возмож-
ности ручного управления отсеком экипажа на участке входа в атмос-
феру и спуска на Землю. Кроме того, устройство EMS обеспечивает воз-
можность проведения коррекции траектории на участках полета к Луне
и от Луны. Вес блока оборудования устройства EMS 9,5 кг. Этот блок
показан на рис. 18. На майларовую ленту, протягиваемую через окош-
ко в центре корпуса, наносится кривая изменения скорости и ускорения.
В левом нижнем углу размещен индикатор крена. На светящейся шкале
внизу указывается расстояние до точки, в которой должно начаться раз-
вертывание парашютной системы [41].
Ориентацию и стабилизацию корабля «Аполлон» обеспечивает си-
стема SCS3 фирмы Honeywell, подающая команды на включение и вы-
ключение вспомогательных двигателей и на отклонение шарнирно под-
вешенного маршевого двигателя. Система SCS включает в себя пять
блоков электронной аппаратуры, блок скоростных гироскопов, блок
гироакселерометров, а также индикатор положения (рис. 19), установ-
ленный на пульте управления космонавтов. Эта система может исполь-
зоваться вместо системы наведения, если последняя выйдет из строя [35].
1 CDLT — (Coupling Dislay Unit) — блок согласования и отображения.
2 EMS — Entry Monitor System — система контроля входа в атмосферу (на рис. 16
не показана).
3 SCS — Stabilization and Control System — система стабилизации и управления.
23
Рис. 18. Блок оборудования устройства
EMS
Рис. 19 Индикатор положения
24
Первоначально предусматривалось, что определение положения кос-
мического корабля «Аполлон» и расчеты, необходимые для управления
кораблем, будут производиться с помощью бортовых средств, а назем-
ные средства должны были использоваться лишь в качестве запасных.
Позже NASA приняло решение использовать наземные средства в ка-
честве основных, а бортовые — в качестве запасных. Это решение было
принято на основании следующих соображений:
1. Опыт показал, что наземные средства обеспечивают такую же или
даже большую точность, чем бортовые.
2. Повышение надежности наземных средств, в частности, исполь-
зование дублирующих устройств, не связано с весовыми ограничениями.
3. Использование наземных средств в качестве основных позволяет
упростить бортовые и, следовательно, уменьшить их вес [42].
4. Энергетическая установка
В качестве энергетической установки для основного блока космиче-
ского корабля «Аполлон» выбраны водородо-кислородные топливные
элементы. Головной по разработке и изготовлению топливных элементов
является фирма Pratt and Whitney [43, 44]
Рис. 20. Схема реакции в порах электрода
1 — электрод; 2 — электролит; 3 — катализатор
Топливные элементы, разработанные фирмой, имеют пористые элек-
троды (спеченный порошок никеля), пропитанные катализатором. Меж-
ду электродами заливается электролит (гидроокись калия) [45]. К од-
ному электроду под давлением подается водород, который проникает в
поры материала электрода (рис. 20), где в присутствии катализатора
молекулы водорода диссоциируют на атомы. С другой стороны в поры
материала этого электрода проникает электролит. Атомы водорода всту-
пают в реакцию с гидроксильными группами в электролите, при этом об-
разуется вода и испускаются свободные электроны, которые перетекают
по внешней цепи на второй электрод. Ко второму электроду подается
кислород, который проникает в поры материала электрода, где в при-
сутствии катализатора молекулы кислорода диссоциируют на атомы.
С другой стороны в поры материала второго электрода проникает элек-
тролит, который реагирует с атомами кислорода. В результате этой ре-
акции образуются гидроксильные группы, а также вода (или свобод-
ный кислород). Гидроксильные группы попадают в электролит и ком-
пенсируют расход таких групп на первом электроде, а вода (или сво-
бодный кислород) удаляется. Подобные топливные элементы могут
25
обеспечить потребное напряжение только при последовательном соеди-
нении нескольких топливных элементов в группы. Для обеспечения по
требной силы тока применяется параллельное соединение нескольких
групп в секцию. Из секций составляются батареи (рис. 21). Каждая
секция состоит из 31 дискообразного элемента [47]. Батареи между со-
бой соединены параллельно и помещаются в контейнеры длиной 1 м и
диаметром 50 см. В случае возникновения аварийной ситуации для пи-
тания оборудования, обеспечи-
вающего спасение космонавтов,
будет достаточно одной бата-
реи. В случае выхода из строя
какой-либо группы или бата-
реи, они автоматически отклю-
чаются [43, 44].
В двигательном отсеке уста-
новлены три батареи (одна за-
пасная) водородо-кислородных
топливных элементов (общий
вес 113 кг), каждая из которых
обеспечивает среднюю мощ-
ность 1,42 кет и пиковую до
2,2 кет. При нормальном поле-
те для работы бортовых систем
основного блока требуется
мощность 1,95 кет, которую
способны обеспечить две бата-
Рис. 21. Батареи топливных элементов в
цехе сборки
реи [5]. Водород и кислород пе-
ред подачей в топливные эле-
менты подогреваются до температуры 65°С. Рабочая температура топлив-
ных элементов 200—250°С, рабочее давление 7—56 кг)см2, к. п. д. 70%.
Время наработки на отказ 2000 час. Часть энергии, вырабатывае-
мой элементами, будет преобразовываться в переменный ток (115
и 200 в, 400 гц). Вода, образующаяся при работе элементов, может ис-
пользоваться космонавтами для питья. Опыты на мышах показали, что
такая вода безвредна [45].
Помимо топливных элементов имеются химические батареи, кото-
рые будут включаться в дополнение к топливным элементам в период
потребления пиковой мощности, например, при проведении коррекции
на среднем участке траектории. После отделения двигательного отсека,
р. котором размещены топливные элементы (отделение происходит перед
входом в атмосферу), оборудование отсека экипажа переходит на пита-
ние от размещенных в нем химических батарей. Из трех батарей две бу-
дут работать до момента посадки, а третья — после посадки до выхода
космонавтов из отсека. Химические батареи для корабля «Аполлон»
разработала фирма Eagle Picher [46].
5. Связное оборудование
Связное оборудование основного блока включает в себя унифици-
рованную систему, работающую в сантиметровом диапазоне (система
USBS1), систему метрового диапазона и систему KB-диапазона. Вес
оборудования 242 кг.
Система LSBS включает в себя сдублированный приемопередатчик
фирмы Motorola (частота приема 2106,4 Мгц, частота передачи
1 Unifid S-Band System — унифицированная система, работающая в поддиа-
пазоне S.
26
2287,5 Мгц), ФМ-передатчик (2272,5 Мгц), два делителя мощности фир-
мы Collins, четыре всенаправленные антенны и одну остронаправленную
антенну (рис. 22). Остронаправленная антенна, смонтированная на кор-
пусе двигательного отсека, устанавливается в рабочее положение после
отделения корабля «Аполлон» от последней ступени ракеты-носителя
(на расстоянии ~ 4600 км от Земли). Антенна имеет четыре отражателя
диаметром по 0,8 м с отдельными фидерными устройствами. Ширина
диаграммы направленности антенны может регулироваться: 45°; 12,3°;
4,4° при работе в режиме передачи, и 45,5° и 5,5° при работе в режиме
приема. Наведение антенны производится автоматически путем урав-
нивания силы сигнала четырех отражателей.
Рис. 22. Остронаправленная антенна
Система USBS включается через несколько минут после старта ра-
кеты «Сатурн V» с кораблем «Аполлон» и продолжает работу до момен-
та входа возвратившегося от Луны отсека экипажа в атмосферу. Эта си-
стема является основной. Она обеспечивает двухстороннюю голосовую
связь с космонавтами, передачу с борта телеметрической информации и
телевизионных изображений, а также траекторные измерения и переда-
чу на борт команд и уставок.
Система метрового диапазона включает в себя сдублированный пе-
редатчик (5 вт, 296,8 Мгц) и сдублированный приемник (259,7 Мгц), ра-
ботающие на две всенаправленные антенны, а также приемопередатчик
(243 Мгц) системы спасения, работающий на развертывающуюся сталь-
ную антенну. Это оборудование работает только у Земли (немедленно
после запуска и при возвращении после развертывания парашютов).
Основное назначение системы метрового диапазона — обеспечить обна-
ружение и спасение приводнившегося отсека экипажа.
Система KB-диапазона включает в себя приемопередатчик (5—20 вт,
10,006 Мгц) и развертывающуюся стальную антенну длиной 5 м. Эта
система используется в случае приводнения отсека экипажа на большом
расстоянии от средств спасения [48].
На кораблях «Аполлон» устанавливается телевизионная камера
фирмы Westinghouse Electric (рис. 23). Космонавты должны будут поль-
зоваться этой камерой как во время пребывания в отсеке экипажа, так
и на поверхности Луны. Поэтому камера должна работать при давлении
27
от 0,35 кг!см2 (в отсеке экипажа) до почти полного вакуума (на по-
верхности Луны). Верхняя часть камеры имеет покрытие (двуокись ти-
тана), отражающее ультрафиолетовое излучение Солнца. Боковые стен-
ки и днище имеют серебряное покрытие, отражающее инфракрасное из-
лучение поверхности Луны. В ручке камеры проходит кабель, по которо-
му к камере подается электропитание, а от камеры к передатчику—видео-
сигнал. При выходе космонавта с камерой на Луну будет использовать-
ся кабель длиной до 30 м. На поверхность Луны камера должна выно-
ситься в алюминиевом контейнере, защищающем ее от метеорных час-
тиц. Толщина крышки контейнера 3 мм, боковых стенок 1,5 мм. В лун-
ной кабине камера должна храниться в противоударном футляре. Каме-
ра снабжается четырьмя объективами (табл. 4).
Рис. 23. Телевизионная камера (с телеобъективом)
Таблица 4
Объектив Угол обзора, град Фокусное расстояние, мм Назначение
Широкоугольный 80 9,5 Для съемки внутри отсека экипажа
Телеобъектив 7 100 Для съемки Земли и Луны из отсека экипажа; для съем- ки удаленных объектов на Луне
Т-60 25 25 Для съемки на Луне в днев- ное время (при освещенно- сти ~ 14 000 фут-свечей*)
С большой апертурой 25 25 Для съемки на Луне в ноч- ное время (при яркости до 0,09 фут-ламберта **)
♦ 1 фут-свеча —10,764 люкса.
♦♦ 1 фут-ламберт—0,00034 стильба. Программа «Аполлон* предусматривает, что космонавты бу-
дут находиться на Луне только в дневное время (49].
28
Характеристики телевизионной камеры приведены в табл. 5.
Таблица 5
Характеристики телевизионной камеры [50]
Характеристики Примечание
Расчетная надежность, % 99,9 При полете длительно- стью 360 час
Вес, кг 3,3
Потребляемая мощность, вт 6,5 От источника постоян- ного тока напряжением 24—28 в
Ширина видеополосы, Мгц до 0,5
Максимальная разрешающая способ- ность, строки 500 По вертикали
Размеры изображения на мишени, мм 12,7x9,5
Скорость съемки, кадр/с^л: ' медленный режим k быстрый режим 0,625 10 Для работы в медлен- ном режиме камера уста- навливается на штативе. Этот режим используется при съемках, требующих высокой разрешающей способности, например, при съемках поверхности Луны. Быстрый режим ис- пользуется при съемках, не требующих высокой разрешающей способно- сти, например, при съем- ках космонавтов
Число строк в кадре ' медленный режим . быстрый режим 1280 320
Минимальное отношение сигнал/шум, дб 28
Допустимая яркость снимаемого объекта, фут-ламберт 0,007— 12 600 При значительном изме- нении освещенности тре- буется смена объективов
Допустимый диапазон температур, °C от—17,8 до+46,7 Система охлаждения пассивная
Из отсека экипажа телевизионные изображения будут передаваться
на частоте 2272,5 Мгц, из лунной кабины и с поверхности Луны — на
частоте 2280,5 Мгц. На Земле полученные изображения будут преобра-
зовываться (30 кадров в секунду, 525 строк) и передаваться по глобаль-
ной коммерческой телевизионной сети, использующей связные спутники.
Передача телевизионных изображений начнется при старте корабля
с Земли. На активном участке полета камера будет установлена так,
чтобы в поле ее зрения попадали лица всех трех космонавтов. После от-
деления корабля от ракеты-носителя камера устанавливается так, чтобы.
29
в поле ее зрения попадал пульт управления. Во время обращения кораб-
ля «Аполлон» по геоцентрической орбите для передачи телевизионных
изображений используется всенаправленная антенна, после схода с этой
орбиты и перехода на траекторию полета к Луне — остронаправленная
антенна. Перед отделением лунной кабины от основного блока корабля
камера переносится космонавтами в лунную кабину. На участке спуска
лунной кабины на поверхность Луны (а также на участке взлета с
Луны) камера использоваться не будет, поскольку лунная кабина не
имеет антенны для передачи телевизионных изображений. После посад-
ки кабины на Луну один космонавт выходит на поверхность и устанав-
ливает около кабины параболическую антенну диаметром 3 м, которая
обеспечит передачу изображений. Второй космонавт, стоя на верхней
площадке лестницы, начнет снимать вышедшего на Луну космонавта,
позже начнется съемка лунной кабины и поверхности Луны [49].
6. Бортовые двигатели
Основной блок оснащен маршевым двигателем (рис. 24), вспомога-
системы ориентации.
Рис. 24. Маршевый двигатель
корабля «Аполлон»
среднем участке траектории
тельными двигателями и двигателями
Маршевый двигатель, установлен-
ный в двигательном отсеке, обеспе-
чивает:
1. Маневры основного блока при
перестроении отсеков корабля после
вывода на траекторию полета к
Луне.
2. Коррекцию траектории корабля
при полете к Луне (до трех коррек-
ций, продолжительность работы при
каждой коррекции 15—20 сек).
3. Перевод корабля на селено-
центрическую орбиту (400 сек).
4. Коррекцию селеноцентрической
орбиты.
5. Маневры основного блока при
встрече с взлетной ступенью лунной
кабины на селеноцентрической ор-
бите.
6. Сход основного блока с селено-
центрической орбиты и перевод на
траекторию полета к Земле
(150 сек).
7. Коррекцию основного блока на
лета к Земле (до трех коррекций по 15—20 сек).
8. Отделение основного блока от ракеты-носителя в случае возник-
новения аварийной ситуации на участке выведения на орбиту после отде-
ления САС [51, 52].
Вес маршевого двигателя 350 кг, длина (вместе с неохлаждае-
мым насадком на сопло) 3,9 м, диаметр выходного сечения сопла
2,5 м, степень расширения сопла (с насадком) 60. Двигатель работает
на самовоспламеняющемся топливе: «аэрозин-50»14-четырехокись азо-
та. Система подачи компонентов топлива вытеснительная. Тяга двигате-
ля в вакууме 9,93 т, он рассчитан на 50 включений при общей продолжи-
тельности работы 750 сек. Требуемая надежность двигателя в течение
семисуточного полета 99,998%, для чего большая часть оборудования
1 Смесь (1:1) безводного гидразина с несимметричным диметилгидразином.
по-
30
двигателя дублируется [53—55]. Камера сгорания и сопло двигателя из-
готовляются из стеклопластика способом намотки. При испытаниях один
экспериментальный двигатель на неполной тяге работал непрерывно в
течение 750 сек, эрозии критического сечения сопла не наблюдалось.
Согласно расчетам, при максимально допустимой продолжительности
работы на полной тяге эрозия критического сечения сопла будет незна-
чительной, и диаметр критического сечения увеличится не более чем на
3%. Форсунки горючего и окислителя в распылительной головке камеры
сгорания расположены чередующимися концентрическими кольцами
(21 кольцо). Внешнее кольцо образовано форсунками горючего, которые
создают защитную пленку на стенке камеры. Распылительная головка
снабжается перегородками: кольцевая перегородка делит головку на
внутреннюю и внешнюю части, радиальные перегородки делят внутрен-
нюю часть на три, а внешнюю на шесть секций.
На сопле двигателя устанавливается неохлаждаемый насадок, состо-
ящий из двух частей: передней и задней. Сопло без насадка имеет сте-
пень расширения 6, передняя часть насадка увеличивает степень расши-
рения до 40, а задняя до 60. Передняя часть насадка крепится к соплу
болтами. Истекающие газы в районе стыка сопла с передней частью на-
садка имеют температуру 1100°С. Поэтому передняя часть насадка из-
готовлена из жаростойкого ниобиевого сплава (10%Hf—10%W—3%Y).
Для предотвращения окисления ниобиевого сплава на насадок нанесено
кремнийорганическое покрытие. Толщина стенки этой части насадка от
стыка с соплом до сечения со степенью расширения 20 составляет
0,76 мм, а затем постепенно уменьшается до 0,56 мм. Задняя часть насад-
ка изготовляется из титанового сплава (5%А1—2,5 % Sn). Эта часть на-
садка сваривается (роликовая сварка) из 24 секций толщиной 0,63 мм
и имеет два шпангоута. На эту часть насадка наносится покрытие, по-
вышающее коэффициент излучения, что снижает температуру нагрева на
93°С. Задняя часть насадка приваривается к передней (роликовая свар-
ка при температуре 1675°С и высоком давлении).
Маршевый двигатель установлен в карданном подвесе и может от-
клоняться в плоскостях тангажа и рыскания на угол до 8° при помощи
электромеханических приводов. Каждый привод включает в себя вин-
товой домкрат и два электромотора. Основное назначение системы от-
клонения двигателя — обеспечить, чтобы вектор тяги проходил через
центр масс корабля. Чтобы обеспечить нужное направление вектора тя-
ги, корабль до включения маршевого двигателя с помощью вспомога-
тельных двигателей будет соответствующим образом развернут, а космо-
навты вручную введут в систему стабилизации программу отклонения
двигателя для компенсации смещения центра масс. В случае возникно-
вения аварийной ситуации до отделения корабля от ракеты-носителя,
но после сбрасывания САС, маршевый двигатель должен обеспечить от-
деление основного блока от ракеты и отбрасывание его в сторону, а си-
стема отклонения двигателя — управление полетом корабля.
Схема двигательной установки маршевого двигателя показана на
рис. 25.
Топливо для маршевого двигателя хранится в 4 баках из титаново-
го сплава. Толщина стенки баков 1,77 мм. Сжатый гелий, используемый
в вытеснительной системе подачи компонентов, хранится в баллонах
(280 кг) см2) и через редукторы и теплообменники поступает в баки (дав-
ление наддува 13 кг/см2). Для измерения количества топлива в баках
используются емкостные уровнемеры. Соотношение компонентов топлива
в смеси регулируется расходом окислителя.
31
При испытаниях маршевого двигателя в барокамере наблюдались
резкие скачки давления в камере сгорания. Для предотвращения этого
специалисты NASA предложили добавить к топливу различные присад-
ки: фенилгидразин, фенилсульфид, пиролл, n-аллиланилин, меланин, ок-
самиддигидразон; р-ксилидин, аллилдениловый эфир, метилбутанол,
циклопентадиэнил железа и фурфуроловый спирт. Содержание присадок
составляет ~1% [56, 57].
Рис. 25. Схема двигательной установки маршевого
двигателя
/ — баки окислителя; 2— баллоны с гелием; 3 — баки горюче-
го, 4 — емкостной уровнемер; 5 — вентиль для заправки гели-
ем; 6 —коллектор гелия; 7 — отсечные клапаны гелия; 8 — ре-
дукторы давления: 9 — обратные клапаны; 10 — клапан сброса
давления; 11 — вентиль для заправки бака окислителя; /2—вы-
пускной вентиль гелия; 13 — теплообменник; 14 — регулятор
соотношения компонентов топлива; 15 — границы объема, отве-
денного для размещения двигателя
Головной по разработке и изготовлению маршевого двигателя явля-
ется фирма Aerojet-General [51, 52].
Вспомогательные двигатели (рис. 26), установленные на корпусе
двигательного отсека, обеспечивают:
1. Отделение основного блока от последней ступени ракеты-носи-
теля.
2. Управление по тангажу.
3. Ориентацию по трем осям и стабилизацию.
4. Сообщение ускорения с целью обеспечения забора топлива в мар-
шевый двигатель.
5. Отделение двигательного отсека от отсека экипажа (перед вхо-
дом последнего в атмосферу).
На корпусе двигательного отсека устанавливаются 4 блока вспомо-
гательных ЖРД. Каждый блок включает в себя 4 ЖРД, расположенных
крестом. Тяга каждого ЖРД 45 кг, вес 2,27 кг, длина 35,6 см, макси-
мальный диаметр 15,2 см. Двигатели работали на «аэрозине 50» и четы-
рехокиси азота. Эластичные баки с компонентами топлива для вспомо-
гательных двигателей изготовлены из трехслойного нейлона (толщина
стенки 75 мк) и помещены в контейнеры из титанового и алюминиевого
32
сплавов. Б контейнеры подается сжатый гелий, который вытесняет ком-
поненты топлива из эластичных баков в камеры сгорания. Каждый блок
двигателей имеет два отдельных эластичных бака. Головной по разра-
ботке и изготовлению вспомогательных двигателей является фирма
Marquardt {58].
Двигатели системы ориентации, установленные в отсеке экипажа,
обеспечивают ориентацию и стабилизацию отсека при входе в атмос-
феру и спуске на Землю. В отсеке экипажа установлено 12 двигателей
системы ориентации: 4 двигателя для ориентации по тангажу, 4 двига-
теля для ориентации по крену и 4 двигателя для ориентации по рыска-
нию (см. рис. 26).
Рис. 26. Размещение двигателей в отсеке экипажа и двигательном отсеке
корабля «Аполлон»
/ — двигатели для ориентации по тангажу; 2 — двигатели для ориентации по крену;
3 — двигатели для ориентации по рысканию; 4 — блоки вспомогательных двигателей
на корпусе двигательного отсека; 5 — маршевый двигатель в двигательном отсеке
Все двигатели работают на монометилгидразине и четырехокиси
азота. Тяга каждого ЖРД 42,2 кг. Головной по разработке и изготов-
лению двигателей системы ориентации является фирма Rocketdyne
[59, 60].
7. Система парашютов
Система парашютов, разработанная фирмой Ventura (отделение
фирмы Northrop), включает в себя два тормозных (стабилизирующих),
три вытяжных и три основных парашюта. Тормозные и вытяжные па-
рашюты выбрасываются из специальных «мортирок», установленных над
кабиной экипажа, по команде программного устройства [61]. Диаметр
тормозного парашюта 5 м [62, 63]. Тормозные парашюты должны быть
выпущены, когда возвращающийся на Землю отсек экипажа снизится до
высоты 7,6 км. Они снижают скорость со 120 до 60 м!сек и обеспечи-
вают такую ориентацию отсека, при которой могут развернуться вы-
тяжные, а затем основные парашюты [68]. Диаметр вытяжных парашю-
тов 3 м (они вводятся на высоте 4,5 км), диаметр основных парашютов
26,8 м, они вводятся на высоте 4—4,2 км [61].
Развертывание основных парашютов будет производиться в три
этапа. При выбрасывании парашюты будут зарифлены. Через 5 сек они
раскроются частично; спустя еще 3 сек они раскроются больше, но не
полностью; и, наконец, еще через несколько секунд парашюты раскро-
ются полностью [62, 63].
33
Система парашютов должна обеспечить снижение вертикальной
составляющей скорости к моменту приводнения до 8 м/сек. В случае
отказа одного из основных парашютов эта составляющая скорости со-
ставит 10,3 м/сек. В случае отказа двух основных парашютов космонав-
ты могут погибнуть [64].
При испытаниях система парашютов устанавливалась на натурных
макетах отсека экипажа. Макет отсека экипажа с системой парашю-
тов сбрасывался со специально оборудованных транспортных самоле-
тов С-133А фирмой Douglas Aircraft [66, 67].
Для обеспечения вертикального положения находящегося на пла-
ву отсека экипажа используются три (один запасной) надувных балло-
на (рис. 27). Баллоны диаметром 1,1 м, изготовленные из ткани с по-
лиуретановым покрытием, размещены в сложенном виде в верхней сек-
ции отсека экипажа. Головной по изготовлению баллонов является фир-
ма Goodyear Aerospace [65].
Рис. 27. Находящийся на плаву от-
сек экипажа
8. Система аварийного спасения
Система аварийного спасения (САС) предназначена для отбрасы-
вания отсека экипажа вверх (вперед) и в сторону от ракеты-носителя
в случае возникновения аварийной ситуации при старте и на началь-
ном участке полета космического корабля «Аполлон» (до высоты
~ 80 км) [69].
Общий вес САС (рис. 28) 3 т, длина 7 м. САС представляет собой
раму с укрепленными на ней: основным РДТТ, вспомогательным РДТТ
и РДТТ для отбрасывания САС. Рама, имеющая форму усеченной че-
тырехгранной пирамиды (высота — 3 м), сварена из труб (титановый
сплав) и крепится к отсеку экипажа взрывными болтами. Сечение ос-
нования рамы 1X 1,27 м.
Основной РДТТ (рис. 29), предназначенный для отбрасывания от-
сека экипажа вверх (вперед), имеет четыре сопла, установленные под
углом 35° к продольной оси двигателя. Длина двигателя 4,64 м, диа-
метр 0,66 м, вес 2,18 т (без топлива — 0,73 т). Тяга двигателя 70 т,
продолжительность работы 6 сек, создаваемое ускорение 9 g. Го-
ловной по разработке этого двигателя является фирма Lockheed Pro-
pulsion.
34
Вспомогательный РДТТ, предназначенный для отбрасывания отсе-
ка экипажа в сторону, имеет длину 0,56 м и диаметр 0,23 м. Тяга этого
двигателя 1,54 т, продолжительность работы 0,5 сек.
Рис. 28. Макет отсека экипажа с
установленной на нем САС
1 — носовой конус; 2 — аэродинамические
поверхности; 3 — отсек для балласта;
4 — отсек для вспомогательного двигате-
ля; -5 — отсек, в котором размещен двига-
тель для отделения САС; 6 — основной
двигатель: " — юбка для крепления дви-
гателя 6 к раме 5; 8 — рама САС; 9—раз-
рывные болты; 10 — макет отсека экипажа
РДТТ для отбрасывания САС (фирма Thiokol Chemical) имеет вес
0,25 т. Тяга двигателя 15 т, продолжительность работы 0,5 сек [70, 71J.
В случае возникновения аварийной ситуации одновременно вклю-
чаются основной и вспомогательный РДТТ. После прекращения рабо-
ты этих двух РДТТ включается РДТТ для отбрасывания САС, а отсек
экипажа опускается на парашютах. Для того чтобы парашюты, разме-
щенные в верхней части отсека экипажа, могли развернуться, отсек
должен быть ориентирован таким образом, чтобы он спускался днищем
вперед. Если аварийная ситуация возникает при старте или на началь-
ном участке полета до высоты 36 км, ориентацию отсека экипажа обес-
печат специальные аэродинамические поверхности, смонтированные
на верхней части корпуса САС (рис. 30). До окончания работы основ-
ного двигателя САС эти поверхности прижаты к корпусу, а затем рас-
крываются. САС отделяется от отсека экипажа лишь после того, как
35
Рис. 29. Основной РДТТ для САС
Рис. 30 Верхняя часть корпуса САС
со смонтированными на ней аэроди-
намическими поверхностями (макет)
36
будет обеспечена заданная ориентация отсека. Если аварийная ситуа-
ция возникает на высотах 36—80 км, где плотность атмосферы недоста-
точна для эффективной работы аэродинамических поверхностей, САС
отделяется от отсека экипажа сразу после окончания работы основного
двигателя, а заданная ориентация отсека обеспечивается с помощью
смонтированных в нем ЖРД системы ориентации.
Если аварийной ситуации при старте и на начальном участке по-
лета не возникло, то по достижении высоты ~80 км рама с двигателя-
ми отделяется от отсека экипажа, для чего включаются РДТТ для от-
брасывания САС и вспомогательный РДТТ [78—80].
Б. ЛУННАЯ КАБИНА
Лунная кабина предназначена для доставки двух космонавтов с се-
леноцентрической орбиты на поверхность Луны, обеспечения их пребы-
вания на поверхности Луны и доставки с поверхности Луны на селе-
ноцентрическую орбиту. Лунная кабина членится на посадочную и
взлетную ступень. Посадочная ступень остается на Луне.
Головной по изготовлению лунной кабины является фирма Grum-
man Aircraft.
Программа разработки лунной кабины предусматривала изготов-
ление макетов (М и ТМ), опытных образцов (LTA) и летных образцов
(LM)Назначение их указано в табл. 6 [81].
Таблица 6
Макеты (ТМ), экспериментальные (LTA) и летные (LM) образцы лунной кабины
космического корабля «Аполлон»
Обозна- чение Назначение Примечание
ТМ-1 Для планирования разме- щения экипажа и средств ос- вещения кабины космонавтов Уже не используется
ТМ-2 Для термических испыта- ний Посадочная ступень уже не исполь- зуется: модифицированная взлетная сту- пень (TM-2R) совместно с посадочной ступенью экспериментального образца LTA-5 используется для огневых испы- таний двигателя посадочной ступени на полигоне Уайт-Сандс
ТМ-3 Для испытаний антенн Представляет собой макет взлетной ступени. Используется фирмой Grumman Aircraft
ТМ-4 Для испытаний системы раз- деления ступеней Представляет собой макет стыка поса- дочной и взлетной ступеней. Исполь- зуется фирмой Grumman Aircraft для ис- пытаний взрывных болтов и системы разделения ступеней
ТМ-6 Для испытаний радиолока- тора, обеспечивающего встречу на селеноцентричес- кой орбите Представляет собой макет взлетной ступени. Используется Центром MSC
ТМ-7
1 М (mockup)—макет; ТМ (test model)—модель для испытаний; LTA (Lunar mo-
dule Test Article)—образец лунного блока для испытаний; LM (Lunar Module)—лун-
ный блок.
37
Продолжение табл. 6
Обозна- чение Назначение Примечание
ТМ-8 Для испытаний радиолока- тора, обеспечивающего по- садку на Луну Представляет собой макет посадочной ступени. Используется Центром MSC
LTA-1 Для определения наиболее рационального размещения электрического и электрон- ного оборудования и для ис- пытаний этого оборудования Используется фирмой Grumman Aircraft
LTA-2 Для вибрационных испыта- ний Ранее использовался для совместных испытаний с ракетами-носителями „Сатурн 1В“ и „Сатурн V“. После моди- фикации этот образец (новое обозначе- ние LTA-2R) использовался в составе полезной нагрузки ракеты-носителя „Са- турн V“ AS-502 (запуск „Аполлон VI")
LTA-3 Для статических и динами- ческих испытаний Ранее использовался фирмой Grumman Aircraft; в настоящее время—Центром MSC, позже должен быть возвращен фир- ме Grumman Aircraft для дальнейших ис- пытаний
LTA-5 Для испытаний двигатель- ной установки и конструк- ционных испытаний Представляет собой образец посадоч- ной ступени. В сочетании с макетом взлетной ступени TM-2R используется для огневых испытаний двигателя поса- дочной ступени на полигоне Уайт Сандс
LTA-8 Для испытаний в термоба- рокамере Проходил испытания в Лаборатории мо- делирования условий космического про- странства
LTA-10 Для конструкционных ис- пытаний Ранее использовался на заводе фирмы North American Rockwell в г. Талса для испытаний переходника, внутри которо- го должна размещаться лунная кабина на участке выведения. После модифика- ции этот образец (новое название LTA-10R) был доставлен на мыс Кеннеди и использован в составе полезной на- грузки ракеты-носителя „Сатурн Vй AS-501 (запуск „Аполлон IVм)
LM-1 Для летных испытаний (без экипажа) двигательной уста- новки на геоцентрической орбите Запущен 22 января 1968 г. ракетой- носителем „Сатурн 1В“ (запуск „Апол- лон Vй)
LM-2 Для летных испытаний на геоцентрической орбите Первоначально предназначался для ис- пытаний без экипажа, затем модифици- рован для испытаний в составе пилоти- руемого корабля
LM-3 Для летных испытаний (с экипажем) на геоцентричес- кой орбите с имитацией по- лета на Луну
38
В таблице упомянуты три летных образца. Согласно планам NASA,
всего должно быть изготовлено 16 летных образцов [82].
1. Конструкция
Максимально допустимый вес лунной кабины (рис. 31) составляе!
14 500 кг, фактически вес ее составит по последним оценкам 14400 кг
[3]. В табл. 7 приведены габариты лунной кабины, а также отдельно га-
бариты посадочной и взлетной ступеней.
Таблица 7 [84, 85]
Высота, м Максимальный поперечный размер, м Примечание
Лунная кабина 7,01 9,7 Максимальный поперечный размер по опорам шасси в рабочем положении
Посадочная сту- пень 2,97 9,7 Включая шасси. Без шасси высота 1,83 м, максимальный поперечный размер 4,21 м
Взлетная ступень 4,04 4,29
Корпус посадочной ступени (рис. 32) изготовлен из листов алюми-
ниевого сплава, подвергнутых химическому фрезерованию. Четыре те-
лескопические стойки1 посадочного шасси имеют разрушающиеся вкла-
дыши из алюминиевых сот, которые амортизируют ударные нагрузки.
Опоры шасси, имеющие форму дисков, также изготовляются из алю-
миниевых сот.
Данные, полученные от космических аппаратов «Сервейор» отно-
сительно динамики посадки, микрорельефа лунной поверхности и не-
сущей способности лунного грунта, подтвердили правильность инже-
нерных решений, положенных в основу конструкции шасси.
Корпус и каркас взлетной ступени (рис. 33) изготовлены из алю-
миниевого сплава. Ступень снабжена экраном (толщина 51 мм), со-
стоящим из 25 слоев пленки (теплоизоляция) и внешней алюминиевой
оболочки толщиной 0,1 мм (метеорная защита). Оболочка подвергает-
ся химическому фрезерованию, а затем анодируется или покрывается
окисью кремния (осаждение в вакууме) [82]. На взлетной ступени раз-
мещена цилиндрическая кабина космонавтов (рис. 34, 35). Диаметр
кабины 2,34 м, полезный объем 5,38 ж3. Давление искусственной ат-
мосферы (чистый кислород) в кабине должно составлять 0,35 кг/см1 2,
температура 24°С. Космонавты в кабине будут находиться в подвесной
системе2, включающей пояс, надетый на бедра космонавта, и трос, пе-
рекинутый через блок. К тросу приложена нагрузка 9 кг. На полу ка-
бины космонавтов настелен мат из материала Velcro, чтобы ноги кос-
монавтов не скользили. Имеются также поручни и подлокотники
(рис. 36). В передней стенке кабины расположены два плоских окна
площадью по 0,18 м2. Для удобства наблюдения окна скошены. Они
имеют двойные стекла, пространство между стеклами сообщается с ок-
ружающей средой. Внутреннее стекло воспринимает напряжения, внеш-
нее служит для тепловой и радиационной защиты. В потолке кабины
имеется еще одно окно (30,5X12.7 см) для наблюдений во время опе-
раций по стыковке с основным блоком на селеноцентрической орбите.
1 Согласно первоначальным планам, шасси должно было иметь пять стоек.
2 Эксперименты показали, что космонавты в подвесной системе смогут выдержать
вертикальные перегрузки до 8 (ожидаются вертикальные перегрузки не свыше 4—5).
39
Z J
Рис. 31. Схематическое изображение штатного образца лунной кабины
1 — поворотная антенна, работающая в диапазоне S: 2— окно в потолке кабины
космонавтов, используемое для наблюдений во время стыковки взлетной ступени с
основным блоком на селеноцентрической орбите; 3 — верхний люк; 4 — антенны мет-
рового диапазона; 5 — взлетная ступень; 6 — направляющий штырь (для обеспече-
ния стыковки); 7 — задний отсек с оборудованием; 8 — блок двигателей системы ори-
ентации; 9—антенны (4) диапазона С; /0 — источники света (4), используемые при
стыковке; 11 — посадочное шасси; 12 — антенна радиолокатора, обеспечивающего
посадку на Луну; 13 — посадочная ступень; 14 — кожух двигателя посадочной сту-
пени; 15 — лестница для спуска на поверхность Луны: 16 — площадка у переднего
люка; 17 — передний люк; 18 — антенны (2) диапазона С; 19 — импульсный источник
света; 20 — серповидные антенны (2); 21 — фиксиРованная антенна, работающая в
диапазоне 5; 22—антенна радиолокатора, обеспечивающего встречу на орбите
40
Рис. 32. Посадочная ступень лунной кабины (шасси в сложенном со-
стоянии)
1 — заднее устройство для крепления к взлетной ступени; 2 — бак горючего; 3—кон-
струкция для крепления двигателя; 4 — отсек для размещения антенны, работаю-
щей в диапазоне S; 5 — двигатель; 6 — корпус ступени; 7 — теплоизоляция; 8—теп-
лозащитный экран; 9— переднее устройство для крепления к взлетной ступени;
10 — бак окислителя; И — бак горючего; 12 — отсек для батарей; 13 — бак окисли-
теля; 14 — бак жидкого гелия; 15 — кожух двигателя 5; 16, 17 — элементы шасси;
18— опора шасси; 19 — радиолокатор, используемый при посадке; 20 — стойка шас-
си; 21 — «замок» шасси; 22—отсек для научных приборов и оборудования; 23—шар-
нирный подвес двигателя 5; 24 — место крепления к лунной кабине переходника
между ракетой-носителем «Сатурн V» и кораблем «Аполлон»; 25—кронштейн;
26 — бак окислителя; 27 — бачок с водой
41
Рис. 33. Взлетная ступень лунной кабины
/ —блок ’ системы наведения; 2 — крышка верхнего люка; 3 — паз;
4 — бак горючего для двигателей системы ориентации; 5 — редуктор
в системе подачи сжатого гелия; 6 — задний отсек с оборудованием;
7 — баллон со сжатым гелием для подачи компонентов топлива в
двигатели системы ориентации; 8 — бак окислителя для двигателей
системы ориентации; 9 — бак горючего для основного двигателя;
10 — кожух основного двигателя; 11 — кабина космонавтов; 12 — перед-
нее устройство для крепления к посадочной ступени; 13 — передний
люк; 14 — окно кабины космонавтов; /5 — телескоп
42
Рис. 34. Кабина космонавтов (макет)
Рис. 35. Космонавты в кабине
/ — приборная доска; 2 —окно: 3 — пояс подвес-
ной системы
43
Рис. 36. Космонавты в лунной кабине
а — вид сбоку; б — вид спереди
Кабина космонавтов имеет два люка: верхний и передний. Верх-
ний люк, к которому ведет туннель диаметром 81 см, служит для пере-
хода космонавтов из отсека экипажа в лунную кабину и обратно. Пе-
редний люк (81X81 см) служит для выхода космонавтов на поверх-
ность Луны. Крышки обоих люков открываются внутрь. Перед тем как
открыть крышку переднего люка, космонавты должны разгерметизиро-
вать кабину. У переднего люка смонтирована алюминиевая лестница
для спуска на поверхность Луны. В верхней части лестницы имеется
площадка [84, 85].
2. Система жизнеобеспечения лунной кабины
Система жизнеобеспечения лунной кабины космического корабля
«Аполлон» (рис. 37) рассчитана на максимальную продолжительность
работы 49 час. Космонавты дышат чистым кислородом. В нор-
мальных условиях обеспечивается давление кислорода в скафандрах
0,34—0,37 кг!см2, в аварийных условиях — 0,25—0,27 кг/см2. Номиналь-
ное давление в кабине 0,35 кг/см2. В случае падения давления в кабине
ниже 0,30 кг!см2 автоматически срабатывает регулятор, обеспечивающий
повышение давления до номинального [86, 87].
Рис. 37. Размещение оборудования системы жизнеобеспече-
ния лунной кабины (три баллона с кислородом не показаны)
1— баки с водой; 2— клапан стравливания давления (стравливание
производится на участке выведения у Земли н перед выходом кос-
монавта на поверхность Луны); 3— испаритель воды; 4— люк для
перехода в отсек экипажа; 5 — испаритель гликоля; 6'—аккумулятор
гликоля; 7 — испаритель фреона; 8 — заправочные горловины для во-
ды и гликоля; 9 — регулятор давления в кабине космонавтов; 10—за-
пасной сосуд для поглощения углекислого газа; 11, 12 — теплообмен-
ники и вентиляторы в кабине; 13 — блок насосов гликоля; 14 — бак
с водой па посадочной ступени; 15 — люк для выхода на поверхность
Луны
Система жизнеобеспечения лунной кабины весит 103 кг (без запа-
са питьевой воды). Потребляемая мощность 251 вт. Помимо обычных
требований к системам жизнеобеспечения космических аппаратов, эта
система должна удовлетворять некоторым специальным требованиям:
1. Запас кислорода должен быть рассчитан на многократное на-
полнение кабины (при выходе космонавтов на поверхность Луны ка-
45
бина разгерметизируется, поскольку шлюзовая камера в ней не преду-
смотрена) и на заправку автономной ранцевой системы PLSS, которой
будут пользоваться космонавты при выходе на поверхность Луны.
2. Оборудование системы жизнеобеспечения должно, по возможно-
сти, устанавливаться на посадочной ступени лунной кабины, с тем что-
бы максимально облегчить взлетную ступень. Например, общий запас
питьевой воды должен распределяться между посадочной и взлетной
ступенями в отношении 4:1.
3. Блоки системы жизнеобеспечения лунной кабины и автономной
ранцевой системы жизнеобеспечения PLSS должны быть, по возможно-
сти, взаимозаменяемы.
Схема системы жизнеобеспечения лунной кабины показана на
рис. 38.
Кислород хранится на посадочной и взлетной ступенях в баллонах
под давлением 70 и 210 кг!см2. В редукторе обеспечивается понижение
давления до 0,35 кг]см2. Редуктор — одноступенчатый, в его конструк-
ции используется только один клапан, что, по заявлениям американ-
ских специалистов, является большим достижением конструкторов си-
стемы жизнеобеспечения.
Кислород, подаваемый в скафандры космонавтов, предварительно
подогревается в теплообменнике 12 (см. рис. 38). Циркуляцию кислоро-
да через кабину космонавтов (2,3 кг/мин) обеспечивают два вентилято-
ра 6. Расход кислорода контролируется автоматическим электро-
механическим клапаном*, связанным с датчиком давления* в кабине1.
Подачу кислорода в кабину могут регулировать и сами космонавты.
Специальные клапаны* обеспечивают стравливание давления в кабине
космонавтов. Это производится перед выходом космонавтов на поверх-
ность Луны. Возможно также, что частичное стравливание потребуется
для уравнивания давления в кабине и отсеке экипажа при переходе
космонавтов из отсека в кабину и обратно. При нормальных условиях
смесь газов (кислород, углекислый газ и пары воды) из скафандров
выпускается в кабину и оттуда поступает на очистку от углекислого га-
за и паров воды. При падении давления в кабине смесь газов из ска-
фандра в кабину не поступает, а идет на очистку непосредственно из
скафандров. Перед выходом космонавтов из кабины на поверхность
Луны подача кислорода в их скафандры прекращается (кислород идет
по обводному трубопроводу). Для очистки от углекислого газа смесь
поступает в больший из сосудов 14, содержащих гидроокись лития и
активированный уголь. Запас этих веществ в большем сосуде (услов-
но называется сосудом типа А) рассчитан на 41 человекочас. На бор-
ту находятся два сосуда типа А (один резервный) и 8 меньших сосу-
дов типа Б. Два сосуда типа Б находятся в ранцевых системах космо-
навтов, один включен в контур, где должен использоваться во время
переключения с основного сосуда типа А на резервный, остальные пять
сосудов типа Б — резервные. После очистки от углекислого газа смесь
кислорода с парами воды проходит через испаритель 15 для предвари-
тельного охлаждения, а затем поступает в теплообменник (смонтирован
в одном блоке с испарителем 15), где охлаждает'< до 7°С, в резуль-
тате чего происходит конденсация паров воды. Отделение воды про-
изводится в двух центробежных (вращающиеся барабаны) сепарато-
рах 13. Отделившаяся вода собирается трубками Пито и отводится в
1 Звездочкой помечены элементы оборудования системы жизнеобеспечения, не по-
казанные на рис. 38.
46
Рис. 38. Схема системы жизнеобеспечения лунной кабины
/ — испаритель гликоля («сублиматор»); 2 — электронное оборудование резервной системы наведения; 4 — блок насосов гли-
коля; 5 — охлаждаемые пластины для монтажа оборудования; 6 — вентиляторы, обеспечивающие циркуляцию кислорода че-
рез кабину космонавтов; 7 — регулятор температуры в кабине космонавтов; 8 — теплообменник (гликоль-гликоль); 9— си-
стема наведения; 10 — клапан подачи кислорода для аварийного наддува кабины космонавтов; // — клапан для регулирова-
ния температуры в скафандрах; /2 — теплообменник (гликоль—кислород); 13 — сепаратор воды; 14 — сосуд для поглощения
углекислого газа; 15 — испаритель воды, под ним теплообменник (гликоль—кислород), смонтированный в одном блоке с ис-
парителем; 16 — вентиляторы, обеспечивающие рециркуляцию кислорода через скафандры; 17 — баки с водой; 18 — испари-
тель воды: 19—аккумулятор гликоля; 20— испаритель фреона; 2/— подача кислорода из бачков, расположенных на поса-
дочной ступени; 22 — подача кислорода из бачков, расположенных на взлетной ступени; 23 — патрубок для заправки водой
автономной ранцевой системы PLSS; 24 — патрубок для заправки кислородом ранцевой системы PLS5
испаритель 15. Очищенный от воды кислород проходит через теплооб-
менник 12 и поступает в скафандры. При нагреве кислорода в теплооб-
меннике 12 происходит снижение относительной влажности до расчетно-
го уровня. Для обеспечения рециркуляции кислорода через скафандры
имеются два вентилятора 16 (один из них резервный).
В системе терморегулирования лунной кабины используется водный
раствор гликоля (35% гликоля, 65% воды). Мощность системы
2880 ккал!час. Согласно расчетам, 67% мощности затрачивается на ох-
лаждение оборудования, 16% на регулирование температуры в скафанд-
рах и кабине космонавтов (максимальный расход 228 ккал)час на чело-
века) и 17% на прочие нужды. Раствор гликоля с помощью четырех на-
сосов 4 (один из них резервный) прокачивается через трубопроводы ос-
новного контура, обеспечивая охлаждение системы наведения 9 и прочей
электронной аппаратуры, а также кислорода в теплообменниках (кроме
теплообменника 12, где гликоль нагревает кислород). Расход гликоля в
теплообменнике 12 космонавты могут регулировать. Это позволит кон-
тролировать температуру в скафандрах. Из теплообменника 12 гликоль
поступает в теплообменник <8, а затем в сублиматор 1, где отдает часть
тепла. Перед возвращением в основной контур гликоль отдает еще часть
тепла в испарителе фреона 20.
Вода хранится в трех баках: один (146 л) на посадочной ступени и
два (по 18 л) на взлетной ступени. Вода из баков вытесняется сжатым
азотом, который давит на эластичную диафрагму. Вода требуется для
питья, охлаждения «белья» космонавтов, а также для обеспечения ра-
боты испарителей и сублиматора [88].
Головной по разработке и изготовлению системы жизнеобеспечения
является фирма Hamilton Standart.
При выходе из лунной кабины на поверхность Луны космонавты
должны использовать автономную ранцевую систему жизнеобеспечения
PLSS1 (рис. 39, 40, 41). Габариты системы 66x50x26,7 см, вес~ 30 кг
[89, 90}. Сторона ранца, прилегающая к скафандру, выгнута по форме
тела космонавта, противоположная сторона скруглена, чтобы космонавт
мог легко перевернуться со спины на грудь в случае падения. Основной
запас кислорода (0,45 кг) хранится в баллоне 5 под давлением 70 кг!см1 2.
Баллон заправляется кислородом от системы жизнеобеспечения лунной
кабины. Кислород из баллона подается в скафандр при температуре
!5,5°С. Сначала кислород попадает под шлем. Часть кислорода космо-
навт вдыхает, а остальная часть, увлекая с собой углекислый газ и пары
воды, проходит через весь скафандр, обеспечивая его наддув и вентиля-
цию. Из скафандра смесь кислорода с углекислым газом и парами воды
поступает в сосуд2 6, содержащий гидроокись лития и активированный
уголь, поглощающие углекислый газ. Из сосуда 6 кислород, содержащий
пары воды, поступает в сублиматор 7, где охлаждается до 7°С, пары во-
ды при этом конденсируются. Затем вода отделяется в сепараторе 9 и
собирается в специальнохм резервуаре 10, а очищенный кислород в смеси
со свежим кислородом из баллонов 5 подается в скафандр. Циркуляцию
кислорода обеспечивает вентилятор 8. Разъемы для подсоединения вход-
1 Portable Life Support System — портативная система жизнеобеспечения.
2 Сосуд типа Б.
48
Ранцевая система
Рис. 39. Ранцевая система жизнеобеспечения
1 — аварийный запас кислорода; 2 — клапан на трубопроводе для продувки; 3 — радиооборудование
для двусторонней связи; 4— радиооборудование для односторонней связи; 5 — баллон с основным
запасом кислорода; 6 — сосуд с реактивами для поглощения углекислого газа; 7 —сублиматор;
8 — вентилятор; 9 — сепаратор воды; 10 — резервуар для воды; 11 — батареи; 12 — регулятор расхо-
да воды, охлаждающей белье; 13 — сборник мочи; 14 — предохранительный клапан
Условные обозначения
р—। — аварийный запас кислорода,
— основной запас кислорода,
ЯВ — кислород (снабжение скафандра),
Г77Х — вода (охлаждение белья),
ггу — смесь кислорода с водой,
— вода (обеспечение работы сублиматора),
f—I — электрический кабель,
0 — регулятор давления,
_ ручной отсечной и регулирующий клапаны,
(S — датчик давления,
— датчик температуры,
ф — обратный клапан,
ф — манометр,
СГф — наушники,
---— электрический провод,
—О — микрофон,
_щ_ — электрическое соединение.
49
г
Рис. 40. Размещение отдельных узлов ран-
цевой системы
Рис. 41. Ранцевая система PLSS
/ — сублиматор; 2 — сосуд с реактивами для по-
глощения углекислого газа; 5 — аккумулятор во-
ды; 4 — баллон с основным запасом кислорода;
5 — вентилятор, 6 — бачок с водой; 7 — горлови-
ны для заправки и слива бачка 6; 8 — клапан;
9 — регулятор подачи кислорода из основного за-
паса; 10 — горловина для заправки кислородом:
11 — отсечной клапан на трубопроводе воды;
12 — клапан на трубопроводе воды; 13 — основ-
ные источники электропитания; 14 — электромо-
тор и насос; 15 — сепаратор воды; 16 — устрой-
ство для крепления ранца в отсеке экипажа ко-
рабля «Аполлон»
51
ного и выходного трубопроводов кислорода расположены концентричес-
ки, внешний диаметр составляет всего 7,6 см. Концентрическое располо-
жение трубопроводов снижает вероятность возникновения утечки.
Помимо основного запаса кислорода в ранце, космонавт, выходящий
из лунной кабины на поверхность Луны, будет иметь аварийный запас
кислорода (113 г), который хранится под давлением 527 кг/см2 в балло-
не, смонтированном на шлеме космонавта (сзади). Редуктор обеспечи-
вает снижение давления до 0,246 кг/см2 (расчетное давление в скафанд-
ре космонавта). Предусмотрено два режима расхода аварийного запаса
кислорода: один при полном выходе из строя ранцевой системы подачи
кислорода, второй—для восполнения возникшей утечки в этой системе.
В первом случае аварийного запаса кислорода хватит на 5 мин, во вто-
ром — на период до 1,5 час [91].
Ранцевая система рассчитана на 3 час нормальной и еще 1 час
аварийной работы. Оборудование терморегулирования ранцевой систе-
мы должно обеспечивать отвод тепла со средней скоростью 400 ккал/час
и максимальной скоростью 500 ккал/час [89, 90]. Охлаждение обес-
печивается циркуляцией воды в «белье» космонавтов. Циркуляция
осуществляется с помощью насоса. Расход воды 1,8 кг/мин, дав-
ление 1,05 кг/см2, температура на входе 7°С, на выходе 11,7°С. Из
«белья» вода поступает в сублиматор, где отдает тепло в окружающее
пространство. Стенки сублиматора пористые (спеченный металлический
порошок). Внутри корпуса проходят трубопроводы, по которым проте-
кает смесь газов, а также трубопроводы, по которым протекает вода.
Пространство между трубопроводами заполнено водой, находящейся
под небольшим давлением. Эта вода постепенно проникает сквозь по-
ристую стенку, замерзает и сублимирует, отводя тепло от трубопрово-
дов. В контуре циркуляции воды имеется аккумулятор [91].
Головной по проектированию и изготовлению ранцевой системы жиз-
необеспечения является фирма Hamilton Standart.
Система PLSS включает в себя блок связного оборудования (разме-
ры блока 30,5X15,2X3,2 см), которое обеспечивает радиотелефонную
связь, а также передачу телеметрической информации одновременно по
семи каналам. По одному каналу должны передаваться физиологические
данные, по остальным — данные о давлении в скафандре, количестве ки-
слорода и т. п. Если отклонения в работе установки PLSS становятся
критическими, то специальное автоматическое устройство подает преду-
предительный звуковой сигнал. Другое автоматическое устройство пред-
назначено для включения подачи кислорода из аварийного запаса, как
только основной запас будет израсходован [89, 90].
3. Система наведения и навигации
Система наведения и навигации лунной кабины разработана При-
борной лабораторией Л4ассачусетского политехнического института. Го-
ловной по изготовлению системы является фирма AC Electronics. Си-
стема (рис. 42) включает в себя цифровое вычислительное устройство
фирмы Raytheon, пульт фирмы Raytheon для ввода данных в это устрой-
ство и получения из него информации, инерциальный измерительный
блок фирмы AC Electronics, телескоп фирмы Kollsman, радиолокатор
фирмы Ryan (рис. 43), обеспечивающий посадку лунной кабины на по-
верхность Луны, радиолокатор фирмы RCA, обеспечивающий встречу
взлетной ступени лунной кабины с основным блоком корабля «Аполлон»
на селеноцентрической орбите, приемоответчик фирмы RCA и пять бло-
52
Рис. 42. Приборное оборудование кабины космонавтов во
взлетной ступени лунной кабины
1— панель переключателей; 2 — панель (что будет смонтировано на
этой панели, еще не определено); 3 — панель переключателей пиро-
технических устройств; 4 — панель с переключателями источника
света; 5 — приборная панель основной системы наведения и навига-
ции; 6 — панель с устройствами для управления радиолокаторами,
системой ориентации и нагревателями; 7 — центральная панель ко-
мандира; 8 — центральная панель пилота; 9 — приборная панель ава-
рийной системы наведения; 10— панель переключателей; // — панель
регуляторов системы электропитания; 12 — панель регуляторов радио-
систем
Рис. 43. Электронный блок и плоская антенна радио-
локатора фирмы Ryan
53
ков согласования данных CDU фирмы AC Electronics. Цифровое вычис-
лительное устройство, пульт, инерциальный измерительный блок и блоки
CDU, установленные в лунной кабине, практически аналогичны соответ-
ствующим устройствам в основном блоке. Телескоп служит для установ-
ки гиростабилизированной платформы по азимуту (путем определения
направления на два или более опорных светила). Радиолокатор фирмы
Ryan служит для определения скорости и высоты полета лунной кабины
относительно поверхности Луны. Для определения скорости радиолока-
тор работает в режиме непрерывного излучения, при этом измеряется
допплеровский сдвиг частоты. Для определения высоты радиолокатор
работает в режиме радиолокационного альтиметра. Антенна радиолока-
тора состоит из четырех передающих и четырех приемных элементов. Три
передающих элемента используются для определения скорости, четвер-
тый—для определения высоты. Информация о высоте и скорости вводит-
ся в вычислительное устройство, а с высоты 12 км и до момента посадки,
кроме того, поступает на индикатор на пульте управления космонав-
тов [92].
Радиолокатор фирмы RCA (вес 32 кг) предназначен для определе-
ния дальности, радиальной скорости, углов и угловой скорости. Он ра-
ботает в диапазоне X и использует антенну Кассегрейна с первичным
отражателем диаметром 51 см и вторичным отражателем диаметром
10,2 см (рис. 44). Угол обзора радиолокатора 225X140°. Номинальная
потребляемая мощность 110 вт, максимальная (при работе в режиме
сопровождения цели) 145 вт. Излучаемая мощность 0,3—0,5 вт, отноше-
ние сигнал/шум не менее 10 дб. Рабочий диапазон до дальности
25 м—740 км, по относительной скорости ±1,5 км!сек. Максимальная
допустимая погрешность радиолокатора указана в табл. 8 [93].
Таблица 8
Максимальная допустимая погрешность
В определении дальности В диапазоне 180л/—9,3 км В диапазоне 9,3—740 км 1 % 0,25 %
В определении радиальной скорости В диапазоне 180 м-~9,3 км В диапазоне 9,3—740 км 1 % 0,25 %
В определении углов На дальности 370 км На дальности 555 км 2 мрад 3 мрад
В определении угловой скорости На дальности 185 км На дальности 740 км ± 0,2 мрад/се к ±0,4 мрад/сек
Радиолокатор работает в автоматическом режиме (по командам вы-
числительного устройства) или управляется космонавтами. На больших
расстояниях радиолокатор использует приемоотвегчик на основном бло-
ке, а на малых расстояниях может работать и без приемоотвегчика. Если
в предполагаемое место посадки лунной кабины будет доставлен радио-
маяк для ее наведения, то радиолокатор фирмы RCA сможет использо-
ваться и для наведения на радиомаяк. Для стабилизации антенны
этого радиолокатора используются гироскопы [92].
54
Наряду с радиолокационной системой, обеспечивающей встречу на
селеноцентрической орбите, в качестве запасной, по-видимому, будет
установлена система на основе измерителя дальности, работающего в
метровом диапазоне и, использующего некоторые блоки имеющегося на
корабле «Аполлон» связного оборудования метрового диапазона, что
позволит сэкономить вес. Измеритель дальности (вес не свыше 2,5 кг)
предполагают установить на основном блоке, а приемоответчик (вес
1,4 кг) — на взлетной ступени лунной кабины [445].
Рис. 44. Антенна радиолокатора,
фирмы RCA
Установленная в лунной кабине система управления полетом вклю-
чает в себя вычислительное устройство фирмы RCA, которое преобразует
информацию, поступающую от системы наведения и навигации, в коман-
ды, поступающие на основные двигатели взлетной и посадочной ступеней
и на двигатели системы ориентации. Космонавты могут брать управле-
ние двигателями на себя, используя данные индикатора положения.
Данные на этот индикатор поступают от инерциального блока (через
цифровое вычислительное устройство), скоростных гироскопов или от
аварийной (запасной) системы наведения.
Аварийная система наведения используется в случае выхода из
строя основной системы или в случае необходимости аварийного воз-
вращения лунной кабины к основному блоку. Система включает в себя
цифровое вычислительное устройство (емкость памяти 4096 кодов),
пульт для ввода данных и получения информации от этого устройства и
инерциальный измерительный блок без гироплатформы. Такая система
наведения была выбрана для экономии объема, хотя и за счет некото-
рого уменьшения точности. Последнее не считают большим недостатком,
поскольку система потребуется только в аварийной ситуации, а до этого
заложенная в ней информация будет постоянно обновляться.
4. Энергетическая установка
Согласно первоначальным планам, в лунной кабине предполагалось ’
устанавливать водородо-кислородные топливные элементы, как и в ос-
новном блоке. В начале 1965 года NASA приняло решение отказаться
от топливных элементов в лунной кабине и заменить их химическими
батареями, которые более надежны.
55
Источниками электропитания на посадочной ступени служат четыре
серебряноцинковые батареи общим весом 63,5 кг. Емкость батарей
400 а-час, они вырабатывают ток напряжением 28 в.
Источниками электропитания на взлетной ступени служат две се-
ребряноцинковые батареи общим весом 59 кг. Емкость батарей
300 а-час, они вырабатывают ток напряжением 28 в [100, 101].
5. Связное оборудование
Радиосистема лунной кабины включает в себя унифицированную
систему USBS сантиметрового диапазона и систему КВ-диапазона.
Система USBS использует приемопередатчик фирмы Motorola (час-
тота передачи 2282,5 Мгц, частота приема '2101,8 Мгц), усилитель мощ-
ности фирмы Raytheon, диплексер фирмы Rantec, две всенаправленные
антенны, а также поворотную антенну фирмы Dalmovictor (рис. 45) с
отражателем диаметром 0,6 м и шириной диаграммы направленности
13°. Эта антенна монтируется на кронштейне длиной 1,2 м. Вес антенны
12,2 кг. Антенна может поворачиваться по двум осям, соответственно,
на 330° и 150° [103—105] После высадки на Луну космонавты установят
на ее поверхности антенну с параболическим отражателем диаметром
3 At, что позволит передавать на Землю с помощью системы USBS те-
левизионные изображения высокого качества.
Рис. 45. Поворотная антенна фирмы Dalmovictor
Система КВ-диапазона, размещенная в лунной кабине, использу-
ет сдублированный передатчик (5 вт; 296,8 Мгц), сдублированный при-
емник (259,7 Мгц), две всенаправленные антенны, а также специальную
антенну, которая будет применяться для связи во время выхода космо-
навтов на поверхность Луны [102].
Космонавты корабля «Аполлон», доставленные на Луну, будут
использовать специально разработанный блок связного оборудования,
являющийся элементом ранцевой системы PLSS (см. стр. 52). Это обо-
рудование обеспечит постоянную голосовую связь космонавтов друг с
56
другом и с Землей, а также передачу телеметрических данных на Зем-
лю с использованием в качестве ретранслятора лунной кабины. Каж-
дый блок включает в себя два AM-передатчика, два АМ-приемника,
ЧМ-приемник и ЧМ-передатчик. Вес каждого комплекта 2,5 кг.
Связь космонавтов, находящихся на Луне, с космонавтом, оставшем-
ся в основном блоке корабля «Аполлон» на селеноцентрической орбите,
будет осуществляться через наземные станции [106].
При посадке на Луну и выходе из лунной кабины переговоры и
комментарии космонавтов будут регистрироваться записывающим уст-
ройством фирмы Leach. Вес устройства ~1 кг, оно рассчитано на 10 час
работы. На одну дорожку записываются голоса космонавтов (0,3—Зкгц),
ВИМ-ЧМ сигналы (4,1—4,7 кгц) и эталонная частота (5,2 кгц). Ско-
рость протяжки ленты 1,5 см)сек. Ожидаемая надежность устройства
0,9998 [92].
6. Бортовые двигатели
На посадочной ступени лунной кабины установлен ЖРД (рис. 46),
предназначенный для перевода лунной кабины с круговой селеноцен-
трической на эллиптическую и обеспечения посадки кабины на поверх-
ность Луны [107, 108]. Длина двигателя 2,3 м; диаметр выходного сече-
ния сопла 1,5 м, степень расширения сопла 47,4 (без насадка 16). Теп-
лозащита абляционная. Двигатель установлен в шарнирном подвесе.
Тяга регулируется в диапазоне 476—4760 кг (форсунки с изменяемым
проходным сечением). Топливо: «аэрозин 50» и четырехокись азота. Со-
отношение компонентов 1,6:1. Система подачи компонентов топлива вы-
теснительная. В системе используется гелий, который хранится в жид-
ком состоянии. Ресурс двигателя 1000 сек. Головной по разработке и
изготовлению этого двигателя является фирма TRW Systems [109].
На взлетной ступени установлен фиксированный ЖРД (рис. 47),
предназначенный для обеспечения старта взлетной ступени лунной каби-
ны с поверхности Луны и встречи с основным блоком корабля. При раз-
работке двигателя встретились трудности и его пришлось модифициро-
вать. В начале 1968 года головная фирма Textron/Bell Aerosystems пе-
редала NASA первый модифицированный ЖРД для взлетной ступени
лунной кабины. Модификация была проведена с целью обеспечения ус-
тойчивого горения, а также уменьшения эрозии камеры сгорания, кото-
рая на некоторых участках достигала глубины 13 мм. Модификация пре-
дусматривала, в частности, изменение конструкции Y-образной перего-
родки, которая подвергалась значительной эрозии (рис. 48) и дополни-
тельную установку кольцевой перегородки (рис. 49).
Вес модифицированного двигателя 95,7 кг, длина 1,3 м, диаметр
выходного сечения сопла 0,84 м. Тяга двигателя 1,6 т, удельная тяга
310 кгсек/кг, топливо: «аэрозин 50» и четырехокись азота. Система по-
дачи топлива вытеснительная. Согласно техническому заданию, двига-
тель должен развивать 90% полной тяги через 310 мсек после прохож-
дения команды на запуск. Через 200 мсек после выключения двигателя
тяга должна падать до 10% полной. Номинальное давление в камере
сгорания 8,4 кг/см2, максимальная температура горения 3040сС. Темпе-
ратура внутренней стенки камеры, имеющей пленочное охлаждение, не
должна превышать 1870°С, внешней стенки—250°С. Такие требования
обусловлены тем, что двигатель находится сравнительно близко к ка-
бине космонавтов. Условия испытаний двигателя предусматривают, что
он должен непрерывно работать 460 сек.
В отношении устойчивости горения техническое задание предусма-
тривает следующее: максимальное допустимое повышение давления 75%
сверх номинального; время, необходимое для восстановления номиналь-
ного давления, не более 20 мсек.
57
Рис. 46. ЖРД посадочной ступени лунной кабины
1 — предварительный клапан; 2 — переключатель в системе регулирования тяги; 3 — клапан регу-
лирования расхода; 4 — трубопроводы подачи компонентов топлива в камеру сгорания; 5 — насадок
на сопло; б — шарнирный подвес; 7 — трубопровод компонента топлива, используемого в регене-
ративной системе охлаждения; 8 — датчик давления; 9 — отсечной клапан
Рис. 47. Двигатель взлетной ступени лунной ка-
бины
Рис. 48. Немодифицированная распылительная головка дви-
гателя после испытаний (видны следы эрозии)
59
Рис. 49. Модифицированная распылительная головка двига-
теля (видны Y-образная и кольцевая перегородки)
60
На корпусе взлетной ступени лунной кабины на специальных крон-
штейнах установлены 4 блока ЖРД системы ориентации. Каждый блок
включает в себя четыре ЖРД, расположенных крестом. Тяга каждого
двигателя 45 кг. Топливо «аэрозин-50» и четырехокись азота. Система
подачи топлива вытеснительная. Двигатель имеет пленочное охлаж-
дение. Минимальная продолжительность импульса 10 мсек. По своему
устройству эти двигатели аналогичны вспомогательным двигателям, ус-
тановленным на корпусе двигательного отсека. В конструкции камеры
сгорания использован молибден. Головной по разработке и изготовле-
нию этих двигателей является фирма Marquardt [3].
7. Научное оборудование для исследований на Луне
Для проведения научных исследований на Луне в посадочной ступе-
ни лунной кабины будет размещен комплект ALSEP1 (вес 95 кг, зани-
маемый объем 0,4 л/3), включающий в себя научные приборы, оборудо-
вание для геологических исследований, телеметрическую систему и ра-
диоизотопную энергетическую установку (111].
а. Научные приборы предназначены для проведения измерений пос-
ле отлета космонавтов. Космонавты расставляют приборы по поверхно-
сти Луны и приводят их в рабочее положение. В дальнейшем прибора-
ми, рассчитанными на работу в течение 6—12 месяцев, управляют с Зем-
ли. Ниже перечисляются приборы, разрабатываемые для комплекта
ALSEP.
1. Трехосный сейсмометр («пассивный сейсмометр»). Три чувстви-
тельных элемента (в каждом по два датчика) этого прибора расположе-
ны взаимно перпендикулярно в шарнирном подвесе. Один датчик реги-
стрирует сейсмические волны с периодом 10—15 сек, второй — с перио-
дом 0,5—1 сек, что позволит обнаруживать смещения лунной коры ве-
личиной до 1 микрона и гравитационные возмущения до 8 мкгал. Сей-
смометр включается по команде с Земли [112].
2. Геофоны («активные сейсмометры») предназначены для регист-
рации сейсмических колебаний, вызываемых взрывом фугасного заряда
специальных гранат, снабженных РДТТ. Гранаты запускаются из пус-
ковых труб после завершения всех прочих исследований (примерно че-
рез год после отлета космонавтов) по команде с Земли. Комплект вклю-
чает в себя 4 гранаты с двигателями различной тяги (2270; 1110; 770 и
570 кг). Дальность полета гранат 1500; 900; 300 и 150 м [123].
3. Трехосный магнитометр. Прибор измеряет напряженность маг-
нитного поля в диапазоне 0—800 гамма с точностью 0,25 гамма. Магни-
тометр имеет три стержня длиной по 0,9 м с чувствительными элемента-
ми на концах. По командам с Земли чувствительные элементы могут
вращаться с помощью специальных электромоторов [111].
4. Спектрометры частиц средней и низкой энергии в солнечной плаз-
ме. Приборы регистрируют электроны с энергией до 1370 эв и протоны
с энергией до 9600 эв.
5. Детектор ионов, имеющих скорость больше тепловой.
6. Приборы для измерения теплового потока, идущего из недр Лу-
ны к ее поверхности. Приборы будут помещаться в скважины (диаметр
2,54 см, глубина 3 jh), высверливаемые в лунном грунте электробуром.
1 Apollo Lunar Surface Experiments Package — контейнер с приборами, доставляе-
мый на поверхность Луны кораблем «Аполлон».
61
Вес электробура на Земле 11,79 кг, размеры 11,4x25,4x31,7 см [116].
Головка бура, изготовленная из карбида вольфрама, совершает враща-
тельное и возвратно-поступательное движение (300 оборотов и 2700 уда-
ров в минуту). Скорость бурения базальтов 5 см!мин, более мягких по-
род— 15 cmImuh. Электропитание обеспечивается батареей, рассчитан-
ной на 40 мин непрерывной работы бура. Он снабжен тонкостенным
цилиндрическим кожухом, который при извлечении бура может остав-
ляться в скважине для предотвращения осыпания стенок. При бурении
космонавт должен встать на подножку бура, чтобы давить на него сво-
им весом (на Луне собственный вес бура будет составлять менее 2 кг)
[120, 121].
7. Детектор протонов и электронов у лунной поверхности. Этот при-
бор, использующий две группы по 6 ориентированных датчиков, позво-
лит определить, изменяется ли характеристика солнечной плазмы под
влиянием тепловых излучений поверхности Луны [113, 114, 115].
В табл. 9 приведены дополнительные данные о перечисленных при-
борах.
Таблица 9
Вес, кг Потреб- ляемая мощ- ность, вт Число 10-знач- ных кодов в формате Число выпол- няемых команд Время, по- требное для установки, мин Размеры, см
Прибор

1. Сейсмометр („пассивный сейсмометр") 1 12,20 7,5 1 43 15 6 28,6 (диа- метр) Х43,2
2. Геофоны („ак- тивные сей- смометры") 10,48 3,8 64 10 10,2X10,2Х ХЮ,2
3. Магнитометр 6,53 6,1 7 8 6 63,5x26,6х Х29,2
4. Спектрометры частиц в сол- нечной плазме 4,72 5,0 4 2 4 27,9x22,9Х Х35,6
5. Детектор ио- нов, имеющих скорость боль- ше тепловой 5,53 5,5 । 5 5 8 39,4X22,9х ХП,4
6. Приборы для измерения те- плового пото- ка, идущего из недр Луны к ее поверх- ности 4,31 6.0 1 10 75 9,52х9,52х Х64,8
7. Детектор про- тонов и элек- тронов у лун- ной поверхнос- ти 2,22 1 5,2 6 1 8 1 4 11,4x25,4Х Х31,7
При первой высадке космонавтов корабля «Аполлон» на Луну ком-
плект ALSEP будет включать в себя только приборы 1—4 [116].
62
б. Оборудование для геологических исследований, с которым рабо-
тают космонавты во время пребывания на Луне, включает в себя:
1. Геологический молоток для отбивания образцов горных пород,
которые будут доставлены на Землю.
2. Гномон для определения высоты Солнца над горизонтом во вре-
мя фотографирования (гномон и отбрасываемая им тень должны быть
в кадре).
3. Совковую лопату.
4. Трубки-пробоотборники (диаметр 2,54 см, длина 30,5 см), кото-
рые будут вбиваться в поверхность Луны для получения колонок грунта.
5. Жесткую щетку для очистки образцов (черенок щетки приспособ-
лен для маркировки образцов).
6. Увеличительное стекло, весы, а также прибор для определения
положения (удаление от лунной кабины и азимут) того места, с которо-
го был взят образец. Весы необходимы потому, что вес образцов, ко-
торые могут быть доставлены на Землю, ограничен 36,3 кг.
7. Два вакуумированных контейнера, в которых геологические об-
разцы должны быть доставлены с Луны на Землю. Контейнер (рис. 50)
должен иметь длину 48,2 см, ширину 29,2 см и высоту 20,3 см. Вес пус-
того контейнера 6,1 кг. В контейнере должен поддерживаться вакуум
7,6-10-3 мм рт. ст. В каждом контейнере должны размещаться сравни-
тельно крупные образцы грунта общим весом 16,8 кг, а также две ци-
линдрические капсулы: одна с пробой «лунной атмосферы», вторая — с
мелкими образцами грунта, которые должны находиться в условиях
особо глубокого вакуума [12].
Рис. 50. Вакуумированный контейнер
8. «Ударник» для подрыва пиротехнических зарядов. Запас заря-
дов в ударнике равен 20. Длина ударника составляет 1,2 м. Сейсмичес-
кие колебания, вызванные взрывами пиротехнических зарядов, регист-
рируются геофонами. Как полагают, это позволит произвести сейсмичес-
кое зондирование лунных пород до глубины 150 м.
63
в. Телеметрическая система предназначена для передачи данных от
приборов в реальном масштабе времени, а также с записи. Вес систе-
мы — 16,2 кг, потребляемая мощность ~19,5 вт, информативность
1600 бит!сек [6]. Выходная мощность телеметрического передатчика 1 вт,
он работает в диапазоне 2270—2300 Мгц. В системе используется фикси-
рованная антенна (ширина диаграммы направленности 23°, максималь-
ный коэффициент усиления 16 дб) [118].
г. Радиоизотопная энергетическая установка SNAP-27 предназначе-
на для электропитания приборов и телеметрической системы комплекта
ALSEP в течение года. Вес установки 17 кг. Цилиндрический корпус
(диаметр 152 мм, высота 457 мм) изготовляется из бериллия. К корпу-
су припаяны (припой из серебряного сплава) бериллиевые лопасти ра-
диатора, снабженные покрытием с высокой излучательной способностью.
Установка использует радиоизотоп Ри238 и обеспечивает выходную мощ-
ность 56 вт (14 в) [9]. Капсула с радиоизотопом до посадки на Луну хра-
нится в специальном контейнере вне корпуса лунной кабины [111].
Рис. 51. Комплект ALSEP (слева блок № 1, справа блок № 2)
Комплект ALSEP состоит из двух блоков (рис. 51). Блок № 1 вклю-
чает в себя научные приборы и телеметрическую систему, блок № 2 —
оборудование для геологических исследований и радиоизотопную уста-
новку SNAP-27. Быстроразъемные соединения позволяют на Земле бы-
стро и легко монтировать блоки комплекта ALSEP в отсеках № 1 и № 2
посадочной ступени, а после посадки на Луну извлекать их для разме-
щения на поверхности Луны. Ниже описывается процедура размещения
на поверхности Луны блоков и отдельных приборов. Отмечается, что
эта процедура была выработана на основе тщательного изучения наи-
более экономных (с точки зрения затрат времени и усилий) действий
космонавтов и предусматривает применение тщательно отработанных
приемов, что позволит максимально использовать ограниченное время,
имеющееся в распоряжении космонавтов.
После посадки лунной кабины на поверхность Луны один из кос-
монавтов открывает крышку люка отсека № 1, извлекает блок № 1, от-
носит его на некоторое расстояние от кабины и ставит на грунт. Затем
он извлекает из отсека № 2 блок № 2 и ставит рядом с блоком Ks 1.
64
После этого космонавт закрывает снабженные теплоизоляцией крышки
люков отсеков № 1 и № 2 (для поддержания теплового режима поса-
дочной ступени), с помощью специального инструмента извлекает кап-
сулу с радиоизотопом (рис. 52) и устанавливает его в установку
SNAP-27 в блоке № 2. Используя мачту антенны в качестве грифа
Рис. 52. Космонавт извлекает капсулу с ра- Рис. 53. Космонавт переносит блоки комп-
дионзотопом из контейнера для помете- лекта ALSEP (слева блок № 1, справа
ния ее в установку SNA Р-27 блок № 2)
«штанги» (рис. 53), он относит оба блока на расстояние ~ 90 м от лун-
ной кабины. Согласно расчетам, на таком расстоянии от лунной каби-
ны блоки не будут повреждены истекающими газами и поднявшейся
пылью при старте взлетной ступени лунной кабины с Луны. Приборы,
особо чувствительные к пыли, имеют крышки, которые сдвигаются по
команде с Земли после того, как взлетная ступень стартовала с поверх-
ности Луны. Приборы, чувствительные к перепаду температур, снабжа-
ются теплозащитными экранами. После установки блоков на расстоя-
нии 90 м от лунной кабины космонавт действует в такой последова-
тельности1:
1. Извлекает из блока № 1 пассивный сейсмометр и относит его на
расстояние 3 м от блока (рис. 54).
2. Извлекает из блока № 1 спектрометры и относит их на расстоя-
ние 1,5 м от блока.
3. Извлекает из блока № 1 детектор ионов и относит его на рас-
стояние 18 м от блока.
4. Извлекает из блока № 1 магнитометр и относит его на расстоя-
ние 15 м от блока.
Затем космонавт устанавливает мачту антенны (в специальном гнез-
де блока № 1), а также экран, предохраняющий электронное оборудова-
ние от солнечных лучей. После этого космонавт бурит в лунном грунте
1 Приводится программа полета, при котором комплект ALSEP включает в се-
бя все приборы, перечисленные в табл. 9.
65
Рис. 54. Размещение отдельных приборов комплекта ALSEP на поверхности Луны
7 — радиоизотопная установка SNAP-27; 2 — пассивный сейсмометр; 3— экран, предохраняющий
электронное оборудование блока № 1 от солнечных лучей; 4 — спектрометры частиц средней и низ-
кой энергии в солнечней плазме; 5 — магнитометр; 6 — детектор ионов
66
три скважины диаметром 2,54 см и глубиной 3 м. Бурение скважин про-
изводится на угловом расстоянии 120° друг от друга по окружности
радиусом 7,6 м с центром в месте расположения блока № 1. В скважи-
нах космонавт размещает три прибора для измерения теплового потока.
Затем космонавт устанавливает комплект гранат (под углом 45°). Для
регистрации сейсмических колебаний, вызванных взрывами гранат, кос-
монавт установит три геофона: первый у блока № 1, второй на полпути
от блока № 1 к лунной кабине и третий у лунной кабины. Второй и тре-
тий геофоны космонавт установит на обратном пути от блока № 1 к лун-
ной кабине. На этом пути он также произведет 15 подрывов пиротехни-
ческих зарядов с помощью ударника (через каждые 6 м). Сейсмические
колебания, вызванные этими подрывами, будут регистрироваться геофо-
ном у блока № 1, а после того как космонавт пройдет полпути к лунной
кабине, и вторым геофоном [118].
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «САТУРН V»
Вывод космических кораблей «Аполлон» на траекторию полета к
Луне будет осуществляться сверхтяжелой трехступенчатой ракетой-но-
сителем «Сатурн V» (рис. 55), специально созданной для этой цели. От-
личительной особенностью ракеты «Сатурн V» является использование
водорода в качестве горючего на второй и третьей ступенях, а также
приспособление двигателя третьей ступени для повторного включения.
Ракета может вывести на околоземную орбиту высотой 185 км до 127 т
и на траекторию полета к Луне — до 45 т полезного груза. Длина раке-
ты вместе с кораблем — 110 м, стартовый вес ^2750 т. Основные харак-
теристики ракеты приведены в табл. 10.
Таблица 10
Ракета в целом Первая ступень (S-1C) Вторая ступень (S-2) Третья ступень (S-4B) Отсек оборудо- вания
Длина, м 85,79 42,21 24,99 17,68 0,91
Диаметр корпуса, м 10,06 10,06 10,06 6,58 6,58
Вес, m 2707,1 2126 465 114,3 1,8
Вес топлива, m 2527,5 1995,8 427,3 104,4
Топливо rp-i*+o2 H2+Q2 H2+Q2
Двигательная уста- новка 5ЖРД F-1 5ЖРД J-2 ЖРДЛ-2
Тяга, m 690x5=3450 102x5=510 102
Продолжительность работы, сек -150 390 480
* Углеводородное горючее типа керосина.
В качестве первой ступени на ракете-носителе «Сатурн V» исполь-
зуется ракета S-1C (рис. 56), изготовляемая фирмой Boeing на заводе
в г. Мичуд (шт. Луизиана). Основной конструкционный материал—алю-
миниевые сплавы. Бак горючего имеет вместимость— 658 т, бак окисли-
теля— ~ 1515 т. На первой ступени устанавливается 5ЖРД F-1. Один
68
Рис. 55. Схема ракеты-носителя
«Сатурн V» с космическим ко-
раблем «Аполлон» и САС
А — первая ступень ракеты-носите-
ля: Б — переходник между первой
и второй ступенями; В — вторая сту-
пень с переходником Б; Г — пере-
ходник между второй и третьей сту-
пенями; Д — третья ступень с пере-
ходником Г и отсеком £; Е — отсек
оборудования; Ж — лунная кабина
космического корабля «Аполлон»;
3 — двигательный отсек; И — ко-
рабль «Аполлон» с САС; К — САС;
Л — отсек экипажа; М — переходник
между ракетой-носителем и основ-
ным блоком корабля «Аполлон»
69
Рис. 56. Ракета S-1C
/ — передняя юбка; 2—распределитель газообраз-
ного кислорода для наддува бака окислителя;
3 — бак окислителя; 4 — демпферы колебаний
окислителя в баке; 5 — устройство, предотвраща-
ющее образование воронки на входе в трубопро-
вод 10\ 6 — крестообразная перегородка; 7 — пе-
реходник между баками; 8—бак горючего; 9—тун-
нель для трубопровода окислителя; 10—трубопро-
вод окислителя (внутри туннеля); //—трубопровод
горючего; 12 — силовая рама; 13 — обтекатель;
14—элемент конструкции силовой рамы; /5—верх-
нее кольцо силовой рамы; 16—нижнее кольцо си-
ловой рамы; 17—обтекатель периферийного дви-
гателя; 18—лопасть стабилизатора ; 19—двигатель
F-1; 20 — тормозной двигатель; 21 — трубопровод
газообразного кислорода; 22—трубопровод гелия
для наддува бака горючего; 23—баллоны с гели-
ем; 24—распределитель гелия; 25—клапан для от-
вода паров окислителя; 26 — блок аппаратуры;
27—туннель; 28—штеккерный разъем
70
двигатель жестко крепится по оси ракеты, а остальные установлены по
периферии на шарнирах и могут отклоняться на угол ±7° в двух плос-
костях. До выхода двигателей на режим ракета удерживается на столе
в течение 6—9 сек с помощью специальных рычагов. Двигатель F-1
имеет тягу 690 т. Камера сгорания (диаметр 1 м) и сопло изготовляют-
ся из стальных трубок, которые охлаждаются горючим. Сопло имеет
неохлаждаемый насадок, степень расширения сопла с насадком 16. Для
подачи компонентов топлива в двигатель служит ТНА с турбиной мощ-
ностью 60 000 л. с. Турбина работает от газогенератора, который исполь-
зует
основные компоненты топлива. Система воспламенения топлива в
камере сгорания — химическая.
В качестве второй ступени
па ракете «Сатурн V» исполь-
зуется ракета S-2 (рис. 57),из-
готовляемая фирмой North
American Rockwell на заводе в
г. Хантингтон Бич (шт. Кали-
форния). Основной конструк-
ционный материал—алюминие-
вые сплавы. Баковый отсек ра-
кеты состоит из бака жидкого
водорода емкостью 1,08 млн. л
и отделенного от него перего-
родкой бака жидкого кислорода
емкостью 0,35 млн. л. Обечайка
бакового отсека и переднее
днище имеют теплоизоляцию
(толщина 10 ли/). На ступени
S-2 устанавливаются 5ЖРДЛ-2
с максимальной тягой по 102 т.
Стенки камеры сгорания и соп-
ла собираются из стальных
трубок, которые охлаждаются
жидким водородом. Степень
расширения сопла 27,5. Двига-
тель имеет два ТНА и один га-
зогенератор, работающий на
основных компонентах топли-
ва. Трубопроводы водорода
имеют теплоизоляцию.
В качестве третьей ступени
на ракете «Сатурн V» исполь-
зуется ракета S-4B (рис. 58),
изготовляемая фирмой McDon-
nell Douglas на заводе в
г. Сил Бич (шт. Калифорния).
Основной конструкционный ма-
териал—алюминиевые сплавы.
Баковый отсек разделяется
перегородкой па бак жидкого
водорода и бак жидкого
Рис. 57. Ракета S-2
/--дренажный клапан горючего, 2—переднее дни-
ще бакового отсека; 3—распределитель газообраз-
ного водорода для наддува бака горючего; 4—бак
горючего; 5—емкостный датчик; 6—межбаковая
перегородка; 7 — бак окислителя; 8 — дренажный
трубопровод окислителя; 9, //—плоскости разде-
ления; 10 тормозной двигатель; /2—обтекатель
для кабелей; 13 -демпфер колебаний окислителя
в баке; 14— распредели гель газообразного окисли-
теля в баке; 15 система контроля уровня окис-
лителя в бакс; 16 — емкостный датчик; 17—пере-
пускная магистраль; /«—трубопровод горючего;
19- элемент конструкции, воспринимающей тягу;
20 трубопровод окислителя; 2/--приборы; 22—дви-
гатель J-2; 23—теплозащитный экран
Бак жидкого водорода из
кислорода.
путри выстлан теплоизоляцией. В качестве основного двигателя
на ракете S-4B используется ЖРД J-2. Кроме того, на ракете имеется
два блока по 5 вспомогательных двигателей, которые используются для
управления ракетой по крену, а также для создания ускорения с целью
обеспечения забора топлива из баков перед включением основного дви-
гателя и с целью разделения жидкой и газообразной фаз водорода для
стравливания паров. Основной двигатель ракеты S-4B рассчитан на пов-
торное включение при старте с промежуточной орбиты.
Рис. 58. Ракета S-4B
/--передняя юбка; 2—датчик в баке горючего;
3—датчик уровня горючего в баке; 4—бак горюче-
го; 5—демпфер колебаний; б—вспомогательный
двигатель; 7—датчик в баке окислителя; 8—бак
окислителя; 9—элемент конструкции, воспринима-
ющей тягу; /0—тормозная ракета; //—трубопровод
горючего; /2—верхний штеккериый разъем; 13—си-
стема отвода паров горючего; 14—антенна систе-
мы самоликвидации; /5—трубопровод системы над-
дува бака горючего; 16—баллоны с охлажденным
сжатым гелием; /7—обтекатель кабелей; 18—дат-
чик уровня окислителя ь баке; 19— нижний штек-
керный разъем; 20—баллоны с неохлажденным
сжатым гелием; 21 — трубопровод окислителя;
22—топливный бачок в системе повторного вклю-
чения двигателя; 23— переходник
В отсеке оборудования, находящимся между третьей ступенью и
полезной нагрузкой, размещается оборудование систем наведения, уп-
равления полетом, траекторных измерений, телеметрии, обнаружения
неисправностей, предстартовой проверки, электропитания и охлаждения.
Для запуска ракет «Сатурн V» на мысе Кеннеди создан специаль-
ный стартовый комплекс № 39 (рис. 59), который включает в себя зда-
ние для вертикальной сборки ракет, Центр управления запусками и три
72
Рис. 59. План стартового комплекса № 39
/—площадка, на которой находятся здание для вертикальной сборки ракет и здание Центра управ-
ления запусками; 2 — здание обслуживания; 3 — склады; 4 — метеорологическая башня высотой
16 м; 5 —блок кинокамер; 6 — компрессоры; 7 — пост связи; 8 — район размещения мобильной
башни обслуживания (отсюда она доставляется к стендам); 9 — док; 10 — здание для приборного
оборудования; // — канал; /2 —тракт для самоходного шасси; 13— метеорологическая башня вы-
сотой 150 м
73
стартовые площадки с пусковыми стендами (строительство одной из
стартовых площадок законсервировано на неопределенное время). Сту-
пени S-1C и S-2 доставляются на мыс Кеннеди на баржах; ступени S-4B
и отсеки оборудования — на специально переоборудованных транспорт-
ных самолетах. Сборка ракет (в вертикальном положении) производится
в здании для вертикальной сборки, расположенном на расстоянии свы-
ше 5 км от стартовых площадок. Ракеты собираются на стартовых плат-
формах, которые служат также стартовыми столами при запуске. Од-
новременно могут собираться 4 ракеты. В здании для вертикальной сбор-
ки производится также установка на ракету корабля и САС и основная
проверка ракеты и корабля с использованием оборудования, установ-
ленного в Центре управления запусками, который имеет четыре поста
управления и может осуществлять одновременное обслуживание четы-
рех ракет. Стартовая платформа с ракетой и кораблем доставляется на
Рис. 60. Стартовая платформа с ракетой «Сатурн V» и кораблем
па стенде (слева показана мобильная башня обслуживания)
пусковой стенд (рис. 60) по специальному тракту па самоходном шасси.
Па пусковом стенде стартовая платформа с ракетой устанавливается на
специальные опоры, а самоходное шасси используется для доставки к
74
стенду мобильной башни обслуживания. Перед запуском башня увозит-
ся, и к стенду по рельсам доставляется отражатель пламени. После за-
пуска производится ремонт стенда и смена отражателя пламени, затем
на стенд может быть доставлена стартовая платформа со следующей
ракетой.
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «САТУРН 1В»
«Сатурн 1В» — двухступенчатая ракета-носитель NASA (рис. 61)
предназначена для отработки на околоземной орбите отдельных отсеков
космических кораблей «Аполлон», в частности, пилотируемого основного
блока. Ракета-носитель «Сатурн 1В» может вывести на круговую геоцен-
трическую орбиту высотой 185 км полезную нагрузку весом до 18 т.
Основные характеристики ракеты-носителя «Сатурн 1В» и отдельных ее
ступеней приведены в табл. 11.
Рис. 61. Ракета-носитель «Сатурн 1В»
с установленным на ней кораблем
«Аполлон»
В качестве первой ступени ракеты-носителя «Сатурн 1В» использу-
ется ракета S-1B (рис. 62), разработанная Центром Маршалла. Ракеты
S-1B изготовляются фирмой Chrysler на заводе в г. Мичуд (шт. Луизиа-
на). Основной конструкционный материал — алюминиевые сплавы. Из
8 двигателей Н-1, установленных на этой ступени, четыре крепятся на
внутренней, а остальные четыре на внешней части специальной рамы.
Двигатели на внутренней части рамы жестко закреплены под углом 3° к
продольной оси ракеты, двигатели на внешней части рамы установлены
75
в шарнирных подвесах под углом 6° к оси ракеты и используются для
управления ракетой по трем осям. Камера сгорания двигателя Н-1 из-
готовляется из трубок (материал—нержавеющая сталь). Степень рас-
ширения сопла — 8. Каждый двигатель имеет ТНА с турбиной мощно-
стью 3800 л. с. Для раскрутки турбины используется НАД. Система
воспламенения топлива химическая.
Рис. 62. Ракета S-1B
/—восьмиугольная рама;. 2—периферийный топливный бак; 3—центральный топливный бак;
4—центральная часть конструкции 5; 5—конструкция, воспринимающая тягу двигателей;
6—кожух; 7—лопасть стабилизатора
В качестве второй ступени ракеты-носителя «Сатурн 1В» использует-
ся ракета S-4B (см. стр. 71, 72).
Таблица 11
Ракета в целом Первая ступень (ракета S-1B) Вторая ступень (ракета S-4B) Отсек оборудования
Общая длина, м ~43 24,4 17,7 0,91
Диаметр корпу- са, м 6,58 6,58 6,58 6,58
Вес, т -570 -455 114,3 1,8
Вес топлива, т -519,4 —415 104,4
Топливо RP -1 + О2 Hg-f-Og
Двигательная установка 8 ЖРД Н-1 ЖРД J-2
Тяга, т 93x 8=744 102
Продолжитель- ность работы, сек 145 480
Ракеты-носители «Сатурн ТВ» запускаются со стартовых комплек-
сов № 34 и № 37 на мысе Кеннеди. Каждый комплекс имеет один стар-
товый стол. Сборка ракет и установка на них полезной нагрузки про-
изводятся на стартовом столе [124].
76
ПРОГРАММА ПОЛЕТА КОСМИЧЕСКОГО КОРАБЛЯ
«АПОЛЛОН»
Программа полета космического корабля «Аполлон» с целью вы-
садки космонавтов на Луну все еще уточняется. Ниже приводится ориен-
тировочная программа полета, заимствованная из источника [125].
Выведение на траекторию полета к Луне
Корабль «Аполлон», состоящий из основного блока и лунной ка-
бины, с тремя космонавтами на борту запускается ракетой-носителем
«Сатурн V» со стартового комплекса № 39 на мысе Кеннеди. После
включения двигательной установки первой ступени ракета в течение
6 сек (до выхода двигателей на режим) удерживается на стартовой плат-
форме. На вертикальном участке полета (длительность 12 сек) ракета
поворачивается относительно продольной оси для установки заданного
азимута. Отсечка тяги центрального двигателя первой ступени произво-
дится в Г+155 сек, периферийных двигателей— в 7+159 сек. В мо-
мент выключения периферийных двигателей ускорение достигает мак-
симальной величины (4,5 g), ракета находится на высоте — 60 км и на
расстоянии —120 км от места старта. Слежение за ракетой на активном
участке полета первой ступени осуществляется станциями на мысе Кен-
неди и о. Бол. Багама.
После прекращения работы двигательной установки первой ступени
и отделения ступени включается двигательная установка второй ступе-
ни, которая выходит на полную тягу в 7+163 сек. Примерно через
25 сек после этого от корабля «Аполлон» отделяется система аварийно-
го спасения. На активном участке полета второй ступени, а также на
последующих участках полета в случае неисправности системы наведе-
ния ракеты-носителя «Сатурн V» космонавты могут взять управление
на себя, используя систему наведения корабля «Аполлон».
Двигательная установка второй ступени прекращает работу при-
мерно в 7+538 сек. В этот момент скорость ракеты составляет 6,9 км/сек,
высота полета соответствует высоте промежуточной геоцентрической ор-
биты (185 км), а расстояние от места запуска составляет 1670 км. Сле-
жение за ракетой на активном участке полета второй ступени осуществ-
ляют станции на о. Гранд Тёрк и на Бермудских о-вах.
После прекращения работы двигательной установки второй ступени
и ее отделения включается двигательная установка третьей ступени, ко-
торая работает ~ 150 сек, и доводит скорость до 7,8 км/сек. Третья сту-
пень (с неполностью израсходованным запасом топлива) с кораблем
77
«Аполлон» выходит на промежуточную круговую геоцентрическую орби-
ту высотой 185 км (период обращения 88 мин), В момент выхода на эту
орбиту (Г +11,5 мин) ступень с кораблем находится на расстоянии
2780 км от места старта. Слежение за ракетой на активном участке по-
лета третьей ступени осуществляют специально оборудованные морские
корабли, поскольку в этот период ракета будет находиться вне зон ви-
димости наземных станций.
Третья ступень с кораблем должна совершить переход с промежу-
точной геоцентрической орбиты на траекторию полета к Луне на вто-
ром витке, однако в случае необходимости она может совершить по про-
межуточной орбите до трех витков. Разрешение на переход поступает
с Земли не позже, чем за 15 мин до расчетного момента перехода. За
семь минут до этого момента включается автоматический цикл опера-
ций, обеспечивающий вторичное включение двигательной установки
третьей ступени. Эта установка работает 5,5 мин, сообщает приращение
скорости ~ 3 км/сек и выводит ступень с кораблем на траекторию полета
к Луне.
Рис. 63. Схема перестроения отсеков корабля «Аполлон»
а — отбрасывание верхней части переходника между последней ступенью ракеты-носи-
теля «Сатурн V» и основным блоком корабля «Аполлон»: б — поворот основного блока
(на 180°); в — стыковка основного блока с лунной кабиной, отбрасывание нижней час-
ти переходника и отделение третьей ступени ракеты-носителя
/—основной блок корабля «Аполлон»; 2—верхняя часть переходника между третьей ступенью ра-
кеты-носителя «Сатурн V» и основным блоком корабля «Аполлон»; 3—лунная кабина; 4—нижняя
часть переходника
После выхода на траекторию полета к Луне производится перестрое-
ние отсеков корабля: основной блок разворачивается на 180° и присты-
ковывается к лунной кабине, которая находилась внутри переходника
между ракетой-носителем и основным блоком (рис. 63). Затем третья
ступень отделяется. Схема полета корабля показана на рис. 64.
На траектории полета к Луне может быть произведено до трех кор-
рекций с помощью маршевого двигателя корабля. Слежение за кораб-
лем переходит к станциям в Голдстоне, Тидбинбилла и Робледо де Па-
вел а.
78
Посадка на Луну
111
UZ
йз
44
27
31
46
Рис. 6^ Схема полета космического корабля «Аполлон» (изображения для наглядности даются в разном масштабе, переход к более крупному обозначается зигзагом)
47
17
18
33
3
4
19
34
5
35
36
37
третьей
второй
тормоз-
разгон-
контейне-
из взлет-
5
3
2
47
4с
45
42 43
Взлет с Луны
Посадка на Луну
37 fj
32
38
Взлет с Луны
1 — старт трехступенчатой ракеты-носителя
«Сатурн V» с космическим кораблем «Апол-
лон» (экипаж 3 человека);
2 — выключение основных двигателей первой
ступени и ее отделение; включение тор-
мозных двигателей первой ступени и раз-
гонных двигателей второй ступени;
— включение основных двигателей второй сту-
пени;
— сбрасывание переходника между первой и
второй ступенями;
— отделение САС корабля «Аполлон» (после
того как двигатели второй ступени выйдут
на режим, и ракета с кораблем стабилизи-
руется) ;
6 — выключение основных двигателей
ступени и ее отделение, включение
ных двигателей второй ступени и
ных двигателей третьей ступени;
7 — включение основного двигателя
ступени;
8 — выход третьей ступени с кораблем
лон» на круговую геоцентрическую
высотой 185 км и выключение
двигателя;
9 — третья ступень с кораблем «Аполлон» на
геоцентрической орбите (проверяется со-
стояние космонавтов и бортовые системы);
10 — включение разгонных двигателей и вто-
ричное включение основного двигателя
третьей ступени;
11 — переход третьей ступени с кораблем «Апол-
лон» на траекторию полета к Луне и вы-
ключение основного двигателя;
12 — отделение основного блока корабля «Апол-
лон» (отсек экипажа+двигательный отсек);
13 — начало поворота основного блока перед
пристыковкой к лунной кабине;
14 — пристыковка основного блока к лунной ка-
бине;
15 — отделение третьей ступени;
«Апол-
орбиту
основного

16 — коррекции траектории корабля на среднем
участке полета к Луне с помощью марше-
вого двигателя;
— перевод корабля на круговую селеноцен-
трическую орбиту высотой 150 км\
— корабль на круговой селеноцентрической
орбите (проверяется состояние космонавтов
и бортовые системы основного блока и
лунной кабины);
— переход двух космонавтов из отсека экипа-
жа в лунную кабину;
20 — окончательная проверка лунной кабины ;
21 — отделение лунной кабины от основного бло-
ка, ориентация кабины перед включением
двигателя на посадочной ступени;
22 — включение двигателя и переход лунной ка-
бины с круговой селеноцентрической орби-
ты на эллиптическую;
23 — основной блок (в отсеке экипажа остался
один космонавт) на круговой селеноцент-
рической орбите после отделения лунной
кабины;
24 — лунная кабина на эллиптической орбите;
25 — включение двигателя на посадочной ступе-
ни лунной кабины для обеспечения схода
с эллиптической орбиты и сближения с Лу-
ной;
26 — висение лунной кабины над поверхностью
Луны, горизонтальное перемещение над по-
верхностью, начало посадки на поверхность
Луны;
27 — посадка;
28 — старт взлетной ступени лунной кабины с
поверхности Луны (посадочная ступень ос-
тается на Луне);
29 — выход взлетной ступени на эллиптическую
селеноцентрическую орбиту;
30 — взлетная ступень на эллиптической орбите;

31 — коррекция эллиптической орбиты взлетной
ступени с помощью основного двигателя
этой ступени;
32 — переход взлетной ступени с эллиптической
круговую,
основным
38
40
47
42
селеноцентрической орбиты на
сближение и стыковка ступени с
блоком;
— переход космонавтов и перенос
ров с образцами лунных пород
ной ступени лунной кабины в отсек экипа-
жа;
— отделение взлетной ступени (остается на
селеноцентрической орбите);
— основной блок на круговой селеноцентриче-
ской орбите после отделения взлетной сту-
пени лунной кабины (проверяется состоя-
ние космонавтов и бортовые системы);
— начало ориентации основного блока перед
сходом с селеноцентрической орбиты;
— переход основного блока с селеноцентриче-
ской орбиты на траекторию полета к Зем-
ле с помощью маршевого двигателя;
— коррекции траектории на среднем участке
полета к Земле;
39 — отделение отсека экипажа от двигательно-
го отсека;
— начало ориентации отсека экипажа перед
входом в атмосферу;
— вход отсека экипажа в атмосферу;
— сбрасывание верхней секции корпуса отсе-
ка экипажа (на высоте 7,3 км);
— выбрасывание (с помощью «мортирок»)
тормозных парашютов;
— отделение тормозных парашютов и выбра-
сывание (с помощью «мортирок») вытяж-
ных парашютов;
45 — вытягивание основных парашютов;
46 — развертывание парашютов;
47 — приводнение отсека экипажа и отделение
парашютов.
43
44
79
г
Выведение на селеноцентрическую орбиту и посадка на Луну
При сближении с Луной при помощи маршевого двигателя произ-
водится торможение, обеспечивающее выход на круговую селеноцентри-
ческую орбиту высотой ~ 150 км. Двигатель включается на торможение
над обратной стороной Луны. Если по какой-либо причине включить
двигатель не удастся, то корабль, продолжая движение по своей траек-
тории, облетит Луну и вернется к Земле, где сможет совершить вход
в атмосферу.
В течение первых 5,5 час обращения корабля по селеноцентричес-
кой орбите наземные стредства уточняют параметры орбиты, а экипаж
производит проверку систем лунной кабины и переносит в нее некоторое
оборудование. Двое из трех космонавтов остаются в лунной кабине, со-
гласуют положение гироплатформы системы наведения лунной кабины
с гироплатформой системы наведения, размещенной в отсеке экипажа,
и вводят в вычислительное устройство лунной кабины необходимую ин-
формацию из вычислительного устройства отсека экипажа.
По истечении 5,5 час', когда корабль находится над невидимой сто-
роной Луны, включаются двигатели системы ориентации лунной каби-
ны, которые, проработав 5 сек, обеспечивают отделение кабины от основ-
ного блока корабля «Аполлон». Когда расстояние между кабиной и ос-
новным блоком достигает ~ 18 м, космонавты в кабине развернут ее
таким образом, чтобы космонавт, оставшийся в основном блоке, мог
осмотреть ее и убедиться, что она не имеет никаких внешних поврежде-
ний. Затем включается на 32 сек двигатель посадочной ступени лунной
кабины, который переводит ее на эллиптическую селеноцентрическую
орбиту с высотой апоселения 150 км и высотой периселения 15 км. Пе-
риселения орбиты лунная кабина достигает примерно через час. За это
время космонавты в лунной кабине, космонавт в основном блоке, а так-
же наземные станции слежения (после появления кабины над видимой
стороной Луны) уточняют параметры орбиты кабины. Космонавты лун-
ной кабины для этой цели пользуются бортовым радиолокатором, кос-
монавт в основном блоке — секстантом. Если будет принято решение
посадки не производить, то лунная кабина, продолжая движение по
эллиптической орбите, в апоселении снова сблизится с основным бло-
ком. В этот момент может быть произведена стыковка, и космонавты
перейдут из лунной кабины в отсек экипажа.
Если принимается решение о посадке, спуск лунной кабины на
поверхность Луны производится в три этапа: торможение, выведение в
район посадки и посадка. По достижении периселения включается дви-
гатель посадочной ступени лунной кабины для обеспечения торможения.
Двигатель работает на полной тяге. Длительность этапа торможения
8 мин, кабина за это время проходит ~ 400 км и снижается до высоты
2,6 км, приблизившись к выбранному району посадки на ~ 15 км. Этап
выведения в район посадки начинается с разворота лунной кабины с
таким расчетом, чтобы космонавты могли видеть выбранный район. На
этом этапе двигатель посадочной ступени работает на 60% полной тяги
и менее чем за 1,5 мин уменьшает скорость полета кабины со 137 до
15,2 м)сек. В конце этого этапа кабина находится на высоте 150 м и
на расстоянии ~360 м от выбранного района посадки. На этапе посадки
1 Согласно источнику [127], по истечению 16 час, из которых 8 час приходится на
сон космонавтов.
81
управление полетом полностью осуществляют космонавты. Они обеспе-
чивают необходимую ориентацию лунной кабины, постепенное умень-
шение тяги и вертикальный спуск (с высоты ~ 30 м). Минимальная
длительность этапа посадки ~ 75 сек, однако этот этап может продол-
жаться и дольше, если космонавтам потребуется длительное время на
осмотр района посадки [125].
Рис. 65. Участки, выбранные для посадки косми-
ческого корабля «Аполлон»
Специально созданная NASA группа рассмотрела восемь участков
потенциально пригодных для первой посадки лунной кабины космичес-
кого корабля «Аполлон». Эти участки были выбраны по результатам
анализа снимков, полученных от космических аппаратов «Лунар Орби-
тер II» и «Лунар орбитер III». Комиссия выбрала пять участков
(рис. 65), каждый из которых имеет длину 8 км и ширину 5 км. В табл.
12 указаны координаты центров выбранных участков.
Отмечается, что среди выбранных участков нет тех, на которых со-
вершили посадку космические аппараты «Сервейор», так что в програм-
му первой экспедиции нельзя будет включить осмотр аппарата «Сер-
вейор».
82
При выборе участков руководствовались следующими критериями:
1. Участок должен быть ровным, со сравнительно небольшим чис-
лом кратеров и крупных камней. Это требование диктуется, в частности,
необходимостью максимально сократить расход топлива на горизон-
тальные маневры в поисках ровной площадки.
2. На подлетной трассе не должно быть высоких холмов или глубо-
ких кратеров, которые могут исказить показания бортового радиолока-
тора лунной кабины, когда он работает в режиме альтиметра.
3. Уклон местности на подлете и на самом участке должен быть
менее 2°.
4. Расположение участка не должно требовать вывода корабля
«Аполлон» на такую траекторию, двигаясь по которой, он, в случае от-
каза маршевого двигателя, не сможет, облетев Луну, вернуться к Земле
и совершить вход в коридор.
Таблица 12 [135]
№ участка Селенографические координаты центра участка Область Луны, где расположен участок
Широта Долгота
1 2°40' с. 34° в' Море Спокойствия
2 0°45' с. 23°37' в. Море Спокойствия
3 0°25' с. 1°20' з. Центральный Залив
4 3°30' ю. 36°25' з. Океан Бурь
5 1°40' с. 41°40' з. Океан Бурь
Когда станут известны (с точностью до месяца) сроки первой вы-
садки, из пяти участков будут выбраны три: основной (у восточного
края видимого диска Луны) и два запасных (в центре и у западного
края диска Луны). В запасных районах посадка будет осуществляться
в том случае, если запуск корабля задержится на несколько суток и
высота Солнца над горизонтом в основном районе посадки уже будет
слишком велика [138]. Угол возвышения Солнца над лунным горизонтом
в период пребывания космонавтов на Луне должен быть в пределах
7—20°. Цикл подготовки к запуску таков, что отсрочки будут делаться,
как правило, на двое суток. За двое суток Солнце на Луне поднимается
на 13°. Таким образом, оптимальное расстояние между участками по
долготе 26° [33].
К району, окружающему участок посадки лунной кабины косми-
ческого корабля «Аполлон», предъявляются определенные требования.
Эти требования предусматривают, что, если космонавты, подлетая в
лунной кабине к участку посадки, обнаружат горы (кратеры), превы-
шающие определенную критическую высоту (глубину), то посадка про-
изводиться не будет. Критическая высота (глубина) различна в зави-
симости от того, на каком'расстоянии от выбранного участка и на какой
высоте находилась лунная кабина в тот момент, когда радиолокатор
обнаружил гору (кратер). Например (рис. 66), если в то время, когда
лунная кабина находилась на расстоянии 55,5 км от выбранного участка
посадки и на высоте 8000 м, радиолокатор обнаружил горы высотой
400 м, лежащие на пути к этому участку, то от посадки придется отка-
заться [136]. Сам участок считается пригодным для посадки лунной ка-
83
бины, если в пределах этого участка есть площадки размером 7X7 ж,
которые имеют наклон не более 7° и не имеют «ям» и «камней» с попе-
речным размером более 2 м и глубиной (высотой) более 0,5 м [137]!.
Рис. 66. Критическая высота (глубина) гор (кра-
теров) в зависимости от расстояния до участка
посадки и высоты полета лунной кабины
Пребывание космонавтов на Луне
После посадки космонавты производят проверку систем лунной
кабины, чтобы убедиться, что нет необходимости в преждевременном
возвращении к основному блоку. Затем запальное устройство двигате-
ля посадочной ступени ставится на предохранитель, а из баков этой сту-
пени выпускаются пары топлива. Производится установка гироплатфор-
мы системы наведения, и все системы, не нужные в период пребывания на
Луне, выключаются. Космонавты надевают специальную обувь, перчат-
ки, ранцевые системы жизнеобеспечения PLSS, устанавливают на шлем
дополнительные защитные козырьки и примерно через I час 45 мин
после посадки открывают передний люк и выходят на площадку перед
люком. Один космонавт остается на площадке, другой. спускается по
лестнице на поверхность Луны. Первый космонавт производит фотогра-
фирование и передает на Землю свои комментарии, второй космонавт
осматривает лунную кабину, измеряет напряжения в ногах шасси и
глубину следа, оставленного опорами шасси в грунте. Затем на поверх-
ность Луны спускается и второй космонавт. Космонавты устанавлива-
ют на поверхности параболическую антенну с высоким коэффициентом
усиления и наполняют образцами контейнер № 1. Затем может на-
чаться передача на Землю телевизионных изображений. Выход космо-
навтов должен продлиться 3 час1. Во время выхода они установят на
поверхности Луны научные приборы комплекта ALSEP. Последователь-
ность операции при развертывании комплекта
1 Согласно источнику [127],— 2 часа.
84
Таблица 13
Первый выход Операция Проверка системы жизнеобеспечеяия Потребное время, мин 10
Декомпрессия лунной кабины 6
Выход из кабины 6
Осмотр лунной кабины 10
Проверка свободы движений и устойчивости 4
Установка на поверхности Луны параболической антенны сантиметрового диапазона 12
Сбор „первых попавшихся" образцов в непосред- ственной близости от лунной кабины (на тот слу- чай, если придется преждевременно стартовать с Лупы) 6
Разгрузка оборудования 7
Подготовка комплекта ALSEP для переноса на участок развертывания 13
Перенос комплекта ALSEP на участок разверты- вания 5
Отдых 6
Развертывание комплекта ALSEP 31
Сбор образцов, представляющих особый интерес (этими образцами заменят образцы, собранные в непосредственной близости от лунной кабины) 30
Укладка образцов в контейнер № 1 20
Возвращение к лунной кабине 4
Вход в лунную кабину и перенос в нее контей- нера № 1 с образцами 10
Итого 180
Второй выход Проверка системы жизнеобеспечения 10
Декомпрессия лунной кабины 6
Выход из кабины одного космонавта 6
Разгрузка оборудования 5
Выход из кабины второго космонавта 5
Удаление от кабины на 100 м 5
Удаление от кабины еще на 500 м 12
Отдых 6
Сбор образцов и перенос их к контейнеру № 2 91
Укладка образцов в контейнер № 2 20
Возвращение к лунной кабине 4
Вход в лунную кабину и перенос в нее контейнера № 2 с образцами 10

(Итого I 18Q
6 Программа «Аполлон»
ALSEP дана на стр. 64—67. По истечении трех часов оба космонавта
возвращаются в кабину, наполняют ее кислородом, снимают обувь, пер-
чатки, ранцевые системы PLSS и принимают пищу. За время приема
пищи перезаряжается одна из ранцевых систем жизнеобеспечения, за-
тем следует 6-часовой период сна космонавтов, за время которого пере-
заряжается вторая ранцевая система PLSS. После сна и второго прие-
ма пищи космонавты снова выходят на поверхность Луны, производят
(или завершают) установку приборов комплекта ALSEP и наполняют
образцами контейнер № 2. При этом образцы берутся с участков, нахо-
дящихся на несколько большем удалении от лунной кабины.
В табл. 13 на стр. 85 приведена примерная программа операций,
которые должны совершить космонавты во время первого и второго вы-
ходов [126].
По завершении второго выхода, который длится также три часа1,
космонавты возвращаются в лунную кабину, производят проверку бор-
тового оборудования и готовят взлетную ступень кабины к старту с Лу-
ны (старт производится примерно через 18 час после посадки1 2). Радио-
локатор взлетной ступени с целью проверки используется для слежения
за основным блоком корабля «Аполлон», обращающимся по круговой
селеноцентрической орбите. Космонавт, находящийся в этом блоке, пе-
риодически производит проверку бортовых систем. Он поддерживает
связь с наземными станциями и через них с экипажем лунной кабины.
Возвращение на Землю
Включение двигателя взлетной ступени лунной кабины для старта
с Луны производится в тот момент, когда основной блок корабля «Апол-
лон» на очередном витке прошел над местом посадки лунной кабины, и
угловое расстояние между ним и кабиной достигло 9°. При старте
взлетной ступени механические устройства и трубопроводы, связываю-
щие ее с посадочной ступенью, разрываются пиротехническими заряда-
ми. В течение первых 12 сек после старта с поверхности Луны взлетная
ступень лунной кабины поднимается вертикально, а затем переходит на
селеноцентрическую орбиту с высотой периселения 15 км и высотой апо-
селения 55 км. При обращении по такой орбите взлетная ступень не
упадет на Луну, даже если какая-либо неисправность не позволит ей
совершить предусмотренные маневры для обеспечения встречи с основ-
ным блоком корабля «Аполлон». В случае возникновения подобной не-
исправности на этом и последующих этапах маневры для обеспечения
встречи будет осуществлять основной блок. При нормальном протекании
полета взлетная ступень в результате ряда маневров должна осущест-
вить встречу и стыковку с основным блоком примерно через два часа
после старта с Луны,
После стыковки космонавты из взлетной ступени лунной кабины
переходят в отсек экипажа и переносят в него контейнеры с образцами,
пленки и записи. Взлетная ступень отделяется. Космонавты начинают
подготовку к переводу основного блока с селеноцентрической орбиты на
траекторию полета к Земле. Для обеспечения перевода на расчетную
траекторию маршевый двигатель должен быть включен в определенной
точке. В эту точку основной блок впервые придет примерно через час
после отделения взлетной ступени, однако, космонавты к этому моменту,
1 Согласно источнику [12], — 2 часа.
2 Согласно источнику [12], — через 22,5 часа, согласно источнику [139]. — через
6—8 час,
§6
по-видимому, еще не успеют подготовиться. Двигатель будет включен,
когда основной блок сделает еще один виток и снова придет в эту
точку.
Включение маршевого двигателя для обеспечения перехода с селе-
ноцентрической орбиты на траекторию полета к Земле производится
над невидимой стороной Луны, когда основной блок не освещен Солн-
цем. Двигатель должен проработать — 2 мин, расход топлива ~ 3,6 т
(потребные приращения скорости и расход топлива на отдельных уча-
стках полета ракеты-носителя «Сатурн V» и корабля «Аполлон» пока-
зан и на рис. 67 [3]). На участке полета к Земле основной блок медлен-
но поворачивается относительно продольной оси для предотвращения
перегрева корпуса. На этом участке полета потребуются, по-видимому,
две коррекции: первая — примерно через 10 час после перехода основ-
ного блока на траекторию полета к Земле, вторая — примерно за три
часа до входа в атмосферу. Отделение отсека экипажа от двигательного
отсека должно произойти на расстоянии ~ 4600 км от Земли [127].
Рис. 67. Потребные приращения скорости и расход топлива на от-
дельных участках полета ракеты-носителя «Сатурн V» и корабля
«Аполлон»
/ — вывод последней ступени ракеты-носителя с космическим кораблем на
промежуточную геоцентрическую орбиту; II—перевод корабля с промежуточ-
ной геоцентрической орбиты на траекторию полета к Луне; /// — перевод ко-
рабля на селеноцентрическую орбиту; IV— посадка лунной кабины на Луну;
V—старт взлетной ступени лунной кабины с Луны: VI—перевод основного
блока корабля с селеноцентрической орбиты на траекторию полета к Земле
Отсек экипажа в период входа в атмосферу Земли должен ока-
заться в пределах определенного «коридора». Если он окажется над
верхней границей коридора, то может пролететь мимо Земли и стать
искусственной планетой. Если он окажется под нижней границей кори-
дора, то нагрев при входе в атмосферу и перегрузки будут настолько
велики, что корабль может разрушиться. Высота коридора (от верхней
границы до нижней) составляет 42 км.
Отсек экипажа должен войти в атмосферу под углом — 6,4±1°.
Скорость полета отсека в момент входа составит ~ 11,2 км!сек. Соглас-
но расчетам, во время входа в атмосферу внешняя поверхность теплоза-
щитного экрана отсека экипажа будет нагреваться до 3040°С, а внутрен-
няя поверхность стенки кабины космонавтов до 52°С.
Вход в атмосферу совершается в пять этапов (рис. 68).
87
Первый этап. Вход в «коридор» высотой 42 км. При этом угол крена
отсека будет регулироваться с помощью двигателей системы ориента-
ции с таким расчетом, чтобы создать положительную подъемную силу,
если отсек оказался ниже оси кори-
дора, или отрицательную подъемную
силу, если отсек оказался выше оси
коридора.
Второй этап. Первое погружение
в атмосферу. При нормальном про-
текании полета первое погружение
отсека экипажа в атмосферу (на вы-
соте ~ 120 км) должно произойти
над Тихим океаном на расстоянии
2800—4600 км от расчетной точки
приводнения [127].
Третий этап. Контролируемый по-
лет в атмосфере. Он начинается пос-
ле того, как кажущаяся скорость от-
сека превысит 210 м/сек. Цель тре-
тьего этапа—обеспечить перед вто-
рым погружением в атмосферу за-
Рис. 68. Схема входа отсека ккипажа
корабля «Аполлон» в атмосферу
1—первое погружение в атмосферу; 2—на-
чало полета в атмосфере; 3—выход из ат-
мосферы и начало баллистического поле-
та; 4—второе погружение в атмосферу;
5—точка посадки
данное положение отсека относительно расчетной точки посадки и
заданную скорость полета. Если в начале третьего этапа скорость и поло-
жение отсека таковы, что может быть обеспечена посадка в пределах
46 км от расчетной точки, бортовая система рассчитывает программу
полета, предусматривающую постепенное уменьшение торможения. Ес-
ли скорость отсека слишком высока, то рассчитывается программа по-
лета с постоянным торможением. В обоих случаях после третьего этапа
отсек выходит из атмосферы и начинается четвертый этап — полет по
баллистической траектории.
Четвертый этап. Полет по баллистической траектории. В конце этого
этапа бортовая система должна обеспечить расчетную ориентацию от-
сека при втором погружении в атмосферу.
Пятый этап. Второе погружение в атмосферу в 1000—1300 км от
расчетной точки посадки. На этом этапе бортовая система наведения
путем изменения угла крена должна обеспечить, чтобы перегрузки не
превышали 10 и чтобы при перегрузках свыше 5 не осуществлялись рез-
кие маневры [128].
После снижения отсека экипажа до 7,3 км сбрасывается верхняя
секция корпуса и развертываются два тормозных парашюта. Они обес-
печивают снижение скорости спуска со 120 до 60 м/сек. На высоте
~ ty км развертываются три вытяжных, а затем — три основных па-
рашюта. В момент приводнения вертикальная составляющая скорости
равна —8 м/сек [127].
Поиск и спасение космонавтов. Меры биологической защиты
Расчетная зона посадки отсека экипажа корабля «Аполлон», воз-
вратившегося из полета к Луне, располагается в Тихом океане вдоль
160° з. д. Широта точки посадки зависит от склонения Луны в период
полета. В зону посадки высылается отряд кораблей в составе авианосца
и нескольких эсминцев. На кораблях находятся вертолеты и «каран-
тинные» фургоны.
Ниже описываются меры биологической защиты для предотвраще-
ния распространения микроорганизмов, которых космонавты могли за-
нести с Луны.
88
Если отсек экипажа совершит посадку вблизи авианосца, то до-
ставленные вертолетом легкие водолазы подведут под отсек понтон, по-
сле чего отсек с космонавтами будет поднят на палубу авианосца и ус-
тановлен рядом с карантинным фургоном. Отсек с фургоном соединят
пластмассовым туннелем, по которому космонавты перейдут в фургон
и перенесут туда контейнеры с образцами лунного грунта и кассеты с
отснятой пленкой. В фургоне находятся доктор и техник, которые долж-
ны оставаться в карантине вместе с космонавтами в течение 30 суток.
В фургоне будет поддерживаться давление несколько ниже атмосфер-
ного. На корабле и в самолете фургон будет подключен к сети электро-
питания. Кроме того, фургон имеет собственный электрогенератор. Пи-
ща для космонавтов, врача и техника будет передаваться через шлюзо-
вую камеру фургона. Твердые и жидкие отходы должны оставаться в
фургоне, затем дезенфицироваться и сбрасываться в море [143]. После
перехода в фургон космонавты передают через шлюзовую камеру фур-
гона контейнеры с образцами и кассеты, которые с обеспечением биоло-
гической изоляции в тот же день самолетом доставляются в Лабора-
торию LRL1, где немедленно начинается их обработка. Лаборатория
создана при ЦентреMSC в Хьюстоне (шт. Техас).
Рис. 69. Скафандр BIG
Рис. 70. Шлем с респираторами
Если отсек экипажа совершит посадку на расстоянии 200 км или
более от авианосца, то доставленные вертолетом легкие водолазы под-
ведут к отсеку плот со скафандрами^ обеспечивающими биологическую
изоляцию. Эти свободно прилегающие скафандры (рис. 69), получив-
шие обозначение BIG1 2, включают в себя перчатки и чехлы на обувь, а
также шлем, снабженный респираторами (рис. 70), которые фильтруют
выдыхаемый космонавтом воздух. Скафандры должны обеспечивать
1 Lunar Receiving Laboratory — лаборатория для приема (космонавтов и образцов)
с Луны.
2 Biological Isolation Garment — скафандр для биологической изоляции.
89
комфорт, свободу движений и безопасность космонавтов в случае воз-
никновения каких-либо аварийных ситуаций после облачения в скафанд-
ры [140, 143]. Подведя к отсеку плот со скафандрами, водолазы отплы-
вут на биологически безопасное расстояние, а космонавты выйдут из от-
сека и наденут скафандры. Вертолеты доставят космонавтов на авиано-
сец или на один из эсминцев, где они перейдут в карантинный фургон.
Затем на корабль вертолетом доставят отсек экипажа. Его соединят с
фургоном пластмассовым туннелем, и космонавты перенесут образцы и
кассеты из отсека в фургон.
В обоих случаях корабль доставит фургон в порт, откуда его пере-
везут самолетом в лабораторию LRL. Двери фургона и Лаборатории
соединят пластмассовым туннелем, и космонавты вместе с доктором и
техником перейдут в помещение лаборатории. Космонавтов предпола-
гают доставить в лабораторию LRL через 2—3 суток после посадки [129].
Отсек экипажа также доставляется в Лабораторию LRL, где его
вскроют. Считается, что на внешней поверхности отсека экипажа ника-
кие лунные микроорганизмы сохраниться не могут, поскольку при входе
в атмосферу температура нагрева поверхности отсека превысит 3000°С
[130].
Рис. 71. План Лаборатории LRL
/—секция радиационного анализа; 2—секция вспомогательных
работ; 3—воздушные шлюзы и помещения для смены одежды
персоналом; 4—административная секция; 5—стена, обеспечива-
ющая биологическую изоляцию секции 6; 6—секция приема кос-
монавтов; 7—секция для размещения отсека экипажа корабля
«Аполлон»; <8—секция биологического анализа; 9— секция физи-
ко-химического анализа; 10—препараторская; //—система ваку-
умирования; 12—стена, обеспечивающая биологическую изоля-
цию секций 8 и 9
Образцы лунных пород сразу после доставки в Лабораторию LRL
поступят в подземную секцию радиационного анализа (рис. 71, пози-
ция 1), поскольку необходимо зарегистрировать короткоживущие ра-
диоактивные изотопы. Затем будет проведено исследование образцов на
выделение газов, фотографирование образцов, взвешивание и визуаль-
ный осмотр. Будут сделаны срезы образцов, которые должны исследо-
90
ваться с помощью масс-спектрометров и газовых хроматографов, а так-
же спектрометров, регистрирующих излучения в видимой и ультрафио-
летовой частях спектра. Позже срезы будут помещены в колбы и нап-
равлены в секции биологического и физико-химического анализа. В
секции биологического анализа измельченные срезы поместят в кислоты
и другие жидкости для наблюдения возникающих при этом реакций.
Предусмотрены эксперименты с использованием центрифуги. Часть из-
мельченных образцов будет введена в организм микробиологически
«чистых» животных, а также животных, специально зараженных микро-
организмами. Другая часть образцов в виде аэрозолей будет вдыхаться
животными. Это позволит изучить воздействие лунных образцов на жи-
вотных и микроорганизмы. Часть измельченных образцов будет введе-
на в физиологические растворы, содержащие ткани человека, различных
животных и рыб, например, форели. Отмечается, что воздействию лун-
ных образцов будут подвергнуты самые различные организмы от прос-
тейших до осьминогов и цыплят. Будет сделана попытка вырастить в
«лунной почве» различные растения от мхов до семенных. Предпола-
гается исследовать влияние лунной пыли на листья, корни и целые рас-
тения. Позже часть образцов будет разослана селенологам США, Анг-
лии, ФРГ и некоторых других стран для более детального анализа.
Возможные аварийные ситуации при полете космического корабля
«Аполлон»
Специалисты NASA в сотрудничестве со специалистами промышлен-
ных фирм изучали возможные аварийные ситуации при полете космичес-
кого корабля «Аполлон» на Луну и способы спасения космонавтов при
возникновении таких ситуаций.
Если запуск ракеты-носителя «Сатурн V» с пилотируемым кораблем
«Аполлон» будет отменен за несколько секунд до расчетного момента
включения двигателей первой сту-
пени, но непосредственной угрозы
для жизни космонавтов при этом не
будет1, космонавты должны немед-
ленно перейти из корабля в бункер,
оборудованный на стартовой пло-
щадке, поскольку в первый период
после аварийной отмены запуска
нельзя полностью исключить воз-
можность взрыва ракеты-носителя.
По команде из Центра управления
запуском откидывается в рабочее
положение крытый мосток длиной
20 м, соединяющий площадку, смон-
тированную на вспомогательной ба-
шне, с кораблем «Аполлон». Космо-
навты освобождаются от привязной
системы, встают с кресел и через
быстрооткрывающийся люк перехо-
дят в специальную камеру, смонти-
Рис 72. Космонавты с переносны-
ми блоками системы жизнеобес-
печения (держат в руках)
рованную на конце мостка, где
каждый космонавт берет переносной блок системы жизнеобеспечения
(рис. 72) и подключает к нему скафандр. Затем космонавты про-
1 Если такая угроза возникает, то космонавты включают аварийную систему спасе-
ния, которая отбрасывает отсек экипажа.
91
ходят по мостку 20 м до площадки и еще 20 м до подъемника, ко-
торый должен быть поднят на уровень площадки, после того как
последний член стартовой команды покинул вспомогательную баш-
ню. Подъемник доставит космонавтов к основанию вспомогательной
башни, которое находится на 100 м ниже площадки. У основания
оборудован вход в специальный желоб длиной 60 м (перепад вы-
сот 23 м, наклон на начальном участке 30°). Космонавты скользят
по желобу со скоростью до 9,5 м/сек. Желоб оканчивается в вести-
бюле бункера, где переходит в платформу длиной 24 м. С платформы
космонавты переходят в бункер. Дверь бункера за ними опускается.
Бункер, рассчитанный на 20 человек, имеет форму полусферы (диаметр
9 м). Пол смонтирован на 20 массивных пружинах. По стенке располо-
жены специальные пенопластовые кресла с резиновым покрытием,
в центре за кольцевой оградой находятся припасы, рассчитанные на сут-
ки. В случае взрыва ракеты «Сатурн V» на стартовом столе, тротиловый
эквивалент составит 600 т. Согласно расчетам, при взрыве ракеты пру-
жины под полом бункера и специальные кресла снизят перегрузки, ис-
пытываемые находящимися в бункере людьми, с 56 до 3. В бункере есть
вторая дверь, от которой туннель длиной 360 м ведет к вентиляционно-
му колодцу. После того, как опасность взрыва полностью ликвидирова-
на, космонавты выходят через этот колодец и садятся в бронированный
автомобиль, который доставляет их в здание Центра управления запус-
ками, находящееся на расстоянии более 5 км от стартовой площадки.
Если отмена запуска последовала сравнительно задолго до расчет-
ного момента старта, и опасность для космонавтов очень мала, то они
не переходят в бункер. В этом случае космонавты опускаются на подъ-
емнике к основанию стартовой платформы, где их ждет бронированный
автомобиль [131].
При аварийной ситуации на участке выведения срабатывает систе-
ма аварийного спасения (см. стр. 34—37).
Аварийная ситуация может возникнуть в случае выхода из строя
маршевого двигателя корабля вскоре после вывода его на траекторию
полета к Луне. В этом случае корабль будет продолжать движение по
траектории, пройдет мимо Луны, но вследствие большой скорости не бу-
дет захвачен гравитационным полем Луны, а вернется к Земле по эл-
липтической геоцентрической орбите с большим эксцентриситетом. Для
обеспечения посадки на Землю корабль должен войти в заданный «ко-
ридор». При нормальном возвращении корабля к Земле вход в «коридор»
обеспечит маршевый двигатель. При аварийном возвращении с неисправ-
ным маршевым двигателем для обеспечения входа в заданный «кори-
дор», по-видимому, придется использовать двигатель посадочной ступе-
ни лунной кабины (максимальная тяга 4760 кг).
Аварийная ситуация может возникнуть в случае выхода из строя
системы жизнеобеспечения лунной кабины после ее посадки на Луну.
В этом случае космонавты будут использовать систему жизнеобеспече-
ния PLSS, рассчитанную на применение во время выходов на поверх-
ность Луны. Ранцевые системы жизнеобеспечения рассчитаны на 4 часа.
За это время космонавты успеют совершить взлет с Луны (во взлетной
ступени лунной кабины) и встречу с основным блоком корабля «Апол-
лон», обращающимся по селеноцентрической орбите. Космонавты из
взлетной ступени лунной кабины перейдут в отсек экипажа этого ко-
рабля.
92
Аварийная ситуация возникнет, если не удастся осуществить сты-
ковку взлетной ступени лунной кабины с основным блоком на селено-
центрической орбите. В этом случае один из двух космонавтов надевает
ранцевую систему жизнеобеспечения PLSS, выходит в открытый космос
и, пользуясь двигательной установкой для перемещения в космосе, или
специальным «багром», сближается с основным блоком корабля «Апол-
лон» и переходит в отсек экипажа. При этом космонавт тянет за собой
трос, который соединит взлетную ступень с отсеком экипажа. Второй
космонавт перейдет из взлетной ступени в отсек экипажа, держась за
этот трос [134].
КОМАНДНО-ИЗМЕРИТЕЛЬНЫЙ КОМПЛЕКС ДЛЯ
КОСМИЧЕСКИХ КОРАБЛЕЙ «АПОЛЛОН»
Командно-измерительный комплекс (КИК), который должен ис-
пользоваться в рамках программы «Аполлон», включает в себя модифи-
цированные средства, созданные в рамках программ «Меркурий» и
«Джемини», а также средства, специально разработанные в рамках
программы «Аполлон». Модификация КИК для спутников «Дже-
мини», предусматривала создание дополнительных станций слеже-
ния, а также переоборудование существующих станций, чтобы обеспе-
чить выполнение тех требований по надежности и точности измерений,
дальности действия, скорости обработки и передачи данных, которые
предъявляются к КИК для кораблей «Аполлон». Переоборудование
станций заключалось, главным образом, в приспособлении их для рабо-
ты на частотах сантиметрового диапазона, используемых унифициро-
ванной бортовой системой связи корабля «Аполлон». Отмечается, что
станции слежения, входившие в КИК для спутника «Меркурий», для
связи с космонавтами, подачи на борт команд, приема телеметрической
информации и траекторных измерений использовали пять различных
частотных диапазонов, в то время как станции, входящие в КИК для
кораблей «Аполлон», выполняют все функции, используя только один
сантиметровый диапазон.
КИК для кораблей «Аполлон», сохранивший обозначение «система
MSFN»1, которое имели КИК для спутников «Меркурий» и «Джемини»,
включает в себя Координационно-вычислительный центр МСС1 2, назем-
ные станции, корабельные станции и станции, оборудованные на само-
летах. На участке выведения кораблей «Аполлон» для слежения за по-
летом ракеты-носителя «Сатурн V», помимо станций системы MSFN, ис-
пользуются станции, расположенные вдоль трассы Восточного полигона
[144, 147].
КООРДИНАЦИОННО-ВЫЧИСЛИТЕЛЬНЫЙ ЦЕНТР МСС
Координационно-вычислительный центр МСС создан при Научно-
исследовательском центре MSC в Хьюстоне (шт. Техас). Головной по
созданию, эксплуатации и модификации КВЦ является фирма Philco.
КВН, включает в себя два независимых поста управления. На одной
1 Manned Space Flight Network — система для пилотируемых космических полетов.
2 Mission Control Center — Центр управления полетом.
94
из степ поста управления (рис. 73) установлено пять табло: одно разме-
ром 3x6 м и четыре размером 3X3 м. На эти табло с помощью 14 про-
екторов можно подавать многоцветные изображения. Система телевизи-
онного отображения, используемая на постах управления, включает в
себя 136 съемочных камер, 64 преобразователя цифровых данных в теле-
визионное изображение и 384 телевизионных приемника. На экраны
приемников поступает информация с выхода вычислительных машин,
от съемочных камер и от диапозитивов (до 28 000 диапозитивов шири-
ной 35 мм для каждого полета).
Рис. 73. Пост управления
Помимо постов управления Координационно-вычислительный центр
включает в себя:
1. Пост медико-биологического контроля (рис. 74).
2. Центр связи, оснащенный вычислительной машиной UN I VAC-490
и телевизионными экранами (рис. 75).
3. Вычислительный центр, оснащенный четырьмя вычислительными
машинами IBM-360. Каждый пост управления будут обслуживать две
машины IBM-360 (одна резервная). Для предварительной обработки
информации (перед ее вводом в вычислительные машины IBM-360)
предназначены три машины UNIVAC-490, каждая из которых может
обрабатывать в реальном масштабе времени данные, поступающие со
станций слежения со скоростью до 2400 бит!сек.
Координационно-вычислительный центр МСС впервые использовал-
ся в июне 1966 г. для управления полетом спутника «Джемини IV». Он
использовался также для управления полетом всех последующих спут-
ников «Джемини». По завершении программы «Джемини» Центр в зна-
чительной мере был модифицирован, чтобы он отвечал требованиям
программы «Аполлон».
95
Рис. 74. Пост медико-биологического контроля
Рис. 75. Пульт управления в Центре связи
96
При полетах космических кораблей «Аполлон» организация работы
в Центре МСС будет, по-видимому, аналогична организации при много-
суточных полетах пилотируемых спутников «Джемини».
При многосуточных полетах спутников «Джемини» оперативные
группы, осуществляющие руководство полетом из Центра МСС, работа-
ли в три смены по 8 час. Средняя численность группы 17 человек, во
главе каждой группы стоял руководитель полета. В состав группы вхо-
дили медицинский руководитель полета, специалисты по бортовому
оборудованию спутника, баллистическая подгруппа (три специалиста,
следящие, соответственно, за тректорией полета, работой бортовых дви-
гателей и временной привязкой отдельных операций) и оператор, осу-
ществляющий связь с космонавтами на спутнике. В качестве таких опе-
раторов использовали других космонавтов, в частности, дублирующий
экипаж находящегося в полете спутника (дублеры сразу после запуска
спутника доставлялись с мыса Кеннеди в Центр МСС). Каждый специа-
лист оперативной группы имел аппарат помощников, которые размеща-
лись в особых комнатах, где готовили необходимую информацию.
При принятии особо ответственных решений руководители полета
консультировались с главным руководителем полета, представителями
руководства NASA и командиром отряда космонавтов. Менее ответст-
венные решения руководители полета принимали самостоятельно.
Руководители полета работали примерно по 9 час в сутки (8-часо-
вая смена и 1 час на передачу смены). Спали они около 8 час в сутки,
как правило, в специально оборудованном помещении в Центре МСС.
Центр МСС руководил полетом до момента обнаружения опустившего-
ся на воду спутника. После этого руководство переходило к Центру спа-
сательных операций — военной организации, где находились представи-
тели NASA. Оперативные группы участвовали и в послеполетной обра-
ботке информации.
На каждой станции слежения имелись свои оперативные группы,
включавшие врача, специалиста по бортовому оборудованию спутника
и оператора по связи с космонавтами на спутнике. Эти группы обраба-
тывали информацию, которая не могла быть передана на обработку в
Центр МСС, и сообщали свои выводы и рекомендации Центру. В случае
нарушения связи с ЦентрОхМ руководитель оперативной группы на стан-
ции слежения мог взять на себя руководство полетом (в определенных
заранее оговоренных пределах). В нормальных условиях все решения
принимались только в Центре МСС [148].
НАЗЕМНЫЕ И КОРАБЕЛЬНЫЕ СТАНЦИИ СИСТЕМЫ MSFN
Наземные и корабельные станции системы MSFN расположены
между 40° ю. ш. и 40° с. ш. (рис. 76). Ввод в строй этих станций будет
завершен в середине 1968 г. Они выполняют следующие функции (одна
станция может выполнять одну или несколько функций:
I. Слежение за ракетой-носителем «Сатурн V» на участке выведе-
ния на промежуточную геоцентрическую орбиту.
II. Двухсторонняя связь с космонавтами, прием телеметрической
информации и телевизионных изображений, подача на борт команд и
траекторные измерения в период обращения корабля по промежуточной
орбите. Для траекторных измерений в этот период привлекаются также
станции на о. Уоллопс, о. Гранд Тёрк, в Пойнт-Аргуэльо, на полигоне
Уайт Сандс и на базе ВВС Эглин, не входящие в систему MSFN.
97
Рис. 76. Расположение наземных и корабельных станций системы MSFN (на карте показаны также станции,
привлекаемые для траекторных измерений, и ретрансляционные станции, не входящие в систему MSFN)
III. To же в период перехода корабля с промежуточной орбиты на
траекторию полета к Луне и в первый период полета по этой траекто-
рии, до тех пор пока не будет произведено перестроение отсеков кораб-
ля и развертывание остронаправленной антенны. До развертывания
этой антенны (на расстоянии ~ 28 000 км от Земли) используется все-
направленная антенна.
IV. То же, начиная с того момента, когда корабль, выведенный на
траекторию полета к Луне, удалится от Земли, примерно, на 16 000 км
и до сближения возвратившегося от Луны корабля с Землей. Эти функ-
ции выполняют станции в Тидбинбилла (Австралия, близ Канберры),
Голдстоне (США, шт. Калифорния), Иоганнесбурге (ЮАР) и Робледо
де Чавела (Испания, близ Мадрида), разнесенные по долготе примерно
на 120°, так что корабль постоянно находится в зоне видимости одной из
этих станций (за исключением периодов радиозахода корабля за Луну).
В тидбинбилла, Голдстоне, Иоганнесбурге и Робледо де Чавела, поми-
мо станций системы MSFN находятся станции системы DSIF, предназ-
наченные для слежения за непилотируемыми космическими аппаратами,
запускаемыми к Луне и в дальний космос. В случае выхода из строя
станций системы MSFN их могут в определенных пределах заменить
станции системы DSIF.
V. Слежение и связь с отсеком экипажа в период входа в атмосфе-
ру и спуска на Землю.
VL Ретрансляция информации в спутниковой системе связи стан-
ций системы MSFN с Координационно-вычислительным центром МСС.
Для ретрансляции используются также станции в Брустер-Флэте, Андо-
вере и Паумалу (Гавайские о-ва), не входящие в систему MSFN.
В табл. 14 перечислены наземные и корабельные станции системы
MSFN и указаны их функции, а также диаметр отражателя главной ан-
тенны. Наземные станции оснащены главными антеннами системы Кас-
сегрейна с отражателями диаметром 26 или 9 ж; корабельные стан-
ции—главными антеннами диаметром 9 или 3,7 м. Антенны с отражате-
лями 9 м имеют ширину диаграммы направленности 1° и коэффициент
усиления 44 дб; антенны с отражателями 26 ж, соответственно, 0,35° и
51 дб. На главных антеннах монтируются вспомогательные антенны с
отражателем диаметром 1 м (ширина диаграммы направленности 10°)
для первичного захвата космического корабля. Управление движением
антенн при работе в режиме поиска и сопровождения может осуществ-
ляться вручную, автоматически или по предварительно составленной
программе. Все станции используют неохлаждаемые параметрические
усилители (шумовая температура 170°К). Станции с антенной, имеющей
отражатель диаметром 9 м, используют один передатчик мощностью
10 кет; станции с антенной, имеющей отражатель диаметром 26 ж,—два
соединенных параллельно передатчика мощностью по 10 кет (общая
мощность 20 кет).
Ниже указаны рабочие частоты станций:
2106,4 Мгц ~ передача на основной блок корабля «Аполлон»;
2101,8 Мгц — передача на лунную кабину корабля «Аполлон»;
2287,5 Мгц — прием с основного блока;
2272,5 Мгц — прием с основного блока (от дополнительного ФМ-
передатчика);
2882,5 Мгц — прием с лунной кабины.
99
На каждой наземной станции системы MSFN имеются две вычисли-
тельные машины UNIVAC-1230. Одна машина используется для обра-
ботки полученной с борта информации (скорость поступления информа-
ции с борта до 51 200 бит!сек) перед отображением ее на пультах опера-
торов станции и передачей в Координационно-вычислительный центр
МСС (скорость передачи информации в Координационно-вычислитель-
ный центр до 2400 бит!сек). Вторая машина используется для обработ-
ки, проверки и хранения команд перед передачей их на борт корабля
«Аполлон». Скорость передачи команд на борт корабля до 2400 бит!сек.
Таблица 14
Станции системы MSFN
№ п/п Станции Функции* Диаметр отражателя главной антенны, м
I II III IV V VI
1. Мыс Кеннеди + + + 9
2. о. Бол. Багама + + 9
3. Бермудские о-ва 4- + + 9
4. о. Антигуа + + + 9
5. Корабль „Авангард* (S-1) + + + 9
6. о. Гранд Канария + + + 9
7. о. Вознесения + + + 9
8. Робледо де Чавела + 26
9. Иогапнесбург + 26
10. Корабль „Редстоун* (S-2) + + + 9
11. Карнарвон + + + 9
12. о. Гуам + + 9
13. Тидбинбилла + 26
14. Корабль „Меркурий* (S-3) + + + 9
15. Корабль .Уотертаун* (S-4) + 3,7
16. Корабль .Хантсвилл* (S-5) + 3,7
17. Гавайские о-ва (о. Кауаи) + + 9
18. Голдстон + 26
19. Гуаймас + + 9
20. Корпус Кристи + + 9
21. Научно-исследователь- ский центр Годдарда (г. Гринбелт, шт. Мэриленд) + 9
* См. стр. 97 и 99.
100
В Центре Годдарда установлены ЭЦВМ UN I VAC-494. Сюда стека-
ется вся инфорамция от станций слежения перед передачей в КВЦМСС
(скорость передачи информации до 40 800 бит)сек) [153}.
В табл. 14 указаны пять морских кораблей, предназначенных для
слежения за космическим кораблем «Аполлон». Морские корабли под-
разделяются на две группы. К первой группе относятся корабли «Аван-
гард» (рис. 77), «Редстоун» и «Меркурий».
Рис. 77 Морской корабль «Авангард»
Длина корабля 181 м, ширина 23 м, водоизмещение ~ 20 000 т. Ко-
манда состоит из 88 человек, в том числе 17 офицеров. Технический пер-
сонал насчитывает 122 человека. Общий вес электронного оборудования
более 400 т. На корабле устанавливаются:
— главная антенна с отражателем диаметром 9 м (в центре па-
лубы) ;
— телеметрическая антенна с отражателем диаметром 9 м, работа-
ющая на частотах 225—2300 Мгц (позади главной антенны);
— телеметрическая спиральная антенна, работающая на частотах
130—140, 225—260 и 290—300 Мгц-,
— радиолокатор AN/FPS-16 с антенной, имеющей отражатель диа-
метром 4,9 м (мощность передатчика 1 Мет, дальность действия
60 000 км);
— две четырехспиральные командные антенны, работающие на час-
тоте 225—300 и 406—500 Мгц (два передатчика мощностью по 10 кет и
два мощностью по 0,5 кет);
— навигационная система SINS, звездный датчик, миниатюрное
вычислительное устройство MINDAC, гирокомпас Мк-19, эхолот, нави-
гационная система Loran С и другое навигационное оборудование;
— вычислительная машина UNIVAC СР-642В для обработки дан-
ных;
— двенадцать антенн, шесть передатчиков и одиннадцать приемни-
ков KB-диапазона для связи с наземными и самолетными станциями
системы MSFN;
— система единого времени (стандарт частоты на парах рубидия);
— антенна с отражателем диаметром 9 м для ретрансляции сигна-
лов при использовании связных спутников.
На морских кораблях первой группы оборудуется пост управления
полетом корабля «Аполлон».
101
Корабль «Авангард» должен находиться в Атлантическом океане
примерно в 2000 км к юго-востоку от Бермудских о-вов; корабль «Ред-
стоун»—в Индийском океане между Мозамбиком и Мадагаскаром: ко-
рабль «Меркурий» — в Тихом океане между Новой Гвинеей и Гавай-
скими о-вами.
Ко второй группе относятся корабли «Хантсвилл» и «Уотертаун».
Их длина 138,7 м, ширина 18,9 ж, водоизмещение 12 000 т. Оба корабля
будут расположены в акватории Тихого океана (см. рис. 76). Корабли
имеют в основном такое же оборудование, как и корабли первой груп-
пы, однако, установленное на них радиоборудование, работающее в
сантиметровом диапазоне, будет использовать антенну с отражателем
диаметром не 9, а 3,7 м. Кроме того, на кораблях второй группы не обо-
рудуется пост управления полетом корабля «Аполлон». Численность
команды и персонала на них несколько меньше, чем на кораблях пер-
вой группы [149].
САМОЛЕТНЫЕ СТАНЦИИ СЛЕЖЕНИЯ
Для слежения за космическим кораблем «Аполлон» оборудованы
восемь самолетов ARIA1 (EC-135N), которые должны обеспечивать сле-
жение и связь с кораблем «Аполлон» в те периоды, когда он находится
вне зон видимости наземных и корабельных станций слежения, в основ-
ном, в период перехода с промежуточной геоцентрической орбиты на
траекторию полета к Луне и в период входа в атмосферу Земли. Отме-
чается, что использование самолетов позволило отказаться от создания
20—30 дополнительных наземных станций.
В передней части фюзеляжа самолета ARIA (рис. 78 и 79) разме-
щена антенна (вес 320 кг) диаметром 2,1 м (рис. 80), работающая в сан-
тиметровом и метровом диапазонах. Антенна может поворачиваться по
азимуту на 160° и по углу возвышения на 110° (от —30 до +80°). Сан-
тиметровый диапазон используется для связи с космонавтами и приема
телеметрической информации с борта; метровый диапазон — для связи
с корабельными и наземными станциями.
СТАНЦИИ ВОСТОЧНОГО ПОЛИГОНА, ИСПОЛЬЗУЕМЫЕ ДЛЯ СЛЕЖЕНИЯ
ЗА РАКЕТОЙ-НОСИТЕЛЕМ «САТУРН V» НА УЧАСТКЕ ВЫВЕДЕНИЯ
КОРАБЛЯ «АПОЛЛОН»
Для слежения за ракетой-носителем «Сатурн V» на участке выведе-
ния корабля «Аполлон» используются девять станций системы ODOP1 2
(передача на частоте 890 Мгц, прием на частоте 960 Мгц), одна стан-
ция системы «Азуса» (5060 и 5000 Мгц), пять станций системы «Глот-
рэк» и несколько станций, оснащенных радиолокаторами, работающими
в диапазоне С (5690 и 5765 Мгц). Эти станции, использующие приемо-
ответчики на ракете-носителе «Сатурн V», в систему MSFN не входят.
Из девяти станций системы ODOP две (на мысе Кеннеди и в Литтл
Картер Кей) — передающие, а остальные семь, размещенные между
этими двумя, — приемные. Станции, работающие в диапазоне С, осна-
щены радиолокаторами AN/FPS-16, AN/FPQ-6, AN/TPQ-18 и
AN/MPS-25. Радиолокаторы AN/TPQ-18 и AN/MPS-25 мобильные, ос-
тальные радиолокаторы стационарные.
1 Apollo Range Instrumented Aircraft — самолеты с оборудованием для слежения за
кораблем «Аполлон».
2 Offset doppler — допплеровская РЛС с трансформацией частоты.
102
Рис. 78. Самолеты ARIA
Рис. 79. Передняя часть фюзеляжа само-
лета ARIA
Рис. 80. Антенна для самолета ARIA
ЮЗ
Станции системы MSFN на участке выведения корабля «Аполлон»
работают на частоте 2101,8 Мгц (передача) и 2287,5 Мгц (прием), ис-
пользуя приемоответчик на ракете-носителе.
СИСТЕМА СВЯЗИ КОМАНДНО-ИЗМЕРИТЕЛЬНОГО КОМПЛЕКСА
ДЛЯ КОРАБЛЕЙ «АПОЛЛОН»
Система связи, обслуживающая станции слежения NASA, получила
название NASCOM1. На рис. 81 схематически показана та часть систе-
мы, которая обеспечивает связь станций, входящих в состав КИК для
космических кораблей «Аполлон», с Координационно-вычислительным
центром МСС.
Кембридж
КОНСКОМ
Нью-Йорк
Гонолулу
о. Кауаи
11тт.:8цл1р.т.
10тт.',10ц.и р.т.
Пари#
о. Кантон
карнарбон
Сан-Франциско
/
Корабельная I
станция ,
(Тихий океан) I
Робледо де Чабела
Уайт Сандс
5гг.,79р.т.}9^,5т.в.
Корпус-Кристи
К Перту
Сиднеи
о.Вознесения
Иоганнесбуре
Тидбинбилла
центр
MSC
5&/ Центр
iyy Маршалла
-кабельная линия
- радиолиния
К Перту
Претория
Мыс
Кеннеди
о. Гуам
Пойнт-Аргуэльо
Саннибейл Центр Зймса
^Корабельная \
• станция
(Атлантич.
океан)
Голдстон
NORAB
Таксон
Гуаймас
Бермудские
о-ба
\ о.Гранд Канария
\
\ Танжер
Мадрид '
Станции на трассе
Восточного полигона
о.Бол.Баеама\
о. Антигуа ।
//
ТананариВе
Корабельная, станция
(Индийский океан}
Из Претории^
Вумера
Канберра
- центры f£a3u и управления

Рис. 81. Система связи, обслуживающая КИК для кораблей «Аполлон» (цифрами обоз-
начено число каналов связи, буквами — вид связи; р. т.—радиотелефонная связь;
т. в.—телевидение; т. т.—телетайп; ф. т.—фототелеграф; ц.—передача данных в цифро-
вой форме; часть телетайпных каналов обеспечивает скрытность связи)
Основной центр связи системы NASCOM находится при Научно-ис-
следовательском Центре Годдарда (г. Гринбелт, шт. Мэриленд), вспо-
могательные центры связи — в Канберре, Гонолулу, Лондоне и Мадри-
де. При Научно-исследовательском центре Кеннеди (шт. Флорида) соз-
дан специальный центр связи, который функционирует в основном в
период предстартовой подготовки, старта и на участке выведения.
1 NASA Communications — система связи NASA,
104
При полетах спутников «Меркурий» и «Джемини» между станциями
слежения и Координационно-вычислительным центром осуществлялась
проводная связь (в частности, по подводному кабелю) и радиосвязь
(КВ и УКВ диапазоны). Такая связь по надежности и объему информа-
ции не отвечает требованиям, которые предъявляются при полетах ко-
раблей «Аполлон». Согласно этим требованиям, система связи должна
обеспечивать передачу 2400 бадеек с вероятностью ошибки не более
10 -5. Поэтому NASA приняло решение использовать для связи станций
с КВЦ коммерческую спутниковую систему связи INTELSAT-2, создан-
ную корпорацией COMSAT. NASA арендовало шесть каналов этой си-
стемы для радиотелефонной связи и передачи цифровых данных (до
2400 бит/сек) и два канала для радиотелетайпной связи. Для ретрансля-
ции будут использоваться станции, имеющие параболические антенны
(диаметр 26 м) в Брустер-Флэте и Паумалу, а также станция в Андо-
вере с рупорной антенной (апертура 12,8 м). Кроме того, некоторые
станции системы MSFN оборудуются ретрансляционными антеннами:
— станции на кораблях «Авангард», «Меркурий» и «Редстоун»
(диаметр отражателя ретрансляционной антенны 9 м);
— станция на о. Вознесения (рупорная антенна с апертурой 12,8 м);
— станция в Карнарвоне;
— станция на о. Гранд Канария (рупорная антенна с апертурой
12,8 я).
Отмечается, что в своем нынешнем виде система связи NASCOM
позволит централизовать руководство полетом корабля «Аполлон» в
Координационно-вычислительном центре МСС. При полетах спутников
«Меркурий» и «Джемини» система NASCOM еще не обеспечивала на-
дежной связи отдаленных станций с Координационно-вычислительным
центром, поэтому на ряде станций слежения создавались группы управ-
ления, которые в определенных случаях должны были брать руководст-
во полетом на себя [150].
В центрах связи (Лондон, Мадрид, Канберра, Гонолулу) для увели-
чения пропускной способности каналов связи станций слежения с КВЦ
МСС установлены ЭЦВМ UNIVAC-418.
ТРЕНИРОВКИ ПЕРСОНАЛА СТАНЦИЙ КИК И КВЦ
Для тренировки персонала станций КИК и КВЦ МСС использова-
лись:
1. Обращавшиеся по селеноцентрическим орбитам космические ап-
параты «Лунар орбитер II, III, IV и V» (станции принимали сигналы
бортовых радиомаяков системы траекторных измерений) [151].
2. Специально оборудованные самолеты. Отмечается, однако, что
их возможности ограничены. Например, с использованием самолетов
невозможно отрабатывать одновременное сопровождение объекта не-
сколькими станциями или «передачу» объекта от одной станции другой.
3. Специально созданный спутник TTS1, запущенный 13 декабря
1967 года. Планируется запуск еще одного спутника TTS в 1968 г. [152].
1 Test and Training Satellite — спутник для испытании и тренировки.
105
ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНАЯ БАЗА
В рамках программы «Аполлон» создана широкая эксперименталь-
ная база, которая включает в себя уникальные стенды для испытаний
ракет-носителей и их отдельных ступеней, а также камеры и стенды для
испытания космического корабля и отдельных его узлов и систем. Ниже
перечислены некоторые установки для испытаний корабля и его борто-
вых систем.
1. Две барокамеры А и В в Лаборатории SESL1 в Центре MSC.
Барокамеры используются для испытаний космических кораблей «Апол-
лон», а также их отдельных узлов и систем. В барокамерах имитируют-
ся температурные условия в космическом пространстве и на поверхно-
сти Луны, а также солнечное излучение. Для имитации солнечного из-
лучения в барокамере А установлено 75 дуговых горелок с угольными
электродами. Горелки используют постоянный ток (100 а, 80 в) и рас-
считаны на работу в течение 1000 час. Потребляемая мощность 32 кет
[154}.
2. Барокамера в Центре MSC (рис. 82) для испытаний пилотируе-
мых спутников и космических кораблей с находящимися в них космо-
навтами при давлении, соответствующем высоте до ~ 70 км. Высота и
диаметр барокамеры 6 м, верхняя часть корпуса съемная. В стенке име-
ются 15 смотровых отверстий. Кислород подается по трубопроводам
(расход через трубопровод 0,28 м3/мин). В барокамере оборудовано
шесть пультов связи. Снижение давления до соответствующего высоте
~ 70 км производится за 20 мин. Нормально повышение давления произ-
водится со скоростью 80 мм рт. ст. в секунду. В случае необходимости
используется система быстрого повышения давления (до соответствую-
щего высоте 8,2 км за 3 сек, а затем до атмосферного за 8 сек). Вход в
барокамеру осуществляется через две последовательно расположенные
шлюзовые камеры диаметром 3 м. Длина одной 2,7 м, второй 3 м. Боль-
шая шлюзовая камера может использоваться в качестве самостоятель-
ной барокамеры. К этой шлюзовой камере пристроена специальная ка-
мера для проведения экспериментов по взрывной декомпрессии. В каж-
дой шлюзовой камере оборудовано четыре пульта связи. Кислород пода-
ется по 4 трубопроводам (расход через трубопровод до 0,28 м?1мин).
Светильники в барокамере и шлюзовых камерах обеспечивают общую
освещенность 646 лк [155].
1 Space Environment Simulation Laboratory — лаборатория для имитации косми-
ческих условий.
106
Рис. 82. Барокамера в Центре MSC
/—глушители; 2—система кондиционирования воздуха; 3—фланцы на стыке съемной
и стационарной частей барокамеры; 4—телевизионные камеры; 5—пульт связи; 6—тру-
бопровод системы повышения давления; 7—клапан, обеспечивающий взрывную де-
компрессию камеры 8; 5—камера для экспериментов по взрывной декомпрессии;
9—шлюзы; 10—клапаны, обеспечивающие уравнивание давлений; //—трубопровод по-
дачи кислорода в барокамеру; /2—стационарная часть барокамеры; 13—съемная часть
барокамеры; 14—светильник; 15—смотровой люк; 16—трубопровод системы быстрого
повышения давления
107
3. Две идентичные барокамеры на мысе Кеннеди (рис. 83). Высота
каждой барокамеры 17,7 м, диаметр 10,2 м. Корпус барокамеры свари-
вается из пяти поставленных друг на друга кольцевых секций (высота
по 3 м, толщина стенки 12,7 мм) из нержавеющей стали марки 304. На
эти секции устанавливается полусферическое съемное днище весом 24 т.
В нижней части барокамеры смонтирована поворотная платформа, на
которую устанавливается испытываемый объект. В барокамере за 45 мин
может создаваться вакуум, соответствующий высоте 75 км [156]. 4 5 6 * *
Рис. 83. Барокамера на мысе Кеннеди с установленным в ней кораб-
лем «Аполлон» (на заднем плане вторая барокамера)
/—лунная кабина; 2—отсек экипажа; 3—двигательный отсек
4. Термобарокамера, предназначенная для испытаний лунной каби-
ны. Длина камеры 12,1 му диаметр 2,4 м\ длина рабочей части 10,6 л,
диаметр 2,1 м. Корпус камеры изготовлен из нержавеющей стали марки
304. Стенки рабочей части изнутри обшиты медными листами. В камере
может обеспечиваться вакуум до 10~9 мм рт. ст. и температура от —184
до + 150°С [160].
5. Барокамера J-3 в Научно-исследовательском центре Арнольда
для испытания маршевого двигателя корабля «Аполлон» и двигателя
посадочной ступени лунной кабины [127].
6. Комплекс на полигоне Уайт Сандс для испытаний бортовых дви-
гателей лунной кабины. Он включает в себя стенд для испытаний двига-
телей в атмосферных условиях, а также два стенда для испытаний дви-
гателей в имитированных высотных условиях (для создания низкого дав-
ления на срезе сопла двигателя используется паровой эжектор) [158].
108
7. Термобарокамера для испытаний системы жизнеобеспечения от-
сека экипажа. В термобарокамере создается температура от—17,8 до
65,5°С и вакуум до 10 4 мм рт. ст. (для имитации разгерметизации отсе-
ка в случае пробоя стенки метеорными частицами) [189].
8. Барокамера (рис. 84) на заводе North American Rockwell в
г. Дауни (шт. Калифорния) для испытаний системы жизнеобеспечения
отсека экипажа [161, 162]
Рис. 84. Барокамера для испытаний системы
жизнеобеспечения отсека экипажа
9. Две барокамеры в исследовательском центре фирмы General Mo-
tors в Милуоки для испытаний оборудования системы наведения косми-
ческого корабля «Аполлон». Первая камера сооружена фирмой Stokes
и имеет размеры рабочей части 2,28x2,43 м. Глубина вакуума, создава-
емая в камере, составляет 5-10~н мм рт. ст. Вторая камера сооружена
фирмой Aerovac и имеет размеры рабочей части 0,76X1,02 м. Глубина
вакуума 5-10~9 10 мм рт. ст. Вакуумирование в обеих камерах осуще-
ствляется при помощи механических и ионных насосов с последующим
вымораживанием (жидкий азот). Обеспечена возможность использовать
для вымораживания жидкий гелий, что позволит создать вакуум до
5-10-13 мм рт. ст. [163].
10. Установка в Акустической лаборатории центра MSC для испы-
таний кораблей «Аполлон» на воздействие колебаний звуковой частоты
при старте и выведении. Установка включает в себя 16 сирен (общая
мощность 160 кет). Для предотвращения чрезмерной вибрации здания,
в котором смонтирована установка, используется глушитель (высота
3,3 м, диаметр 2,4 л). При проведении испытаний корабль «Аполлон»
устанавливается в здании на башне высотой 32 м. Примерно третья
часть создаваемой установкой звуковой энергии направляется на отсек
экипажа, остальная энергия — на двигательный отсек и лунную ка-
бину [164].
109
11. Установка в центре MSC для испытаний радиооборудования кос-
мического корабля «Аполлон». Макеты основного блока корабля и лун-
ной кабины, оснащенные штатным радиооборудованием, при испытаниях
устанавливаются на колоннах ферменной конструкции, изготовленных
из стеклопластика (рис. 85) [165, 166].
Рис. 85. Макет корабля «Аполлон» при испытаниях радиооборудования
12. Стенд на мысе Кеннеди для испытаний маршевого двигателя ко-
рабля «Аполлон». Этот стенд представляет собой модифицированный
стартовый комплекс № 16, использовавшийся в свое время для запуска
ракет «Титан» [167].
НАЗЕМНАЯ ОТРАБОТКА КОСМИЧЕСКОГО КОРАБЛЯ
«АПОЛЛОН»
В одном из своих выступлений генерал-майор Филлипс, руководи-
тель отделения по программе «Аполлон» в Отделе пилотируемых полетов
NASA, заявил: «Наше основное правило — сделать все возможное, что-
бы создать надежные системы путем наземной отработки». В наземную
отработку вкладываются весьма значительные средства. Именно поэто-
му, к 1968 г. уже была израсходована большая часть той суммы, кото-
рую предполагают затратить на всю программу, хотя к этапу пилотиру-
емых полетов еще не приступили [234].
, Подобная методика позволяет к этапу создания летных образцов
добиться сравнительно высокой степени надежности. Так, интенсивные
наземные испытания основного блока модели Block I позволили отрабо-
тать отдельные узлы и детали. В результате конструкция и оборудова-
ние основного блока модели Block II потребовала весьма незначитель-
ной доработки по сравнению с моделью Block I (рис. 86). Отмечается,
что когда изготовление основного блока модели Block I находилось в
такой же стадии, как и изготовление модели Block II в 1966 г., то еже-
месячно в конструкцию вносилось до 1000 изменений [235].
Рис. 86. Число изменений, внесенных в 1966 г. в
конструкцию и оборудование основного блока ко-
рабля «Аполлон» моделей Block I и Block II
Многократные наземные испытания приводили к тому, что в период
предстартовой подготовки и в полете наблюдалось сравнительно мало
отказов (табл. 15).
111
Таблица 15 [236]
Образец основного блока Число отказов
Приемочные испытания Комплексные испытания Испытания на стартовом столе Летные испытания
ОН 148 135 63 14
012 201 106 10
017 189 9
020 91
* Образцы Oil; 012 и 017 являются моделью Block I, образец 020—моделью Block И. Данные в
таблице приведены по состоянию на март 1967 г.
Ниже в качестве примера описываются наземные испытания водо-
родо-кислородных топливных элементов, а также маршевого и вспомо-
гательных двигателей основного блока.
Топливные элементы рассчитаны на работу в течение 336 час (Ису-
ток) при температуре от —1 до +55°С. Однако при наземных испытани-
ях одна батарея топливных элементов проработала в термобарокамере
1875 часов, а общая продолжительность испытаний таких батарей на
долговечность достигла 21 000 час, в том числе 3000 час в условиях,
приближенных к эксплуатационным. Во время испытаний некоторые ба-
тареи циклически охлаждались до —18°С и нагревались до -Н65°С, а
также подвергались воздействию вибраций и ускорений, интенсивность
которых превышала величину, ожидаемую на активном участке полета
ракеты-носителя [237—239].
Маршевый двигатель корабля «Аполлон» рассчитан на 50 включе-
ний при общей продолжительности работы 750 сек. В течение 1964—
1967 гг. огневые испытания прошли 42 образца маршевого двигателя,
которые включались 814 раз. Общее время работы всех двигателей
24 060 сек. При наиболее продолжительном испытании двигатель вклю-
чался 30 раз и проработал в общей сложности 750 сек. Интервалы меж-
ду отдельными включениями составляли от 60 сек rq 4 час.
Вспомогательные ЖРД за время полета космического корабля
«Аполлон» должны включаться до 5000 раз и в общей сложности прора-
ботать не менее 500 сек, причем температура нагрева стенки камеры
сгорания не должна превышать 1650°С. Блок вспомогательных двигате-
лей испытывался в барокамере, где создавалось давление, соответству-
ющее высоте 41 км. Всего двигатели включались ~ 25 000 раз и работали
циклами в импульсном режиме (каждый цикл — 300 импульсов длитель-
ностью по 10—15 сек). При других испытаниях один двигатель включал-
ся 31 500 раз и в общей сложности проработал 11 000 сек, причем темпе-
ратура стенки камеры сгорания не превышала 1260°С [241, 242].
Сообщается, что требования к наземной отработке блоков, агрега-
тов и систем стали более жесткими после пожара космического корабля
«Аполлон» 27 января 1967 г. (см. Приложение 2) [243].
ЛЕТНО-КОНСТРУКТОРСКИЕ ИСПЫТАНИЯ И ПЛАНЫ ПОЛЕТОВ
НА ЛУНУ
Летно-конструкторские испытания (ЛКИ) в рамках программы
«Аполлон» предусматривают следующие этапы (в некоторых случаях
два последовательных этапа по времени частично перекрываются):
Первый этап. Испытания системы аварийного спасения.
Второй этап. Испытания ракеты-носителя «Сатурн I» и макетов ос-
новного блока корабля «Аполлон».
Третий этап. Испытания ракеты-носителя «Сатурн 1В» и экспери-
ментальных образцов основного блока корабля «Аполлон» (без эки-
пажа).
Четвертый этап. Испытания ракеты-носителя «Сатурн V» и штат-
ных образцов основного блока корабля «Аполпон» (без экипажа).
Пятый этап. Испытания штатных образцов лунной кабины (без
экипажа).
Шестой этап. Испытания штатного образца основного блока кораб-
ля «Аполлон» с экипажем.
Седьмой этап. Испытания штатных образцов корабля «Аполлон»
(основной блок + лунная кабина) с экипажем на геоцентрической, а,
возможно, и на селеноцентрической орбитах.
Восьмой этап. Полеты с целью высадки космонавтов на Луну.
К июню 1968 г. были завершены первые пять этапов, то есть все не-
пилотируемые полеты. Согласно последнему варианту планов (июнь
1968 г.), в III квартале 1968 г. должен начаться шестой этап, в IV квар-
тале-седьмой этап и в середине или в конце 1969 г.— завершающий
восьмой этап.
Первый этап. Испытания системы аварийного спасения
Эти испытания проводились в период с 1963 по 1966 г. Натурная
система аварийного спасения устанавливалась на макете отсека экипа-
жа или на макете основного блока, а при последних испытаниях — на
экспериментальном основном блоке модели Block I. Макет отсека эки-
пажа использовался в тех случаях, когда САС срабатывала на Земле,
то есть имитировалось возникновение аварийной ситуации до отрыва
ракеты-носителя от стартового стола. Макет основного блока (а при
113
последних испытаниях — экспериментальный вариант основного бло-
ка) использовался в тех случаях, когда САС срабатывала в полете на
определенной высоте. Для доставки макета с САС на заданную высо-
ту применялись специально созданные ракеты «Литл Джо 2». Эти ра-
кеты представляли собой связку из нескольких РДТТ «Алгол» (тяга по
—50 т) и «Рекрут» (тяга по — 15 т). Число двигателей варьировалось в
зависимости от высоты, на которую предполагалось доставить полез-
ную нагрузку, заданной конечной скорости и пр. При некоторых испы-
таниях все двигатели связки включались одновременно, при других ра-
кета «Литл Джо 2» работала по двухступенчатой схеме: сначала вклю-
чалась только часть двигателей, а через определенный интервал —
остальные. Все испытания проводились на полигоне Уайт Сандс. Крат-
кие сведения об этих испытаниях приведены в табл. 16.
Второй этап. Испытания ракеты-носителя «Сатурн I» и макетов
основного блока корабля «Аполлон»
Экспериментальные ракеты-носители «Сатурн I» использовались
для летных испытаний узлов и агрегатов, которые позже в модифици-
рованном виде нашли применение на ракетах «Сатурн 1В» и «Са-
турн V». На ракетах «Сатурн I» проверялись такие инженерные реше-
ния как связка мощных ЖРД, пакет баков, водородо-кислородная верх-
няя ступень, самонастраивающаяся система наведения и пр. Сведения
о запусках ракет «Сатурн I» приведены в табл. 17. При последних че-
тырех запусках на ракете устанавливались макеты основного блока
корабля «Аполлон» с системой аварийного спасения для аэродинамиче-
ских и конструкционных испытаний.
Все запуски ракет «Сатурн I» были успешными.
Третий этап. Испытания ракеты-носителя «Сатурн 1В» и
экспериментальных образцов основного блока корабля «Аполлон»
На этом этапе было произведено три запуска, после чего ракету
«Сатурн 1В» сочли достаточно отработанной для использования в ка-
честве носителя пилотируемых аппаратов. Запуски получили обозначе-
ния «Аполлон I», «Аполлон II» и «Аполлон III», а также AS-201,
AS-203 и AS-2021.
1 Запуски, осуществляемые в рамках программы «Аполлон» с использованием
ракет «Сатурн 1В» и «Сатурн V». имеют двойное обозначение: порядковое обозначе-
ние в соответствии с хронологической последовательностью запусков: «Аполлон I»,
«Аполлон II» и т. д. и обозначение по выделенной для данного запуска ракете: AS-201,
AS-202, AS-501, AS-502, и т. д. Буквы означают Apollo/Saturn («Аполлон»/«Сатурн»).
Первая из трех цифр показывает тип используемой ракеты-носителя (2—«Сатурн 1В»;
5—«Сатурн V»), остальные две — ее заводской номер. Запуски ракет-носителей иног-
да осуществляются не в том порядке, в каком они изготовляются на заводе. Так,
третья ракета-носитель «Сатурн 1В» (заводской номер 03) была запущена раньше,
чем вторая (заводской номер 02).
114
Таблица 16 [243 — 285]
Испытания системы аварийного спасения
№ п/п Дата испытания Основные задачи испытаний Объект, на котором устанавливалась САС Ход и результаты испытаний
1 7 ноября 1963 г. (рис. 87—89) Имитация аварийной ситуации до от- рыва ракеты с кораблем от стартового стола для определения эффективности САС и парашютной системы отсека эки- пажа, устойчивости полета отсека с САС и после отделения САС, а также для изучения вибраций Макет отсека экипажа ве- сом 4,1 т Максимальная высота подъема макета 1,5 км, скорость в момент приземле- ния 7,3 м/сек, расстояние от точки приземления до точки старта 2,3 км. Испытания считаются успешными
2 13 мая 1964 г. Имитация аварийной ситуации на учас- тке выведения при высоком скоростном напоре для исследования аэродинами- ческих характеристик макета основного блока и САС, испытания системы отде- ления макета отсека экипажа от макета двигательного отсека, проверка эффек- тивности парашютной системы Макет основного блока с прочностными характери- стиками и расположением центра тяжести как у на- турных образцов САС включена на высоте 6,4 км при скорости М—0,94 и скоростном напоре 3,22 г/л/2. Стропы одного из парашю- тов зацепились за деталь отсека эки- пажа и оборвались. Скорость в момент приземления (на двух парашютах) 9,1 м/сек. Все задачи запуска считают- ся выполненными
СП 3 8 декабря 1964 г. (рис. 90) Имитация аварийной ситуации на уча- стке выведения при максимальном ско- ростном напоре для проверки эффектив- ности САС в этих условиях и испытаний модифицированной парашютной системы, использующей не один, а два тормоз- ных парашюта Макет основного блока (вес отсека экипажа 4,35 г, двигательного отсека 4,5 г). Отсек экипажа прикрыт за- щитным чехлом САС включена на высоте ~ 10 км, на высоте 13,4 км развернулись аэродина- мические поверхности на корпусе САС, на высоте 7,6 км (на нисходящей вет- ви траектории) по сигналу барометри- ческого датчика САС отделилась, на высоте 7 км введены тормозные пара- шюты. Все задачи запуска считаются выполненными
о
Продолжение табл. 16
№ п/п Дата испытания Основные задачи испытаний Объект, на котором устанавливалась САС Kqr и результаты испытаний
4 19 мая 1965 г. Имитация аварийной ситуации на уча- стке выведения для проверки эффектив- ности аэродинамических поверхностей на корпусе САС на предельной высоте Макет основного блока (вес отсека экипажа 5 г, двигательного отсека 4,54 г) На высоте 4 км вследствие чрезмер- ной скорости вращения ракета „Литл Джо 2“ разрушилась и автоматически (раньше расчетного времени) сработала САС. Максимальная высота подъема отсека экипажа с САС 5,8 км. Аэроди- намические поверхности обеспечили стабилизацию. Отсек совершил посад- ку в ~5 км от точки старта. Основная задача испытаний считается невыпол- ненной
5 29 июня 1965 г. Имитация аварийной ситуации до от- рыва ракеты с кораблем от стартового стола для определения эффективности САС Макет отсека экипажа Максимальная высота подъема маке- та 1,6 км. Все задачи испытаний счи- таются выполненными
6 29 января 1966 г. Имитация аварийной ситуации на уча- стке выведения для проверки эффектив- ности аэродинамических поверхностей на корпусе САС на предельной высоте (задача, которая не была выполнена при запуске 19 мая 1965 г.), испытания проч- ностных характеристик эксперименталь- ного образца основного блока, в част- ности, теплозащитного экрана отсека экипажа Экспериментальный основ- ной блок модели Block I (вес отсека экипажа 5 г, двига- тельного отсека без топли- ва 2,3 г) и балласт весом 6,8 т САС включена на высоте 19 км. Мак- симальная высота подъема отсека эки- пажа с САС 22 км. На этой высоте раз- вернулись аэродинамические поверхно- сти. Отсек совершил посадку на рассто- янии 35 км от места старта. Все зада- чи запуска считаются выполненными
Рис. 87. Макет отсека экипажа с установленной на нем
САС на стартовой площадке
9
Рис. 88. Полет макета отсека экипажа
1 — включение основного и вспомогательного РДТТ САС; 2 — прекращение ра-
боты основного РДТТ; 3 — отбрасывание САС; 4 — выброс тормозного парашюта;
5 — развертывание тормозного парашюта; 6 — отделение тормозного парашюта и вы-
брос вытяжных парашютов; 7 — вытягивание основных парашютов; 8 — развертыва-
ние основных парашютов; 9 — приземление макета отсека экипажа
I — расстояние (2,3 км) от места старта до места приземления макета отсека экипажа
117
Рис. 89. Макет отсека экипажа после
посадки
Расстояние от точки старта j км
Рис. 90. Схема полета при испытаниях САС
А — старт ракеты «Литл Джо 2»; Б — включение основного и вспомо-
гательного РДТТ САС и отделение макета отсека экипажа с САС; В—раз-
вертывание аэродинамических поверхностей; Г — разворот САС с от-
секом экипажа; Д— включение РДТТ для отделения САС; Е — раз-
вертывание тормозных парашютов; Ж — развертывание основных па-
рашютов; 3 — падение САС; И — падение ракеты «Литл Джо 2» с
макетом двигательною отсека; К — посадка макета отсека экипажа
118
Обозначение запуска Дата запуска Состав ракеты Полезная нагрузка Стартовый вес ракеты вместе с полезной на- грузкой, т
AS-1 j27 октября 1961 г. Натурная первая сту- пень и на- полненный водой макет второй сту- пени Наполненный во- дой макет третьей ступени и носовой конус ракеты „Юпитер* 420 1
AS-2 25 апреля 1962 г. 9 440
AS-3 16 ноября 1962 г. л 9 500
AS-4 28 марта 1963 г. » 9 426
Таблица 17 [287—298]
Вес объекта, выведенного на орбиту, г Элементы начальной орбиты Начальный 1 период обра- | щения, мин Примечания
перигей, км апогей, км на- кло- нение, град
Запуск по баллистической траектории Полет продолжался 483,6 сек
Запуск по баллистической траектории Ракета, в соответст- вии с программой, была подорвана че- рез 160 сек после старта на высоте 104 км; обломки ра- кеты упали на рас- стоянии 364 км от места запуска
Запуск но баллистической траектории Ракета,в соответст- вии с программой, была подорвана на высоте 167 км; облом- ки ракеты упали на расстоянии 434 км от места запуска
Запуск по баллистической траектории Ракета достигла вы- соты 124 км и упала в 370 км от места запуска
Продолжение табл. 17
Обозначение запуска Дата запуска Состав ракеты Полезная нагрузка Стартовый вес ракеты вместе с полезной на- грузкой, т Вес объекта, выведенного на орбиту, т Элементы начальной орбиты Начальный период обра- щения, мин Примечания
перигей, км апогей, км на- кло- нение, град
AS-5 29 января 1964 г. Натурные первая и вторая ступени Носовой конус и балласт (5,26 т песка) -500 17,098 (вторая ступень с остатком топлива 6,486; отсек оборудования 2,359; переходник 1,814; носовой конус ракеты „Юпитер44 1,134; радио- маяк и датчики темпе- ратуры 0,045; балласт 5,26) 263,9 759,6 31,43 94,6
AS-6 28 мая 1964 г. л Макет № 13 ос- новного блока ко- рабля „Аполлон44 и САС (рис. 91—93) 512,5 16,919 (вторая ступень с остатком топлива 6,441; отсек оборудования 2,767; переходник и ма- кет основного блока ко- рабля „Аполлон44—7,711) 178,6 226,9 31,74 88,35 1 июня 1964 г. спут- ник на 50-м витке вошел в плотные слои атмосферы
AS-7 18 сентября 1964 г. 99 Макет № 15 ос- новного блока ко- смического ко- рабля „Аполлон44 и САС 517 16,647 (вторая ступень с остатком топлива 6,396; отсек оборудования 2,449; переходник и ма- кет основного блока ко- рабля „Аполлон44 7,802) 177 204 31,72 88,3 22 сентября 1964 г. спутник на 59-м вит- ке вошел в плотные слои атмосферы
AS-9 16 февраля 1965 г. » Макет основного блока космиче- ского корабля „Аполлон44, спут- ник „Пегас 1“ и САС -500 14,97 (вторая ступень с остатком топлива 6,58; отсек оборудования 1,18; переходник 1,22; спутник „Пегас Г 1,45; макет основного блока корабля „Аполлон44 4,54) -500 -730 31,74 96,84
Обозначение запуска Дата запуска Состав ракеты Полезная нагрузка Стартовый вес ракеты вместе с полезной на- грузкой, т
AS-8 25 мая 1965 г. Натурные первая и вторая сту- пени Макет основного блока космиче- ского корабля „Аполлон", спут- ник „Пегас IIй и САС -500
AS-Ю 30 июля 1965 г. » Макет основного блока космиче- ского корабля „Аполлон", спут- ник „Пегас IIIй и САС -500
Продолжение табл. 17
Вес объекта, выведенного на орбиту, т Элементы начальной орбиты Начальный период обра- щения, мин Примечания
перигей, км апогей, км на- кло- нение, град
15,32 (вторая ступень с остатком топлива 7,07; отсек оборудования 1,18; переходник 1,22; спутник „Пегас 11“ 1,45; макет основного блока кораб- ля „Аполлон" 4,4) -509 -740 31,74 97
15,01 (вторая ступень с остатком топлива и от- сек оборудования 8,98; спутник „Пегас 111“ —1,45; переходник и макет основного блока корабля „Аполлон* 4,58) 483 595 28,9 95,26
Рис. 91. Ра кета-носитель «Сатурн I» с макетом основною блока космиче-
ского корабля «Аполлон» и САС на стартовой площадке
/ — САС; 2 — отсек экипажа корабля «Аполлон»; 3 — двигательный отсек корабля
«Аполлон»; 4— вторая ступень (ракета S-4); 5— первая ступень (ракета о-I)
122
Рис. 92. Схема ракеты-носителя «Са-
турн I» с макетом основного блока
космического корабля «Аполлон» и
САС
1 — САС; 2 — отсек экипажа космического
корабля «Аполлон», 3 — двигательный от-
сек корабля «Аполлон»; 4 — переходник
между ракетой-носителем и макетом ос-
новного блока космического корабля «Апол-
лон», 5 —отсек оборудования; 6 — вторая
ступень; 7 —• первая ступень
Рис. 93 Стыковка макета основного
блока космического корабля «Апол-
лон» с ракетой-носителем «Сатурн I»
/ — отсек экипажа; 2 — двигательный от-
сек; 3 — отсек оборудования ракеты-носи-
теля
123
Запуск «Аполлон I» (AS-201) был произведен 26 февраля 1966 г.
со стартового комплекса № 34 на мысе Кеннеди. В качестве полезной
нагрузки на ракете-носителе «Сатурн IB» AS-201 (рис. 94—96) был
установлен экспериментальный образец 009 основного блока корабля
«Аполлон» модели Block I (без экипажа) и САС.
Рис. 94. Ракета-носитель «Сатурн 1В»
AS-201
Рис. 95. Ракета «Сатурн IB» AS-201
с космическим кораблем «Аполлон I»
перед запуском
Основные задачи запуска:
— испытания стартового комплекса;
— испытания двигательных установок, систем наведения, управле-
ния, электропитания и обнаружения неисправностей ракеты-носителя;
— исследование прочностных характеристик и совместимости ра-
кеты-носителя и основного блока;
— аэродинамические испытания ракеты, основного блока и САС;
— проверка системы разделения ступеней ракеты и системы раз-
деления отсеков (двигательный отсек и отсек экипажа) основного
блока;
— проверка теплозащитных экранов отсека экипажа при входе в
атмосферу со скоростью ~ 8 км!сек\
— испытания бортовых двигателей основного блока, в частности,
системы повторного включения маршевого двигателя;
124
/
Рис. 96. Схематическое изображение полезной
нагрузки для запуска «Аполлон I»
1 — обтекатель САС; 2 — аэродинамические поверхности
САС; 3 — вспомогательный РДТТ САС; 4 — РДТТ для
отделения САС; 5 — основной РДТТ САС; 6 — рама
САС; 7 — плоскость разделения САС и отсека эки-
пажа; 8 — отсек экипажа; 9 — плоскость разделения от-
сека экипажа и двигательного отсека; 10 — вспомога-
тельные двигатели; 11, 13 — радиаторы; 12— переходник
между ракетой-носителем и кораблем «Аполлон»;
14 — двигательный отсек: 15 — переходник между двига-
тельным отсеком и отсеком экипажа
125
— проверка систем связи, электропитания, жизнеобеспечения, уп-
равления спуском и парашютной системы основного блока.
Общий вес полезной нагрузки (20,75 т) распределялся следующим
образом (в тоннах):
отсек экипажа (включая балласт, имитирующий 5
вес экипажа и кресел)
двигательный отсек 10,33
переходник между ракетой и основным блоком 1,72
САС * 3,7
Согласно программе, ракета-носитель «Сатурн 1В» AS-201 должна
была вывести основной блок на баллистическую траекторию с высшей
точкой 480 км. Маршевый двигатель основного блока включается дваж-
ды и доводит скорость до 8,4 км/сек. Отделившийся отсек экипажа при
входе с такой скоростью в атмосферу должен испытывать перегрузки
до 15, а удельный тепловой поток должен достигать 540 ккал/м2сек.
Отсек должен приводниться в Атлантическом океане в 8800 км от ме-
ста запуска.
Рис. 97. Приводнившийся отсек экипажа
Ракета-носитель работала в соответствии с программой, основной
блок был выведен на расчетную траекторию. Маршевый двигатель раз-
вивал тягу на 10% меньше номинальной, в результате расчетное прира-
щение скорости обеспечено не было, и отсек экипажа вошел в атмосфе-
ру со скоростью 8,2 кг/сек (удельный тепловой поток 521 ккал/мРсек).
Отсек приводнился в 56 км от заданной точки (рис. 97) и после привод-
нения был поднят на борт спасательного корабля. Послеполетный
осмотр отсека показал, что он находится в хорошем состоянии, механи-
ческие повреждения отсутствуют, степень обугливания теплозащитных
экранов вполне допустимая.
Согласно заявлению представителей NASA, программа испытаний
при запуске «Аполлон I» была выполнена полностью. В ходе испытаний
замерялось до 1300 различных параметров, 99% измерений проведены
успешно [299—330].
126
Рис. 98. Ракета-носитель «Са-
Запуск «Аполлон II» (AS-203) был произведен 5 июля 1966 г. со
стартового комплекса № 37 на мысе Кеннеди (рис. 98). Полезной на-
грузки ракета «Сатурн IB» AS-203 при этом запуске не несла. На ней
лишь был установлен специально изготовленный головной обтекатель
(вес 2,68 т).
Основные задачи запуска:
— изучение возможности удер-
жать жидкий водород в задней час-
ти бака второй ступени в период ее
орбитального полета, используя ус-
корения (~2-10"5 g), создаваемые
при отводе паров жидкого водоро-
да из бака;
— испытания системы, обеспе-
чивающей повторное включение ос-
новного двигателя второй ступени и
охлаждение его перед повторным
включением. Само повторное вклю-
чение не планировалось;
— изучение поведения жидкого
водорода во время орбитального
полета. Для этой цели предназна-
чались различные зонды, помещен-
ные в бак жидкого водорода, а так-
же две телевизионные камеры;
— изучение процесса успокое-
ния жидкого водорода после воз-
буждения его колебаний путем ис-
кусственной дестабилизации сту-
пени;
— изучение поведения жидкого
водорода при резком падении дав-
ления наддува в баке;
— изучение скорости теплопе-
редачи к жидкому водороду через
снабженные теплоизоляцией стенки
бака;
— испытания системы, обеспечивающей проверку второй ступени
и отсека оборудования ракеты-носителя в период орбитального полета;
— испытания системы ориентации и системы терморегулирования
второй ступени в орбитальном полете;
— испытания способности системы наведения ракеты-носителя
обеспечить вывод полезной нагрузки на заданную орбиту.
Все эти задачи были поставлены потому, что необходимо было
проверить способность ракеты S-4B (используется в качестве второй
ступени ракеты-носителя «Сатурн 1В» и третьей ступени ракеты-носите-
ля «Сатурн V») обеспечить второй старт при выводе космических ко-
раблей «Аполлон» ракетами-носителями «Сатурн V» на траекторию по-
лета к Луне.
Согласно программе, вторая ступень ракеты «Сатурн IB» AS-203
с остатком (8,8 т) жидкого водорода должна была выйти на круговую
геоцентрическую орбиту высотой 190 км. Фактически ступень вышла на
орбиту с высотой перигея 161 км и высотой апогея 164 км. Вес ступе-
ни, выведенной на орбиту, составлял 26551 т, в том числе вес остатка
127
жидкого водорода—9 т и вес остатка жидкого кислорода~ 1,4 т. Поч-
ти все предусмотренные программой операции во время орбитального
полета ступени были выполнены. В целом была подтверждена способ-
ность ракеты S-4B обеспечить второй старт [330—340].
Запуск «Аполлон III» (AS-202) был произведен 25 августа 1966 г.
со стартового комплекса № 34 на мысе Кеннеди. В качестве полезной
нагрузки на ракете-носителе «Сатурн IB» AS-202, как и при запуске
«Аполлон I», был установлен экспериментальный образец основного
блока корабля «Аполлон» модели Block I (без экипажа) и САС.
Основные задачи запуска «Аполлон III» (они во многом аналогич-
ны задачам запуска «Аполлон I»):
— испытания двигательных установок и бортовых систем ракеты-
носителя;
— проверка теплозащитных экранов отсека экипажа при входе в
атмосферу со скоростью~ 8 км!сек;
— испытания бортовых двигателей основного блока, в частности
маршевого двигателя, который должен был включаться 4 раза;
— проверка систем связи (унифицированная система сантиметро-
вого диапазона) наведения, электропитания (водородо-кислородные
топливные элементы), жизнеобеспечения, управления спуском и пара-
шютной системы основного блока.
Общий вес полезной нагрузки (27,52 т) распределялся следующим,
образом (в тоннах):
отсек экипажа 6
двигательный отсек 16
переходник между ракетой и основным блоком 1,72
САС 3,8
Согласно программе, ракета-носитель «Сатурн IB» AS-202 должна
была вывести основной блок на баллистическую траекторию. При пер-
вом включении маршевый двигатель сообщает основному блоку при-
ращение скорости, обеспечивающее достижение при полете по балли-
стической траектории высоты 1300 км. На нисходящей ветви траекто-
рии двигатель включается еще три раза и обеспечивает вход отсека
экипажа в атмосферу со скоростью 8,5 км)сек. Отсек совершает два
погружения в атмосферу. При первом скорость составляет 8,5 км!сек и
удельный тепловой поток 216—244 ккал/м^сек, при втором — 8,3 км)сек
и 162—190 ккал!м2сек. Отсек экипажа должен приводниться в Тихом
океане, пролетев 27 000 км (рис. 99).
Ракета-носитель работала в соответствии с программой, основной
блок был выведен на расчетную траекторию. Маршевый двигатель
обеспечил достижение высоты— 1400 км и вход в атмосферу с расчет-
ной скоростью. Отсек приводнился, недолетев 320 км до расчетной точ-
ки, вследствие того, что его аэродинамические характеристики в ре-
зультате продувок в аэродинамических трубах были определены недо-
статочно точно. После приводнения отсек был поднят на борт спаса-
тельного корабля (рис. 100).
Согласно заявлению представителей NASA, в целом запуск «Апол-
лон III» был успешным. Ракета-носитель «Сатурн 1В» была признана
достаточно отработанной для использования при запусках пилотируемых
аппаратов.
128
Рис. 99. Схема полета ракеты-носителя «Сатурн IB» AS-202 и основного блока корабля
«Аполлон» при запуске «Аполлон III»
1 — старт ракеты; 2 — выключение двигателей первой ступени и разделение ступеней; 3 — включе-
ние двигателя второй ступени; 4 — отделение САС; 5 — выключение двигателя второй ступени; от-
деление второй ступени; первое включение маршевого двигателя корабля; 6 — выключение марше-
вого двигателя; 7 — включение разгонных двигателей; 8 — второе включение маршевого двигателя;
9 — выключение маршевого двигателя; 10 — ориентирование корабля перед разделением отсеков;
11 — разделение отсеков; 12, — вход отсека экипажа в атмосферу; 14 — развертывание основ-
ных парашютов; 15 — приводнение отсека экипажа
А — падение первой ступени; В — падение второй ступени; С — падение двигательного отсека
Рис. 100. Подъем отсека экипажа на борт спа-
сательного корабля
129
Первоначально предполагалось в ходе ЛКИ производить парные за-
пуски ракет-носителей «Сатурн 1В». При этом одна ракета должна была
нести основной блок с экипажем, а вторая — лунную кабину. На орбите
космонавты должны были осуществить встречу основного блока с лун-
ной кабиной. Однако впоследствии от таких парных запусков отказа-
лись. Пожар корабля «Аполлон» привел к отсрочке пилотируемых за-
пусков более чем на полтора года. К этому времени была отработана
ракета «Сатурн V», которая одна может вывести на орбиту и основной
блок и лунную кабину [341—360].
Четвертый этап. Испытания ракеты-носителя «Сатурн V» и штатных
образцов основного блока корабля «Аполлон» (без экипажа)
На этом этапе предусматривались три запуска, однако были про-
ведены только два («Аполлон IV» и «Аполлон VI»), а от третьего отка-
зались, поскольку после двух запусков ракету «Сатурн V» сочли доста-
точно отработанной для вывода на орбиту кораблей «Аполлон» с эки-
пажем. Отказ от третьего запуска позволил сэкономить ~ 300 млн. долл.
[447].
Запуск «Аполлон IV» (AS-501) был произведен 9 ноября 1967 г.
со стартового комплекса № 39 на мысе Кеннеди. В качестве полезной
нагрузки на ракете-носителе «Сатурн V» AS-501 (рис. 101) был установ-
лен штатный образец основного блока корабля «Аполлон», макет лунной
кабины и САС.
Основные задачи запуска:
— испытания ракеты-носителя и корабля;
— проверка совместимости ракеты-носителя и корабля;
— испытания теплозащитных экранов отсека экипажа при входе в
атмосферу со второй космической скоростью;
— испытания в условиях нагрева при входе в атмосферу теплоза-
щитных уплотнений быстрооткрывающегося люка отсека экипажа.
Общий вес полезной нагрузки (~43 т) распределялся следующим
образом (в тоннах):
— отсек экипажа 5,3
— двигательный отсек 18,3
— макет лунной кабины ~ 14
— переходник 1,8
— САС 3,7
Согласно программе (рис. 102), третья ступень (ракета S-4B) ра-
кеты-носителя с неполностью израсходованным запасом топлива и по-
лезная нагрузка должны быть выведены на круговую геоцентрическую
орбиту высотой 185 км. В конце второго витка по этой орбите вторично
включается двигатель третьей ступени и переводит ступень с полезной
нагрузкой на начальную эллиптическую орбиту с высотой апогея
17 400 км. Основной блок отделяется и с помощью маршевого двигателя
переходит на конечную эллиптическую орбиту с высотой апогея
18 350 км. Второе включение маршевого двигателя обеспечивает сход
с орбиты и разгон до второй космической скорости перед входом в ат-
мосферу. Отсек экипажа совершает два погружения при входе в атмос-
феру. При первом погружении скорость составляет 11,074 км]сек, удель-
ный тепловой поток 1590 ккал!м2сек, перегрузки 8,33. Отсек должен
приводниться в Тихом океане.
130
Рис. 101. Ракета-носитель «СатурнУ»
AS-501 с полезной нагрузкой перед
запуском «Аполлон IV»
131
Ракета-носитель работала в соответствии с программой. Третья
ступень с полезной нагрузкой была выведена на близкую к круговой ор-
биту с высотой перигея 184 км и высотой апогея 190 км. Вес на орбите,
Рис. 102. Схема полета ракеты «Сатурн V» AS-501 и полезной нагрузки при за-
пуске «Аполлон IV»
1 — отделение первой ступени, 2 — отделение второй ступени; 3 — выход полезной нагрузки
на начальную круговую орбиту; 4 — повторное включение двигателя третьей ступени, выход
полезной нагрузки на промежуточную эллиптическую орбиту; 5 — отделение третьей ступе-
ни с макетом лунной кабины, первое включение маршевого двигателя корабля «Аполлон»
для перевода на конечную эллиптическую орбиту; 6 — повторное включение маршевого дви-
гателя корабля «Аполлон» для обеспечения схода с орбиты и входа отсека экипажа в ат-
мосферу со второй космической скоростью; 7 — приводнение отсека экипажа;
А — начальная круговая орбита; В — промежуточная эллиптическая орбита; С — конечная
эллиптическая орбита
включая вес ступени с остатком топлива, составлял 127 т. В результа-
те повторного включения основного двигателя ступень с полезной на-
грузкой перешла на начальную эллиптическую орбиту с высотой апо-
гея 17 700 км. Основной блок отделился и с помощью маршевого дви-
гателя перешел на конечную эллиптическую орбиту с высотой апогея
18 350 км. При втором включении маршевый двигатель проработал на
13 сек дольше, чем предусматривалось программой. В результате ско-
рость отсека экипажа при первом погружении составляла 11,139 км!сек,
а максимальный удельный тепловой поток 1680 ккал)м2сек. Отсек при-
воднился в 16 км от расчетной точки (рис. 103).
Согласно заявлению представителей NASA, запуск «Аполлон IV»
был полностью успешным и все задачи его были выполнены. Никаких
отклонений в работе ракеты-носителя не зарегистрировано, отсек экипа-
жа хорошо выдержал вход в атмосферу со второй космической скоро-
стью [361—395].
132
Рис. 103. Приводнившийся от-
сек экипажа
133
Рис. 104. Ракета-носитель «Сатурн V»
AS-502 с полезной нагрузкой перед
запуском «Аполлон VI»
Запуск «Аполлон VI» (AS-502) был произведен 4 апреля 1968 г.
со стартового комплекса № 39 на мысе Кеннеди. В качестве полезной
нагрузки на ракете-носителе «Сатурн V» AS-502 (рис. 104) был уста-
новлен штатный образец основного блока корабля «Аполлон» (обра-
зец 020), макет лунной кабины и САС.
Основные задачи запуска:
— испытания ракеты-носителя
с выводом полезной нагрузки на
траекторию полета к Луне;
— испытания бортовых систем
основного блока;
— испытания теплозащитных
экранов отсека экипажа и уплотне-
ний быстрооткрывающегося люка в
условиях входа в атмосферу со вто-
рой космической скоростью.
Согласно программе, третья сту-
пень (ракета S-4B) ракеты-носите-
ля с неполностью израсходованным
запасом топлива и полезная нагруз-
ка должны быть выведены на круго-
вую геоцентрическую орбиту высо-
той 185 км. После двух витков по
этой орбите двигатель третьей сту-
пени включается вторично, чтобы
обеспечить перевод ступени с полез-
ной нагрузкой на траекторию полета
к «воображаемой Луне» (наиболь-
шее удаление от Земли - 515000 км).
Через 3 мин после повторного
выключения двигателя третьей сту-
пени основной блок отделяется, и
спустя 2 мин включается маршевый
двигатель основного блока, кото-
рый обеспечивает торможение, не-
обходимое для перевода блока на
геоцентрическую орбиту с высотой апогея ~ 22 000 км. Третья ступень
с переходником, внутри которого размещается макет лунной кабины,
продолжает движение по траектории полета к «воображаемой Луне».
Эта траектория представляет собой геоцентрическую орбиту с большим
эксцентриситетом. Период обращения объекта по этой орбите— 16 суток.
Основной блок через — 6 час после отделения приближается к
Земле, и вторично включается маршевый двигатель, который обеспечи-
вает сход с орбиты и доразгон до второй космической скорости. Отсек
экипажа отделяется, входит со второй космической скоростью в атмос-
феру, совершает спуск и посадку на парашютах в Тихом океане при-
мерно через 9 час 50 мин после старта.
Фактически запуск «Аполлон VI» протекал следующим образом.
Первая ступень ракеты работала нормально. На второй ступени два
из пяти двигателей выключились на — 2 мин раньше расчетного време-
ни, остальные три двигателя проработали примерно на 1 мин дольше
расчетного времени. Чтобы компенсировать недобор скорости и обес-
печить вывод третьей ступени с полезной нагрузкой на орбиту, продол-
жительность работы двигателя этой ступени при первом включении
134
была увеличена на — 0,5 мин, в результате чего было перерасходовано
~ 10 г топлива. Ступень с полезной нагрузкой вышла на орбиту с вы-
сотой перигея 176 км и высотой апогея ~350 км, то есть высота апогея
почти вдвое превышала расчетную. Вес объекта, выведенного на орби-
ту (третья ступень с частично израсходованным запасом топлива, от-
сек оборудования ракеты-носителя, основной блок корабля «Аполлон»,
переходник между ракетой и кораблем, макет лунной кабины), состав-
лял —120 т. После двух витков по орбите с Земли была подана коман-
да на повторное включение двигателя третьей ступени для перевода
ступени с полезной нагрузкой на траекторию полета к «воображаемой
Луне». Двигатель не включился. Тогда была подана команда на отде-
ление основного блока. Отделившийся блок с помощью маршевого дви-
гателя был переведен на орбиту с высотой апогея ~ 22 000 км, как и
предусматривалось первоначальной программой, однако, для этого по-
требовалось больше топлива, чем предусматривала эта программа (мар-
шевый двигатель проработал 7 мин 25 сек). В результате при втором
включении маршевого двигателя для схода с орбиты и доразгона до
второй космической скорости не удалось обеспечить заданной скорости
при входе отделившегося отсека экипажа в атмосферу (скорость соста-
вила всего 9,4 км!сек). Отсек экипажа вошел в атмосферу и через
9 час 56 мин после старта приводнился на парашютах примерно в
500 км от района, предусмотренного первоначальной программой. Сред-
ства ПСК (авианосец «Окинава» и др. корабли) прибыли из этого райо-
на в фактический район посадки через 4 часа после приводнения. Отсек
экипажа был поднят на борт авианосца [427—430, 446}.
В результате анализа телеметрических данных было установлено,
что отказы двигателей на второй и третьей ступенях произошли вслед-
ствие утечки в трубопроводах, а также неправильного подсоединения
кабелей. Эти неполадки сочли не настолько серьезными, чтобы произво-
дить еще один запуск на четвертом этапе. Испытания основного блока
при запуске «Аполлон VI» считаются полностью успешными. Особо от-
мечается тот факт, что, несмотря на неполадки в двигателях ракеты-но-
сителя, отсек экипажа был благополучно возвращен на Землю, и, если
бы в нем находились космонавты, они были бы спасены [448, 449],
Пятый этап. Испытания штатных образцов лунной кабины
(без экипажа)
На этом этапе предусматривались два запуска, однако был прове-
ден только один («Аполлон V»), а от второго отказались, поскольку
после одного запуска лунную кабину сочли достаточно отработанной
для использования в составе пилотируемых кораблей «Аполлон».
Запуск «Аполлон V» (AS-204) был произведен 22 января 1968 г.
со стартового комплекса № 37В на мысе Кеннеди. Для запуска приме-
нялась ракета-носитель «Сатурн IB» AS-204 (рис. 105). В качестве
полезной нагрузки использовался штатный образец (LM-1) лунной ка-
бины без посадочного шасси (для экономии веса). Для выполнения не-
которых функций, которые при пилотируемых полетах должны осуще-
ствлять космонавты, в лунной кабине было установлено программное
устройство. Основные задачи запуска:
— испытания двигателя посадочной ступени лунной кабины с ими-
тацией перехода с круговой селеноцентрической орбиты на эллиптиче-
скую, а затем с имитацией схода с эллиптической селеноцентрической
орбиты и посадки на Луну;
135
— испытания двигателя взлетной ступени лунной кабины с имита-
цией аварийного отделения взлетной ступени от посадочной, а затем с
имитацией старта с «Луны;
— испытания двигателей системы ориентации лунной кабины;
— испытания конструкции лунной кабины, а также бортовых си-
стем наведения, жизнеобеспечения и терморегулирования.
Согласно программе, последняя ступень
(ракета S-4B) ракеты-носителя с полезной на-
грузкой должна быть выведена на орбиту с
высотой перигея 160 км и высотой апогея
220 км, На третьем витке этой орбиты (при-
мерно через 4 часа после старта) включается
двигатель посадочной ступени сначала па
38 сек (имитация перехода с круговой селено-
центрической орбиты на эллиптическую), а за-
тем на ~ 780 сек (имитация схода с эллиптиче-
ской селеноцентрической орбиты и посадки на
«Луну). Тяга двигателя при этом регулируется
в диапазоне 10%—94% от полной. Затем про-
изводится включение двигателя взлетной сту-
пени сначала на 5 сек (имитация аварийного
отделения взлетной ступени от посадочной),
а затем на 450 сек (имитация старта с «Луны).
После этого (примерно через 6,5 часов после
старта) эксперименты с лунной кабиной завер-
шаются. Взлетная и посадочная ступени долж-
ны примерно через два года войти в атмосфе-
ру. Спасение ступеней не планировалось.
Ракета-носитель «Сатурн IB» AS-204 вы-
вела лунную кабину LM-1 на орбиту с высо-
той перигея 161 км, высотой апогея 220 км и
наклонением к плоскости экватора ЗГ. Пери-
од обращения 88,3 мин. При первом включе-
нии двигатель посадочной ступени не набрал
нужной тяги в предусмотренное программой
время и был автоматически выключен. Позже
этот невыполненный эксперимент был дважды
повторен, оба раза успешно. От включения
двигателя посадочной ступени на ~ 780 сек при-
шлось отказаться. Предусмотренные програм-
мой два включения двигателя взлетной ступе-
ни в целом прошли успешно, испытания дви-
гателей системы ориентации и других борто-
вых систем тоже признаны успешными. По-
скольку двигатель посадочной ступени па
~780 сек не включался, ступени лунной кабины
после завершения экспериментов оказались на
низкой орбите и на шестом витке вошли в ат-
мосферу и упали в Тихий океан. Попыток спас-
ти ступени не предпринималось.
Рис. 105. Ракета-носитель
«Сатурн IB» AS-204 с
лунной кабиной (скрыта
пол переходником) при
запуске «Аполлон V»
Согласно заявлению представителей NASA, запуск «Аполлон V»
был успешным на 98%. Из 33 задач были выполнены 32. Невыполнен-
ной оказалась только одна задача: включение двигателя посадочной
ступени на ~ 780 сек для имитации схода лунной кабины с эллиптичес-
кой селеноцентрической орбиты и посадки на Луну [427—439].
136
Шестой этап. Испытания штатного образца основного блока корабля
«Аполлон» с экипажем
На этом этапе намечается один запуск («Аполлон VII») основного
блока модели Block II с экипажем. Основной блок должен быть выве-
ден ракетой-носителем «Сатурн 1В» на геоцентрическую орбиту в сен-
тябре 1968 г. В состав экипажа включены космонавты Ширра, Канни-
нгем и Эйзеле. Задача этого запуска—комплексные испытания штатного
образца основного блока модели Block II и тренировка космонавтов.
На вторые сутки полета предусмотрено сближение (с расстояния
~240 км) основного блока с обращающейся по орбите второй ступенью
ракеты-носителя. При этом будут имитироваться маневры основного
блока по обеспечению встречи на селеноцентрической орбите с взлетной
ступенью лунной кабины. Общая продолжительность полета~ ГО суток.
Седьмой этап. Испытания штатных образцов корабля «Аполлон»
(основной блок+лунная кабина) с экипажем
На этом этапе намечается до пяти запусков («Аполлон VIII»,...,
«Аполлон XII») в 1968—1969 гг. При первом запуске («Аполлон VIII»)
ракета-носитель «Сатурн V» должна вывести корабль «Аполлон» с эки-
пажем на геоцентрическую орбиту. Космонавты (Макдивитт, Скотт и
Швейкарт) должны имитировать большинство операций, предстоящих
при полете на Луну, в частности, осуществить перестроение отсеков,
после чего Макдивитт и Швейкарт перейдут из отсека экипажа в лун-
ную кабину, кабина отделится от основного блока, отдалится от него
на расстояние~ 160 км, а затем возвратится к основному блоку и при-
стыкуется к нему. Общая продолжительность полета^ 10 суток. Запуск
«Аполлон VIII» запланирован на ноябрь—декабрь 1968 г. Остальные
запуски этого этапа, запланированные на 1969 г., также предусматри-
вают вывод ракетой «Сатурн V» корабля «Аполлон» с экипажем на
геоцентрическую орбиту. Однако, не исключена возможность того, что
руководители программы сочтут целесообразным при некоторых запус-
ках этого этапа выводить корабли на траекторию облета Луны или на
селеноцентрическую орбиту (без посадки на Луну).
Восьмой этап. Полет с попыткой высадки космонавтов на Луну
Первый такой полет (запуск «Аполлон XIII»), согласно последним
сообщениям, состоится не ранее июля—августа 1969 г. Если в 1969 г.
высадку произвести не удастся, то ее постараются осуществить в 1970 г.
После запуска «Аполлон XIII» в распоряжении NASA будет оставать-
ся 7 из 15 ракет-носителей «Сатурн V», заказанных в рамках програм-
мы «Аполлон», и соответствующее количество штатных кораблей «Апол-
лон». После осуществления первой высадки космонавтов на Луну и
возвращения их на Землю работы по программе «Аполлон» будут счи-
таться завершенными. Если в начале 1970-х годов NASA предпримет
новые полеты с целью доставки экспедиций на Луну, то эти полеты бу-
дут производиться уже в рамках программы ААР, предусматривающей
использование средств, разработанных по программе «Аполлон» для
создания обитаемых орбитальных станций и дальнейшего исследования
Луны [423—426, 431, 450—453].
Сводная таблица результатов и планов ЛКИ в рамках программы
«Аполлон» приведена в приложении № 1.
137
ОТБОР И ПОДГОТОВКА КОСМОНАВТОВ
С 1959 по 1967 гг. NASA отобрало шесть групп космонавтов. В по-
летах по программе «Аполлон» будут участвовать космонавты из раз-
личных групп.
Первая группа американских космонавтов (табл. 18) в составе
7 человек (из 508 кандидатов) была отобрана в 1959 г. К кандидатам
в космонавты предъявлялись следующие требования.
1. Рост не более 182 см.
2. Возраст не старше 40 лет.
3. Безупречное здоровье.
4. Наличие диплома летной школы ВВС или ВМС и диплома о выс-
шем образовании в области точных или технических наук.
5. Опыт полетов в основном на реактивных самолетах (всего не
менее 1500 налетанных часов) [180].
Вторая группа космонавтов в составе 9 человек (из 253 кандида-
тов) была отобрана в сентябре 1962 г. Все космонавты этой группы
имеют стаж работы в качестве летчиков-испытателей реактивных само-
летов и высшее образование в области точных, технических или биоло-
гических наук. Во время отбора средний возраст космонавтов состав-
лял 32,5 года.
Третья группа космонавтов в составе 14 человек (из 271 кандида-
та) была отобрана в сентябре 1963 г. [181, 182]. Отмечается вы-
сокий образовательный уровень космонавтов третьей группы: в среднем
5,6 года обучения в ВУЗе и аспирантуре. Среди 14 космонавтов этой
группы имеются два научных работника: Рассел Швейкарт — астро-
ном из Массачусетского политехнического института и Уолтер Каннин-
гем — физик, работавший в фирме Rand [183].
Четвертая группа космонавтов в составе 6 человек (из 1500 канди-
датов) была отобрана в июне 1965 года [183, 185]. В эту группу спе-
циально отбирались научные работники различных специальностей
(рис. 106) [186, 187]. Двое из отобранных космонавтов (Кэртис Майкл
и Джозеф Кервин) имели опыт управления реактивными самолетами,
который они получили, находясь на действительной военной службе.
Остальные космонавты были направлены на базу ВВС Уильямс, где в
течение года обучались полетам на реактивных самолетах [188, 189].
138
Список космонавтов NASA
Таблица 18
№ п/п Труп- па Имя и фамилия Воинское звание во время отбора в группу космонавтов Год рожде- ния । Образование, ученая степень во время отбора Опыт космических полетов и другие сведения
1 I Алан Шепард Капитан третьего ранга 1924 Высшее В 1961 г. по баллистической тра- ектории наэкспериментальномспут- нике „Меркурий MR-3"
2 I Вирджил Гриссом Капитан 1926 Высшее В 1961 г. по баллистической тра- ектории на экспериментальном спут- нике „Меркурий MR-4"; в 1965 г. на спутнике „Джемини 111“. Погиб 27 января 1967 г. во время наземных испытаний космического корабля „Аполлон"
3 I Джон Гленн Подполковник морской пехоты 1921 Высшее В 1962 г. на спутнике „Мерку- рий МА-6“, затем ушел в отставку
4 I Дональд Слейтон Майор 1924 Высшее В связи с открывшейся бо- лезнью сердца от полетов отстра- нен, но оставлен на администра- тивной работе (назначен замести- телем директора Центра MSC по подготовке космонавтов)
5 I Малькольм Скотт Карпентер Капитан третьего ранга 1927 Высшее В 1962 г. на спутнике „Мерку- рий МА-7“
6 I Уолтер Ширра Капитан третьего ранга 1923 Высшее В 1962 г. на спутнике „Мерку- рий МА-8"; в 1965 г. на спутнике „Джемини VI*
7 I Гордон Купер Майор 1927 Высшее В 1963 г. на спутнике „Мерку- рий МА-9; в 1965 г. на спутнике „Джемини V"
QO 139 II Нейл Армстронг Летчик-испытатель экспери- ментальных самолетов Х-15 1930 Высшее В 1966 г. на спутнике .Джеми- ни VIII**
№ п/п Труп- па Имя и фамилия Воинское звание во время отбора в группу космонавтов Год рожде- ния
9 II Эллиот Си Летчик-испытатель фирмы General Electric 1927
10 II Фрэнк Борман Майор ВВС Инструктор летной школы на базе ВВС Эдуарде 1928
11 II Джеймс Макдивитт Капитан ВВС Летчик-испытатель на базе ВВС Эдуарде 1929
12 И Томас Стаффорд Капитан Начальник подразделения летной школы на базе ВВС Эдуарде 1930
13 II Эдвард Уайт Капитан ВВС Летчик-испытатель на базе ВВС Райт-Паттерсон 1930
14 II Джон Янг Капитан-лейтенант ВМС 1930
15 11 Чарльз Конрад Лейтенант ВМС 1930
16 II Джеймс Ловелл Капитан-лейтенант ВМС Инструктор летной школы ВМС в г. Осеана 1928
17 III Эдвин Олдрин Майор ВВС 1930
Продолжение табл. 18
Образование,
ученая степень
во время отбора
Опыт космических полетов
и другие сведения
Высшее
Высшее
Погиб в 1966 г. (вместе с Бассе-
том) в результате аварии реактив-
ного самолета при учебно-трени-
ровочном полете
В 1965 г. на спутнике „Джеми-
ни VII*
Высшее
В 1965 г. на спутнике -Джеми-
ни IV°
Высшее
В 1965 г. на спутнике „Джеми-
ни VIе; в 1966 г. на спутнике „Дже-
мини IXе
Высшее
Высшее
Высшее
Высшее
Доктор наук
(астронавтика)
В 1965 г. на спутнике „Джеми-
ни IV“. Погиб 27 января 1967 г. во
время наземных испытаний косми-
ческого корабля „Аполлон"
В 1965 г. на спутнике „Джеми-
ни 111“; в 1966 г. на спутнике „Дже-
мини X*
В 1965 г. на спутнике „Джеми-
ни Vе; в 1966 г. на спутнике .Дже-
мини XIе
В 1965 г. на спутнике .Джеми-
ни VII •; в 1966 г. на спутнике „Дже-
мини Х1Г
В 1966 г. на спутнике „Джеми-
ни XII"
Продолжение табл. 18
№ п/п Труп- па Имя и фамилия Воинское звание во время отбора в группу космонавтов Год рожде- ния Образование, ученая степень во время отбора Опыт космических полетов и другие сведения
18 III Дэвид Скотт Капитан ВВС 1932 Магистр наук (астронавтика) В 1966 г. на спутнике „Джеми- ни VIIIй
19 111 Юджин Сернан Лейтенант ВМС 1934 Высшее В 1966 г. на спутнике „Джеми- ни IXй
20 III Майкл Коллинз Капитан ВВС 1931 Высшее В 1966 г. на спутнике „Джеми- ни Xй
21 III Ричард Гордон Капитан-лейтенант ВМС 1929 Аспирант В 1966 г. на спутнике „Джеми- ни XIй
22 III Уолтер Каннингем Нет 1932 Магистр наук (физика)
23 III Расселл Швейкарт Нет 1935 Магистр наук (астронавтика)
24 III Уильям Андерс Капитан ВВС 1933 Магистр наук (ядерная физика)
25 III Дон Эйзеле Капитан ВВС 1930 Магистр наук
26 III Теодор Фримен Капитан ВМС 1930 Магистр наук (авиация) Погиб в 1964 г. в результате ава- рии самолета при учебно-трениро- вочном полете
27 III Клифтон Уильямс Капитан морской пехоты 1932 Аспирант Погиб в 1967 г. в результате ава- рии самолета при учебно-трениро- вочном полете
28 III Роджер Чеффи Капитан-лейтенант ВМС 1935 Аспирант Погиб 27 января 1967 г. при на- земных испытаниях космического корабля „Аполлон"
29 III Алан Бин Лейтенант ВМС 1932 Высшее
№ п/п Труп- па Имя и фамилия Воинское звание во время отбора в группу космонавтов
30 III Чарльз Бассетт Капитан ВВС
31 IV Кэртис Майкл Нет
32 IV Оуэн Гэрриот Нет
33 IV Эдвард Гибсон Нет
34 IV Гаррисон Шмитт Нет
35 IV Джозеф Кервин Нет
36 IV Дьюэн Грэвелин Нет
37 V Ванс Бранд Нет
38 V Джон Булл Лейтенант
39 V Джеральд Карр Капитан третьего ранга
40 V Чарльз Дьюк Капитан
41 V Джон Энгл Капитан
. 42 V Рональд Эванс Капитан-лейтенант
43 V Эдвард Гивенс Майор
Продолжени е табл. 18
Год рожде- ния Образование, ученая степень во время отбора Опыт космических полетов и другие сведения
1931 Высшее Погиб в 1966 г. в результате ава- рии реактивного самолета при учеб- но-тренировочном полете
1934 Доктор наук (физика)
1931 Доктор наук (электроника)
1937 Доктор наук (физика)
1936 Доктор наук (геология)
1936 Доктор наук (авиационная медицина)
1931 Доктор наук (космическая медицина) По „причинам личного характе- ра" вышел из числа космонавтов. Работает в Центре MSC
1931 Высшее
1934 Высшее
1932 Высшее
1935 Высшее
1932 Высшее
1933 Высшее
1929 Высшее Погиб в 1967 г. в результате ав- томобильной катастрофы
№ п/п Труп- па Имя и фамилия Воинское звание во время отбора в группу космонавтов
44 V Фред Хейз Нет
45 V Джеймс Ирвин Майор
46 V Дон Лавлинд Нет
47 V Джек Лаусма Капитан
48 V Томас Мэттингли Лейтенант
49 V Брюс Маккэндлес Лейтенант
50 V Эдвард Митчел Капитан-лейтенант
51 V Уильям Поудж Майор
52 V Стюарт Руза Капитан
53 V Джон Суинджерт Нет
54 V Пол Уейтс Капитан
55 V Альфред Уорден Капитан
56 VI Джозеф Аллен Нет
57 VI Филип Чепмен Нет
58 VI Энтони Ингленд Нет
59 VI Карл Хенице Нет
60 VI Дональд Холмквест Нет
61 VI Уильям Ленуар Нет
Продолжение табл. 18
Год рожде- ния Образование, ученая степень во время отбора Опыт космических полетов и другие сведения
1933 Высшее
1930 Высшее
1930 Доктор наук
1935 Высшее
1935 Высшее
1937 Высшее
1930 Высшее
1927 Высшее
1933 Высшее
1931 Высшее
1932 Высшее
1931 Высшее
1937 Доктор наук (физика)
1935 Доктор наук Участвовал в экспедиции в Ан-
(астрономия) тарктиду
1942 Доктор наук
(геофизика)
1927 Доктор наук Участвовал в подготовке экспе-
(астрономия) риментов на спутниках .Джемини"
1939 Доктор наук
(физиология)
1939 Доктор наук
(электротехника)
Продолжение табл. 18
№ п/п Труп- па Имя и фамилия Воинское звание во время отбора в группу космонавтов Год рожде- ния Образование, ученая степень во время отбора Опыт космических полетов и другие сведения
62 VI Джон Ллевеллин Нет 1933 Доктор наук (химия)
63 VI Франклин Масгрейв Нет 1936 Доктор наук (медицина)
64 VI Брайан О’Лири Нет 1940 Доктор наук (астрономия)
65 VI Роберт Паркер Нет 1937 Доктор наук (астрономия)
66 VI Уильям Торнтон Нет 1929 Доктор наук (астрономия)
Пятая группа космонавтов в составе 19 человек (из 351 кандидата)
была отобрана NASA в апреле 1966 г. К кандидатам в космонавты
предъявлялись следующие требования:
1. Возраст не старше 36 лет.
2. Рост не более 182 см.
3. ВыспГее образование в области технических наук, физики или
биологии.
4. Налет не менее 1000 час на реактивных самолетах или свиде-
тельство об окончании военного училища летчиков-испытателей [190—
193J.
Среди претендентов было шесть женщин, однако ни одна из них не
удовлетворила предъявленным требованиям [194, 195].
Рис. 106. Космонавты четвертой группы (слева направо: Кервин,
Гибсон, Майкл, Грэвелнп, Шмитт, Гэрриот)
В августе 1967 г. было завершено комплектование шестой группы
космонавтов. В эту группу, как и в четвертую, специально отбирались
научные работники. К кандидатам предъявлялись следующие требова-
ния:
1. Рост не более 182 см.
2. Возраст не старше 37 лет.
3. Наличие или близкая перспектива получения степени доктора в
области естественных наук, технических наук или медицины.
4. Состояние здоровья, отвечающее требованиям, предъявляемым к
летчикам реактивной авиации.
Отмечается, что в особых случаях почти любое из этих требований
могло игнорироваться [196, 197].
Предварительный отбор из 500 кандидатов провела Национальная
академия наук США, представившая рекомендательный список на 65
человек, из которых NASA выбрало 11. Все космонавты шестой группы
имеют степень доктора наук.
Космонавты шестой группы с 18 сентября по 2 октября 1967 г. про-
слушали ознакомительный курс лекций в Центре MSC. С октября 1967г.
по март 1968 г. они повышали свои знания в области небесной механи-
145
ки, астрономии, вычислительной техники, математики и физики, зна-
комились с космическими аппаратами, в частности, совершали поездки
на заводы-изготовители. С марта 1968 г. космонавты начали подготов-
ку к тренировочным полетам на самолетах [198—200].
Ответственность за подготовку космонавтов несет Центр MSC, где
организован Отдел подготовки космонавтов, возглавляемый Шепар-
дом [201].
Рис. 107. Основной экипаж первого пилотируемого корабля «Аполлон» (слева направо
Ширра, Каннингем, Эйзеле)
Рис. 108. Основной экипаж для запуска «Аполлон IX»: Ьорман, Коллинз, Андерс
Теоретические занятия космонавтов, выделенных для полетов на
кораблях «Аполлон», рассчитаны на 6 месяцев. Космонавты изучают
геологию (50—100 час), астрономию, вычислительную технику, косми-
ческую медицину, физику верхних слоев атмосферы и космического
пространства, динамику полета, метеорологию, системы наведения, на-
вигации и связи, а также ракетные двигатели.
Практические занятия космонавтов (табл. 19) рассчитаны на 40 не-
дель (2040 рабочих часов), причем примерно половина занятий прово-
дится в Центре MSC, остальные на мысе Кеннеди [202].
В табл. 20 перечислены космонавты, отобранные в 1967 году для
полета на первых трех пилотируемых кораблях «Аполлон».
146
Вид занятий
Ознакомление с бортовыми системами
Тренировка в проведении научных экспериментов
Тренировка с имитацией лунного тяготения
Ознакомление с кабиной корабля
Тренировки в планетарии
Тренировки на самолетах с имитацией невесомости
Тренировки в корабле с имитацией полетных операций,
Тренировка на установке, моделирующей основной блок
Тренировка на установке, моделирующей лунную кабину
Ознакомление с ракетой-носителем
Тренировка по маневрированию и встрече на орбите
Тренировка по посадке на Луну
Тренировка по выходу
Полеты на самолетах
Проработка программы полета
Тренировки на центрифуге
Подгонка и проверка скафандра
Физическая подготовка
Прочее
Таблица 19
Таблица 20 [222—230]
Запуск Экипаж Командир корабля Члены экипажа
„Аполлон VIIе Основной (рис. 107) Ширра** Каннигем, Эйзеле
Дублирующий
„Аполлон V1II“ Основной Макдивитт* Скотт1', Швейкарт
Дублирующий Конрад** Гордон*, Бин
„Аполлон 1Х“ Основной рис. (108) Борман* Коллинз*, Андерс
Дублирующий рис. (108) Армстронг* Ловелл**, Олдрин*
* — одной звездочкой отмечены космонавты, совершившие один космический полет.
** — двумя звездочками отмечены космонавты, совершившие два космических полета.
Для тренировки космонавтов в рамках программы «Аполлон» ис-
пользуются различные тренажеры и установки. Некоторые из них пере-
числены ниже.
1. Тренажер для отработки операций по встрече и стыковке на
орбите. На рис. 109 показаны макеты отсека экипажа и лунной каби-
ны космического корабля «Аполлон», применяемые при экспериментах
по имитации стыковки на селеноцентрической орбите. Впереди макета
отсека экипажа виден штырь, который должен попасть в приемный
конус на макете лунной кабины [203].
2. Тренажер LLRV1, позволяющий имитировать некоторые условия
полета отсека экипажа корабля «Аполлон» (рис. НО). Тренажер имеет
высоту 3 м и вес около 1,6 т. На тренажере устанавливается турбовен-
тиляторный двигатель CF-700 регулируемой тяги (максимальная тяга
1,9 т на уровне моря). Двигатель размещен так, что вектор тяги всег-
да проходит через центр масс тренажера. Двигатель подвешен на шар-
нире с двумя степенями свободы, допускающем отклонения в пределах
телесного угла 80°. Система отклонения и регулирования тяги двигате-
ля связана с установленным на тренажере счетно-решающим устройст-
вом. Вначале двигатель развивает полную тягу и поднимает тренажер
на заданную высоту, затем двигатель дросселируется, чтобы его тяга
компенсировала 5/6 веса тренажера (имитация силы тяготения у поверх-
ности Луны) и потерю скорости вследствие аэродинамического тормо-
жения (до 18 м/сек при горизонтальном полете и до 30 м/сек при вер-
тикальном). Автоматическая система стабилизации обеспечивает сов-
падение вектора тяги двигателя с местной вертикалью (когда он не
должен отклоняться для компенсации потери скорости) независимо от
ориентации тренажера. Заданная ориентация тренажера обеспечивает-
ся системой из 16 управляющих реактивных сопел, работающих на
1 LLRV — Lunar Landing Research Vehicle — аппарат для исследования посад-
ки на Луну.
148
Рис. 109. Макеты отсека экипажа и лунной кабины
Рис. ПО. Тренажер LLRV в полете
149
продуктах разложения перекиси водорода (4 для ориентации по танга-
жу, 4 по крену и 8 по рысканию). Ориентация может быть обеспечена
8 соплами, остальные 8 являются запасными. Для обеспечения манев-
ров тренажера служит система из 8 управляющих сопел, работающих
на продуктах разложения перекиси водорода. Эти сопла имеют боль-
шую тягу, чем сопла системы ориентации. Маневрирование тренажера
может быть обеспечено двумя соплами, остальные шесть являются за-
пасными. Все восемь сопел используются одновременно только для
обеспечения аварийной посадки в случае выхода из строя трубовентиля-
торного двигателя. Топливо JP-4 для турбовентиляторного двигателя
хранится в двух баках, перекись водорода для управляющих реактив-
ных сопел — также в двух баках. Все четыре бака расположены в
плоскости, перпендикулярной продольной оси тренажера и проходящей
через центр масс, чтобы по мере выработки топлива положение центра
масс не изменялось. Запас топлива для трубовентиляторного двигателя
рассчитан на 10—15 мин работы. Максимальная величина вертикаль-
ной составляющей скорости 27 м/сек, горизонтальной — 21 м/сек. Тре-
нажер может подняться на высоту 1,2 км и совершить посадку в пре-
делах площадки радиусом 2,4 км. Полеты на тренажере совершаются
на базе ВВС Эдуарде [204].
3. Усовершенствованный летающий тренажер LLTV1, созданный на
основе тренажеров LLRV фирмой Bell Aerosystems. Тренажер также
предназначен для отработки операций по посадке лунной кабины кос-
мического корабля «Аполлон» на Луну [205].
4. Тренажер ADC1 2 (рис. 111), с помощью которого может имитиро-
ваться наведение пилотируемого аппарата на конечном участке (150 м)
при встрече на селеноцентрической орбите. Тренажер предназначен для:
а) изучения различных методов наведения для обеспечения встре-
чи;
б) определения наиболее целесообразного размещения приборов
на пульте управления космонавта;
в) определения требуемых характеристик этих приборов.
Рис. 111. Установка ADC
1 — устройство для изменения ориентации модели по тангажу; 2 — устройство для измене-
ния ориентации модели по крену; 3 — модель; 4 — устройство для изменения ориентации
модели по рысканию; 5 — станина; 6 — источник света, имитирующий солнечное излучение;
7 — система призм; 8 — телевизионная камера; 9 — ферменная конструкция; 10 — платформа
1 LLTV — Lunar Landing Training Vehicle — аппарат для тренировки по посадке
на Луну.
2 ADC — Advanced Docking Simulator — усовершенствованная установка, моде-
лирующая стыковку,
150
Вес тренажера ADC~270 кг; габариты 4,9X1,8X2,7 м. Он вклю-
чает в себя станину 5, по рельсам которой перемещается платформа 10.
На платформе установлена ферменная конструкция 9, на которой раз-
мещена телевизионная камера 8. Телевизионное изображение переда-
ется на экран, находящийся на пульте управления оператора. Камера
может перемещаться по трем взаимно перпендикулярным направлени-
ям, имитируя маневры пилотируемого аппарата. Для имитации дви-
жения пилотируемого аппарата относительно центра масс использует-
ся система призм 7 перед объективом камеры. У противоположного кон-
ца станины установлена другая ферменная конструкция. На ней смон-
тирована модель аппарата 5, с которым пилотируемый аппарат должен
осуществлять встречу. При экспериментах на тренажере ADC исполь-
зуются модели (в 1/50 натуральной величины) основного блока кораб-
ля «Аполлон» и лунной кабины этого корабля. Модель может повора-
чиваться на ±25° по трем осям. Чтобы оператор видел только модель,
конструкция, на которой она смонтирована, окрашена черной краской,
а чувствительность телевизионной камеры по яркости намеренно огра-
ничивается. Предусмотрена возможность создания «реального» фона
с помощью второй телевизионной камеры, а также возможность ими-
тации различных условий солнечного освещения. Для преобразования
управляющих движений оператора в команды, поступающие к различ-
ным элементам тренажера, служит вычислительная машина [206].
5. Тренажер, использующий имитированный лунный ландшафт
(рис. 112). Для компенсации 5/6 земного тяготения космонавтов во вре-
мя тренировок будут подвешивать на специальной конструкции [207].
Рис. 112. Инженер на имитированном лунном
грунте
6. Тренажер для обучения космонавтов проведению осмотра и ре-
монта корабля на орбите (рис. 113). На тренажере имитируются усло-
вия, в которых окажется космонавт, который для проведения ремонта
вышел из корабля. Вес тренажера 1,35 т. Тренажер имеет три степени
свободы, в нем применяются подшипники на воздушной подушке. Это
позволяет имитировать состояние невесомости. Находясь на тренажере,
космонавты производят электронно-лучевую и ультразвуковую сварку,
151
а также работают со специальными инструментами, не создающими
крутящих моментов. Для обеспечения перемещения и заданной ориен-
тации в пространстве космонавты используют ранцевую систему с уп-
равляющими реактивными соплами [208].
Рис. 113. Космонавт на тренажере
7. Тренажер, снабженный трехместной кабиной, способной повора-
чиваться относительно трех осей. Кабина находится под сферическим
колпаком из стеклопластика, который служит экраном для проектиро-
вания изображения Земли, Луны, планет и звездного неба. Генератор
шумов имитирует шумы (до 130 дб) ракетных двигателей, а специаль-
ный вибратор, подсоединенный к креслам кабины создает колебания
частотой до 50 гц- Для моделирования условий космического полета
при испытаниях на тренажере используются вычислительные машины
[209, 210].
8. Тренажер для изучения проблем, связанных с перемещением ко-
смонавтов в космосе вне корабля, а также на Луне. Тренажер обес-
печивает шесть степеней свободы: испытуемый может поворачиваться
на 360° по трем осям, перемещаться в вертикальном направлении на
2,7 м, в горизонтальном — в радиусе 3,7 м. При помощи противовесов
можно компенсировать полный вес испытуемого (для имитации усло-
вий пребывания в космосе вне корабля) или 5/6 его веса (для имита-
ции условий пребывания на поверхности Луны) [214].
9. Тренажер LLRF1 для исследования проблем посадки на Луну
и для тренировки космонавтов (рис. 114). Космонавты размещаются
в двухместной кабине, имеющей те же летные характеристики, что и
лунная кабина космического корабля «Аполлон». Кабина подвешена
на тросах к тележке, которая может перемещаться вдоль и поперек
ферменной конструкции длиной 120 м, шириной более 15 м и высотой
76 м. Противовес компенсирует 5/6 веса кабины. Кабина снабжена ре-
активными управляющими соплами, работающими на продуктах раз-
1 LLRF — Lunar Landing Research Facility — установка для исследования проблем
посадки на Луну,
152
ложения перекиси водорода. Управляемая космонавтами кабина с по-
мощью этих сопел сначала «набирает высоту», а затем осуществляет
маневры, имитируя посадку на Луну. При перемещении кабины те-
лежка, к которой она подвешена, автоматически передвигается вслед
за нею, чтобы тросы постоянно были в вертикальном положении. Ка-
бина может маневрировать в зоне длиной 120 м, шириной 15 м и вы-
сотой 55 м со скоростью до 7,6 м!сек [211,212].
Рис. 114. Тренажер LLRF
Рис. 115. Тренажер для отработки навыков управления
10. Тренажер (рис. 115) для отработки навыков управления, в част-
ности, при встрече на орбите. Космонавты находятся в кабине, которая
может вращаться относительно трех осей.
11. Тренажер, позволяющий космонавтам отрабатывать технику
сближения на орбите. Положение кабины тренажера по трем осям
контролируется автопилотом, связанным с управляющими реактив-
ными соплами. Космонавт может переключать эти сопла на ручное
153
управление. Три индикатора, связанные с аналоговыми счетно-решаю-
щими устройствами, указывают положение кабины относительно «це-
ли» и расстояние до нее [217].
12. Тренажер фирмы North American Rockwell для имитации сбли-
жения с Луной, посадки и взлета с Лупы. На поставленную на ребро
панель (9,8X3 м) проектируется изображение поверхности Луны. Пи-
лот находится в тренировочной кабине, установленной в соседнем по-
мещении. Наблюдая «поверхность Луны» с помощью дистанционно-
управляемой телевизионной камеры, укрепленной на подвижном крон-
штейне, пилот может изменять «скорость полета» и ориентацию каби-
ны. Тренажер позволяет отрабатывать технику пилотирования при
сближении с Луной, посадку, взлет с Луны и набор высоты [215].
13. Тренажер для исследования проблем управления пилотируе-
мым космическим кораблем при посадке на Луну. В кабине тренаже-
ра размещаются два пилота. При экспериментах один пилот с помо-
щью специальной ручки управляет кораблем по тангажу и рысканию,
а второй регулирует тягу двигателя. Положение корабля относительно
осей тангажа и рыскания указывается на индикаторе с перекрестием,
а положение корабля на траектории — на осциллоскопе и на планше-
те. Все эти приборы связаны с вычислительным устройством, в кото-
рое вводится заранее разработанная программа посадки [218].
14. Тренажер (рис. 116) для обучения космонавтов управлению
кораблем на трассе «Земля — Луна» и «Луна — Земля». Космонавты
должны определять положе-
ние корабля по звездам (пре-
дельная ошибка не должна
превышать 10 угловых се-
кунд) и вводить полученные
данные в бортовое вычисли-
тельное устройство, с помо-
щью которого определяется
момент включения и потреб-
ная продолжительность ра-
боты корректирующего дви-
гателя. Тренажер, представ-
ляющий собой макет отсека
экипажа, во время работы
находится во взвешенном со-
стоянии в струе воздуха. За-
данная ориентация макета
обеспечивается управляю-
щими реактивными соплами.
Находящиеся в макете три
космонавта с помощью приборов определяют положение корабля, исполь-
зуя световое табло, имитирующее звездное небо. Табло находится пе-
ред макетом на расстоянии 12 м. Функции бортового вычислительного
устройства выполняет вычислительная машина IBM-7090.
15. Специальный бассейн (глубина 5 м, диаметр 9 м) для трени-
ровки космонавтов под водой. В бассейне установлен натурный макет
отсека экипажа корабля «Аполлон» и лунной кабины. Космонавты
под водой отрабатывают перемещение внутри отсека экипажа и пере-
ход из него в лунную кабину и обратно [222].
154
Рис. 116. Тренажер для обучения космонавтов
управлению кораблем
16. Центрифуга (рис. 117) с длиной плеча 15 м и сферической ка-
биной, рассчитанои на трех человек. Вес кабины, включая вес трех
космонавтов и оборудования, 3600 кг. На центрифуге создаются крат-
ковременные ускорения до 30 g и продолжительные ускорения до 20 g.
В кабине может создаваться давление, соответствующее высоте до
38 км, и температры от 10 до 93° [223, 224].
Рис. 117. Центрифуг, установленная в Центре MSC
17. Две барокамеры в Центре MSC для тренировки космонавтов
с использованием макета корабля «Аполлон». Одна барокамера имеет
высоту 36,3 м и диаметр 19,8 м, в ней можно размещать объекты вы-
сотой до 23 м, которые помещаются в барокамеру через дверь диа-
метром 12 м. Вторая барокамера имеет высоту 13 м и диаметр 10,7 м.
В эту барокамеру объекты помещаются с торца через съемную крыш-
ку. Барокамеры охлаждаются жидким азотом, циркулирующим по
трубкам, проложенным в стенках. Солнечный нагрев имитируется с по-
мощью дуговых установок. В первой барокамере для снижения давле-
ния от атмосферного до давления на поверхности Луны требуется
24 30 часов и это давление сохраняется в течение 30 суток. При не-
счастном случае давление в камере повышается почти до атмосфер-
ного за 30 сек и через специально оборудованный воздушный шлюз в
камеру сможет войти спасательная команда [231].
ОРГАНИЗАЦИЯ РАБОТ ПО ПРОГРАММЕ «АПОЛЛОН»,
КАДРЫ. РАСХОДЫ
Руководство программой «Аполлон» осуществляет Национальное
управление по аэронавтике и исследованию космического пространст-
ва (NASA). Организационная структура и руководящие кадры NASA
показаны на рис. 118, 119.
Директор NASA Уэбб подчиняется непосредственно президенту
США и имеет статут Министра. Директор NASA имеет первого замес-
тителя и трех заместителей. Первый заместитель Ньюэлл осуществляет
общее руководство деятельностью NASA, заместители руководят основ-
ными комплексами:
1. Мюллер — руководитель комплекса пилотируемых полетов;
2. Ногл — руководитель комплекса непилотируемых полетов;
3. Адамс — руководитель комплекса перспективных исследований.
Непосредственно первому заместителю подчинен также руководи-
тель КИК и службы обработки данных Бакли, но он не имеет ранга за-
местителя директора NASA.
В функции каждого руководителя комплекса входит:
1. Оценка требований различных подразделений комплекса на ас-
сигнования, кадры, экспериментальную базу и пр., необходимые для
проведения работ.
2. Определение основных этапов работ.
3. Разработка технической политики для Научно-исследовательских
центров комплекса и для промышленных фирм, привлекаемых для ра-
бот по программам комплекса.
4. Рассмотрение и одобрение таких изменений в проектах, которые
существенным образом влияют на план и стоимость работ.
5. Контроль деятельности Научно-исследовательских центров ком-
плекса с точки зрения распределения средств и кадров.
6. Перераспределение ассигнований и перемещение руководящих
работников в пределах комплекса.
7. Контроль над проведением обязательных для всех подразделе-
ний NASA работ по изучению наиболее эффективной расстановки кад-
ров, распределению ассигнований и планированию операций.
Аппарат руководителя комплекса (несколько сот человек, в том
числе видные ученые и конструкторы) имеют статут отдела при штаб-
квартире NASA. Так, Мюллер, руководитель комплекса пилотируемых
полетов, стоит во главе Отдела пилотируемых полетов, внутри которого
созданы три отделения:
1. Отделение по программе «Аполлон» (Apollo Program Office).
2. Отделение по программе ААР.
3. Отделение перспективных программ.
156
Рис. 118. Организационная структура и руководящие кадры NASA.
157
г
ЦЕНТР ПИЛОТИРУЕМЫХ ПОЛЕТОВ/ЦЕНТР MSC '
ЦЕНТР МАРШАЛЛА
ЦЕНТР КЕННЕДИ
Рис. 119, Организационная структура и руководящие кадры Научно-исследовательских центров, подчиненных зам. директора NASA по пилотируемым полетам
159
г
Директором отделения по программе «Аполлон» является генерал-
майор Филлипс. Директор отделения несет ответственность за все ас-
пекты программы: распределение бюджета, планирование, соблюдение
графика работ и финансовой сметы, конструирование, испытания и тех-
нические показатели систем.
В комплекс пилотируемых полетов входят три Научно-исследова-
тельских центра:
1. Центр MSC (Центр по разработке пилотируемых спутников и
космических кораблей) в г. Хьюстон (шт. Техас). Директор центра
Гилрут. В начале 1968 года численность персонала Центра составляла
~ 4580 человек.
2. Центр Маршалла в г. Хантсвилл (шт. Алабама). Директор
Центра Вернер фон Браун. Этот Центр руководит созданием и испы-
танием ракет-носителей. В начале 1968 года численность персонала
Центра составляла —6390 человек.
3. Центр Кеннеди на мысе Кеннеди (шт. Флорида). Директор
Центра Дебус. Этот Центр руководит созданием и эксплуатацией стар-
товых комплексов NASA. Численность персонала Центра в начале
1968 года составляла -2930 человек [454].
В функции каждого Центра входит детальная разработка систем
(корабль, ракета или наземное оборудование) и их отдельных элемен-
тов, как своими силами (в каждом Центре имеется мощная экспери-
ментальная база), так и силами привлекаемых по контрактам промыш-
ленных фирм. Фирмы разрабатывают и изготовляют системы по техни-
ческому заданию, полученному от Центра, и под контролем предста-
вителей Центра.
Промышленные фирмы делятся на головные и фирмы-смежники.
В работах по программе «Аполлон» головными фирмами являют-
ся следующие:
North American Rockwell — Головная по основному блоку корабля
«Аполлон» (общая стоимость контрак-
тов -2 млрд, долл.), а также по
второй ступени ракеты «Сатурн V»
0,7 млрд. долл.).
Grumman Aircraft
Chrysler
Boeing
McDonnell Douglas
— Головная по лунной кабине (1,3 млрд,
долл).
— Головная по первой ступени ракеты
«Сатурн I» и первой ступени ракеты
«Сатурн 1В» (0,3 млрд. долл.).
— Головная по первой ступени ракеты
«Сатурн V» (0,6 млрд. долл.).
— Головная по второй ступени ракеты
«Сатурн I» и второй ступени ракеты
«Сатурн 1В», которая служит также
третьей ступенью ракеты «Сатурн V»
(0,7 млрд. долл.).
161
Rocketdyne — Головная по двигателям для всех
ракет -/.Сатурн», за исключением дви-
гателей для второй ступени ракеты
«Сатурн I» (~1 млрд. долл.).
Pratt and Whitney — Головная по двигателям для второй
ступени ракеты «Сатурн I».
Роль головной организации по ракетам «Сатурн» в целом играет
Центр Маршалла. Характерно, что этот центр постепенно освободили
от всех прочих крупных работ, с тем, чтобы он мог сосредоточить свои
усилия на ракетах «Сатурн».
Роль головной организации по кораблям «Аполлон» в целом игра-
ет Центр MSC. Он от прочих работ не освобожден и несет ответствен-
ность, в частности, за программу ААР.
Роль головной организации по стартовым комплексам играет центр
Кеннеди.
Общую увязку корабля, ракеты и стартового комплекса осуще-
ствляет Отделение по программе «Аполлон», оно же является арбит-
ром при возникновении споров между отдельными центрами или меж-
ду фирмой и Центром.
В свете рекомендаций Комиссии, расследовавшей причины пожара
космического корабля «Аполлон», в системе Отдела пилотируемых по-
летов было организовано Отделение по вопросам безопасности полета,
(на рис. 118 не показано), подчиненное непосредственно заместителю
директора NASA по пилотируемым полетам /Мюллеру. Отделения по
вопросам безопасности полета в научно-исследовательских центрах
NASA будут иметь двойное подчинение: директору соответствующего
центра и вновь организованному Отделению по вопросам безопасности
полета при центральном аппарате NASA [174].
Важную роль играет координационная группа, состоящая из пред-
ставителей Отделения по программе «Аполлон», директоров центров и
директоров головных фирм [168, 169].
Всего в работах по программе «Аполлон» на разных этапах участ-
вовало более >20 000 фирм. Для координации работ NASA заключило
специальный контракт с фирмой General Electric. Фирма выделила для
работ по этому контракту 1300 человек и создала специальное отделе-
ние, получившее название Отделение обеспечения программы «Апол-
лон». Предполагают, что до первого полета пилотируемого космическо-
го корабля «Аполлон» на Луну фирме по этому контракту будет вы-
плачено 650—1000 млн. долл. Помимо координации работ, контракт
пр еду см атр ив ает:
1. Разработку стандартов на оборудование и контроль за их со-
блюдением.
2. Разработку единой терминологии.
3. Контроль качества продукции.
4. Разработку мер, обеспечивающих надежность.
5. Разработку методов проверки и контрольно-проверочного обо-
рудования, а также составление программ наземных и летных испыта-
ний. [170].
В июне 1967 года NASA заключило контракт (20 млн. долл.) с
фирмой Boeing, по которому на фирму возлагается координация рабоъ
по ракете «Сатурн V» и кораблю «Аполлон», начиная с запуска «Апол-
лон IV» [175—176].
162
Общая численность персонала NASA, других правительственных
организаций, фирм и ВУЗов, работающего по программам NASA, в
пиковый период (1966 г.) составляла 411000 человек, из которых
285 400 человек (в том числе — 40 000 научных работников и инжене-
ров) было занято в работах по программе «Аполлон» [171].
Общие расходы на программу «Аполлон» по оценкам 1968 г. (фев-
раль) составляют 23 900 млн. долл. В табл. 21 оценка 1968 г. сравни-
вается с оценками 1966 г. (до пожара корабля «Аполлон») и 1967 г.
[177].
Таблица 21
Ориентировочные расходы на программу „Аполлон"
Расходы, млрд. долл.
Оценка 1966 г. Оценка 1967 г. (август) Оценка 1968 г. (февраль)
Космические корабли 6,642 7,127
Ракеты-носители (без расходов на двигатели) 8,941 8,886
Двигатели для ракет-носителей 1,053 0,878
Создание испытательных и старто- вых комплексов 1,773 1,830
Эксплуатация испытательных и стартовых комплексов 2,502 2,503
Командно-измерительный комплекс и обработка данных 0,730 0,743
Вспомогательные работы 1,077 1,223
Итого: 22,718 23,190 23,900
В табл. 22 приведены ассигнования на корабли «Аполлон» и раке-
ты-носители «Сатурн» в 1963—1969 финансовых годах.
Таблица 22
Ассигнования, млн. долл.
1963 1964 1965 1966 1967 1968 1969 (проект)
Корабли „Аполлон* 363,962 870,9 1009,898 1170,6 1200,6 1095,0 820,1
Ракеты „Сатурн 1“ 256,887 204,2 40,265 0,8 — — —
Ракеты „Сатурн 1В“ 21,271 149,9 262,690 274,185 216,4 146,6 69,1
Ракеты „Сатурн Vм 343,442 689,6 964,924 1177,32 1191,0 998,9 818,2
ЖРД Н-1 6,26 Н,1
ЖРД RL-10 29,645 20,0
ЖРД F-1 53,703 62,3 166,300 134,095 111,0 18,7 —
ЖРД J-2 46,769 56,6
Вспомогательные 62,026 179,3 170,542 210,385 255,2 296,8 331,4
работы
Итого: 1183,965 2243,9 2614,619 2967,385 2974,2 2556,0 2038,8
163
Стоимость изготовления одного образца основного блока космиче-
ского корабля «Аполлон» оценивают в -30 млн. долл., одной ракеты-
носителя «Сатурн 1В» в 42 млн. долл., ракеты «Сатурн V» — свыше
100 млн. долл. Стоимость одного запуска корабля «Аполлон» для вы-
садки космонавтов на Луну оценивают в ~ 300 млн. долл., включая
стоимость изготовления корабля и ракеты «Сатурн V» [179].
г
ПРИЛОЖЕНИЯ
ПРИЛОЖЕНИЕ № 1
Ход и планы запусков в рамках программы «Аполлон» (учтены только
запуски с использованием ракет-носителей «Сатурн 1В» и «Сатурн V»)
Дата запуска Обозначе- ние запуска Ракета- носитель Состав полезной нагрузки; задачи запуска; схема полета Результаты запуска
26 февраля 1966 г. „Аполлон Г‘ (AS-201) .Сатурн1В“ AS-201 Состав: экспериментальный основной блок (ОБ) кораб- ля „Аполлон" без экипажа Задачи: испытания носите- ля; испытания ОБ на участ- ках выведения, входа в ат- мосферу и посадки Схема полета: ОБ совер- шил полет по баллистичес- кой траектории Запуск успеш- ный. Задачи выполнены
5 июля 1966 г. „Аполлон 11“ (AS-203) „Сатурн IB" AS-203 Состав: полезная нагрузка отсутствовала Задачи: испытания систем, обеспечивающих второй старт Схема полета: последняя ступень была выведена на геоцентрическую орбиту Запуск успеш- ный. Задачи выполнены
25 августа 1966 г. „Аполлон 111“ (AS-202) „Сатурн 1В“ AS-202 Состав, задачи и схема полета в основном те же, что при запуске „Аполлон Iй Запуск успеш- ный. Задачи выполнены
9 ноября 1967 г. „Аполлон IVй (AS-501) „Сатурн Vй AS-501 Состав: штатный основной блок (ОБ) и макет лунной кабины (ЛК) без экипажа Задачи: испытания носите- ля; испытания ОБ на участках выведения, входа в атмосфе- ру и посадки Схема полета: полезная нагрузка была выведена на круговую геоцентрическую орбиту, а затем переведена на эллиптическую орбиту Отсек экипажа совершил вход в атмосферу со второй космической скоростью и по- садку Запуск успеш- ный. Задачи выполнены
22 января 1968 г. .Аполлон Vй (AS-204) „Сатурн IB- AS-204 Состав: ЛК без экипажа Задача: испытания ЛК Схема полета: ЛК была выведена на геоцентричес- кую орбиту Запуск частич- но успешный. Задачи в ос- новном выпол- нены
167
Дата запуска Обозначе- ние запуска Ракета- носитель Состав полезной нагрузки; задачи запуска; схема полета Результаты запуска
4 апреля 1968 г. „Аполлон IV" (AS-502) „Сатурн Vй AS-502 Состав: штатный ОБ и ма- кет ЛК без экипажа Задачи: испытания носите- ля с выводом полезной на- грузки на траекторию полета к Луне; испытания ОБ на участках выведения, полета по эллиптической геоцентри- ческой орбите, входа в ат- мосферу со второй космичес- кой скоростью и посадки. Схема полета (расчетная): полезная нагрузка выводится на промежуточную орбиту и после двух витков перево- дится на траекторию полета к Луне. ОБ отделяется, пе- реходит на эллиптическую геоцентрическую орбиту вы- сотой 22000 км. Через 6 час ОБ сходит с орбиты и отде- лившийся отсек экипажа вхо- дит в атмосферу со второй космической скоростью. Промежуточ- ная орбита не- расчетная (от- казали два ЖРД второй ступени), пе- ревод на трае- кторию полё- та к Луне не удался. ОБ вы- шел на орбиту с апогеем 22000 км, отсек экипажа во- шел в атмосфе- ру с нерасчет- ной скоростью
Сентябрь 1968 г. „Аполлон VII" (AS-205) „Сатурн1В“ AS-205 Состав: штатный ОБ с эки- пажем. Задачи: испытания ОБ и тренировка космонавтов Схема полета: ОБ выводит- ся на геоцентрическую ор- биту на период ~ 10 суток

Ноябрь-де- кабрь 1968 г. „Аполлон VIII" (AS-503) „Сатурн Vе AS-503 Состав: штатный корабль „Аполлон" (ОБ и ЛК) с эки- пажем Задачи: испытания корабля и тренировка экипажа с ими- тацией большинства опера- ций, необходимых при поле- те на Луну и возвращении на Землю (перестроение ОБ и ЛК; переход космонавтов из ОБ в ЛК и обратно, отделение ЛК от ОБ, их встреча и сты- ковка) Схема полета: корабль вы- водится на геоцентрическую орбиту на период ~ 10 су- ток
168
Дата запуска Обозначение запуска Ракета- носитель Состав полезной нагрузки; задачи запуска; схема полета Результаты запуска
1969 г. „Аполлон IX" „Сатурн Vе Состав: штатный корабль „Аполлон" с экипажем Задачи: испытания корабля и тренировка космонавтов Схема полета: корабль вы- водится на геоцентрическую орбиту. Не исключена воз- можность вывода на траек- торию облета Луны или на селеноцентрическую орбиту (но без посадки на Луну)
1969 г. „Аполлон Xе „Сатурн V Состав, задачи и схема по- лета те же, что при запуске „Аполлон IX*
1969 г. „Аполлон ХГ „Сатурн V Состав, задачи и схема по- лета те же, что при запуске „Аполлон IX"
1969 г. „Аполлон Х1Г „Сатурн Vе Состав, задачи и схема по- лета те же, что при запуске „Аполлон IX" я
1969 г. (не ранее июля-авгу- ста) „Аполлон XIIIе „Сатурн Vе Состав: штатный корабль „Аполлон" с экипажем Задача: высадка космонав- тов на Луну Схема полета: штатная схе- ма полета на Луну с воз- вращением на Землю
Если в 1969 г. осуществить высадку космонавтов на «Луну не удаст-
ся, то попытки будут продолжены в 1970 г. После запуска «Апол-
лон XIII» в распоряжении NASA останется 7 ракет-носителей «Са-
турн V», заказанных в рамках программы «Аполлон», и соответствую-
щее число штатных кораблей «Аполлон».
После высадки первой экспедиции на «Луну работы по программе
«Аполлон» будут считаться завершенными.
ПРИЛОЖЕНИЕ № 2
О пожаре космического корабля «Аполлон» 27 января 1967 г.
27 января 1967 года проводились наземные испытания основного
блока (образец 012) корабля «Аполлон», которые предусматривали ими-
тацию предстартовой подготовки, запуска и первых трех часов орби-
тального полета. Во время испытаний в кабине отсека экипажа, где на-
ходились космонавты Гриссом, Уайт и Чеффи, возник пожар. Космонав-
ты погибли. Эта катастрофа задержала начало пилотируемых полетов
в рамках программы «Аполлон» примерно на полтора года. Ниже при-
водятся сведения об этой катастрофе и результатах расследования ее
причин.
В соответствии с программой испытаний, в 18 час} 27 января кос-
монавты заняли места в кабине корабля. В среднем кресле находился
Уайт, слева от него — Гриссом, справа — Чеффи. В 19 час 50 мин бы-
ли закрыты оба люка. Отсек экипажа имел два люка; внутрен-
ний— в корпусе кабины и внешний — в корпусе отсека экипажа. В
случае возникновения аварийной ситуации, требующей выхода космо-
навтов из кабины, космонавты, согласно инструкции, должны были вы-
полнить следующие операции: пилот поворачивает рукоятку запорного
устройства внутреннего люка на 200°. Командир, опустив подголовник
своего кресла, помогает пилоту снять крышку люка и опустить ее на
пол. В это время второй пилот поддерживает связь с Землей, а в слу-
чае необходимости помогает остальным космонавтам снять крышку
люка. Затем, потянув за специальный шнур, космонавты открывают
запорное устройство внешнего люка и нажимом кнопки обеспечивают
откидывание крышки этого люка. Как показали эксперименты, для вы-
полнения всех перечисленных операций требуется не менее 90 сек и
еще — 90 сек для того, чтобы выйти из корабля.
Испытания основного блока до 23 час 30 мин протекали нор-
мально. В кабине была создана атмосфера чистого кислорода при дав-
лении 1,17 кг/см2 (номинальное давление чистого кислорода в полете
0,35 кг!см2). При этом использовались наземные источники электропита-
ния. В 23 час 31 мин (за 10 мин до окончания испытаний) в кабине ко-
рабля возник пожар, и через несколько секунд космонавты погибли,
Трупы космонавтов были извлечены из кабины только в 6 час 55 мин
28 января.
Для расследования причин пожара NASA немедленно создало спе-
циальную комиссию, представлявшую собой наделенный широкими
полномочиями совершенно независимый орган. Первоначально в сос-
тав комиссии входило 12 человек.
1. Флойд Томпсон, директор Научно-исследовательского центра
Лангли (NASA) — председатель.
2. Фрэнк Борман, космонавт, совершивший полет на спутнике
«Джемини VII» (NASA).
3. Максим Фейгет, директор Научно-технического отдела Центра
MSC (NASA).
4. Джордж Уайт, сотрудник штаб-квартиры NASA, ответственный
за обеспечение надежности и контроля качества в рамках программы
«Аполлон».
1 Здесь и далее время по Гринвичу.
170
5. Джон Уильямс, руководитель команды обслуживания космиче-
ских кораблей на мысе Кеннеди (NASA).
6. Бартон Гир, сотрудник Научно-исследовательского Центра
Лангли (NASA).
7. Джордж Джеффе, главный инженер фирмы North American
Rockwell — головной по разработке и изготовлению основных блоков
корабля «Аполлон».
8. Фрэнк Лонг, сотрудник Корнеллского университета, член На-
учного консультативного комитета при Президенте США.
9. Чарльз Стрэнг, начальник Отдела безопасности Управления по
обеспечению безопасности воздушно-космических полетов при шта-
бе ВВС.
10. Чарльз Мэтьюз, бывший руководитель Отделения по програм-
ме ААР Отдела пилотируемых полетов NASA.
11. Джон Ярдли, представитель фирмы McDonnell Douglas.
12. Уильям Бакстер, представитель службы безопасности Восточ-
ного полигона (ВВС).
В качестве экспертов-консультантов были приглашены:
1. Джордж Мэлли, представитель Научно-исследовательского Цен-
тра Лангли (NASA).
2. Ирвинг Пинкель, представитель Научно-исследовательского
Центра Льюиса (NASA).
3. Томас Харефф, представитель Федерального управления по
авиации.
4. Роберт ван Долах, представитель Министерства внутренних дел.
Затем NASA произвело некоторые изменения в составе Комиссии,
с тем чтобы исключить возможность конфликтов заинтересованных
сторон. Так, по рекомендации эксперта-консультанта Джорджа Мэлли,
из состава комиссии был выведен Джордж Джеффе, представитель
фирмы North American Rockwell, которого включили в состав группы
экспертов-консультантов. По личной просьбе, из состава комиссии
был выведен Фрэнг Лонг, которого заменил эксперт-консультант Ро-
берт ван Долах. Лонга включили в группу экспертов-консультантов.
Кроме того, был назначен новый эксперт-консультант Хоумер Кархарт,
представитель Научно-исследовательской лаборатории ВМС.
К работам по расследованию причин пожара Комиссия привлекла
—1500 специалистов, представлявших NASA и другие правительствен-
ные организации, а также промышленные фирмы и неправительствен-
ные научные учреждения. Согласно ориентировочной оценке, расходы
на расследование должны были составить~4 млн. долл.
Работа Комиссии продолжалась 10 недель. 17 февраля основной
блок (образец 012) был снят с ракеты-носителя «Сатурн 1В» и достав-
лен в здание для установки пиротехнических устройств Научно-иссле-
довательского центра Кеннеди. Ранее (1 февраля) в это здание был до-
ставлен другой основной блок (образец 014), идентичный образцу 012.
Согласно разработанной процедуре, образец 012 постепенно разбирал-
ся и его отдельные детали сравнивались с деталями другого образца.
К 27 марта образец 012 был полностью разобран. 9 апреля Комиссия
опубликовала окончательный доклад. 17 апреля началось слушание до-
клада на совместном заседании комиссий по космосу обеих палат (Па-
лата представителей и Сенат) Конгресса США.
171
В докладе Комиссии отмечается, что в ходе испытаний основного
блока 27 января 1967 г. в 23 час 30 мин были обнаружены незна-
чительные неполадки в бортовом связном оборудовании. В связи с
этим испытания были приостановлены до устранения неполадок и улуч-
шения связи с космонавтами. В 23 час 30 мин 55 сек имел место крат-
ковременный перебой в электропитании. В 23 час 31 мин 04 сек Чеффи
сообщил, что в кабине возник пожар. Комиссия выделяет три этапа
пожара.
I этап. В течение первых нескольких секунд очаг пожара, воз-
никший в левой части кабины, вероятно, был настолько незначитель-
ным, что он не мог быть обнаружен ни аппаратурой, ни космонавтами:
космонавты, находившиеся в скафандрах, переведенных на автоном-
ный режим, не могли почувствовать запах дыма или заметить пожар.
Затем очаг пожара разросся настолько, что Чеффи его увидел. При-
мерно в это же время было отмечено учащение пульса у Уайта (един-
ственного из космонавтов, имевшего датчики пульса и частоты дыха-
ния) и зарегистрировано движение космонавтов в кабине. В 23 час
31 мин 05 сек начала повышаться температура в кабине. В 23 час
31 мин 09 сек Уайт повторил сообщение Чеффи о пожаре в кабине.
В 23 час 31 мин 11 сек начало повышаться давление в кабине и было
зарегистрировано более интенсивное движение космонавтов, которые
пытались открыть внутренний люк. В 23 час 31 мин 12 сек было заре-
гистрировано резкое повышение температуры в кабине, и Чеффи сооб-
щил, что на корабле сильный пожар. В это же время Чеффи усилил ос-
вещение в кабине, включив бортовые батареи, предназначенные для ис-
пользования при входе отсека экипажа в атмосферу. К 23 час 31 мин
12 сек пламя из левой части кабины распространилось по стенке ка-
бины на потолок. В 23 час 31 мин 17 сек давление в кабине достигло
2,03 кг/см2.
II этап. Примерно в 23 час 31 мин 19 сек давление в кабине до-
стигло, как полагают, 2,5 кг/см2, а в полу кабины возникла трещина.
Пламя распространилось на правую часть кабины. Под влиянием вы-
сокой температуры произошло разрушение (на стыках) некоторых тру-
бопроводов системы терморегулирования, в результате чего началась
утечка теплоносителя (водный раствор гликоля). Через трещину в по-
лу кабины пламя проникло в пространство между корпусом кабины и
корпусом отсека экипажа, а оттуда через люки, обеспечивающие дос-
туп к бортовому оборудованию, вышло наружу, охватив обшивку ко-
рабля. В 23 час 31 мин -212,4 сек прекратился прием телеметрической
информации с борта. Через 5—6 сек после возникновения трещины в
в полу давление в кабине снизилось до нормального, и пожар начал
локализоваться.
III этап. Этот этап начался примерно в 23 час 31 мин 25 сек. Для
него характерны быстрое образование окиси углерода высокой концен-
трации и густых облаков дыма, а также дальнейшая локализация и
прекращение пожара. В 23 час 31 мин 30 сек концентрация окиси углеро-
да в атмосфере кабины стала смертельно опасной.
В 23 час 32 мин 33 сек основной блок переключен с наземных ис-
точников питания на бортовые, которые работали до 17 час 30 мин
28 января. В качестве бортовых источников питания на основном блоке
использовались аккумуляторные батареи, размещенные в двигательном
отсеке (штатные бортовые источники питания — водородо-кислородные
топливные элементы).
172
Ниже приводится заключительная часть доклада Комиссии, содер-
жащая основные результаты расследования, выводы и рекомендации.
ПУНКТ 1
А. В 23 час 30 мин 55 сек был зарегистрирован кратковременный
перебой в электропитании основного блока.
Б. При обследовании основного блока были обнаружены следы не-
скольких искровых разрядов.
В. Очаг пожара уверенно определить не удалось.
Вывод. Наиболее вероятной причиной возникновения пожара в
кабине экипажа является короткое замыкание в бортовой кабельной
сети. Очаг пожара образовался у пола левого нижнего отделения для
оборудования, где проходит электропроводка системы терморегулиро-
вания. Никаких признаков актов диверсии не обнаружено.
ПУНКТ 2
А. В бортовом оборудовании отсека экипажа использовалось
большое количество горючих материалов. Оборудование, использую-
щее такие материалы, располагалось вблизи возможных очагов по-
жара.
Б. Испытания основного блока проводились с использованием в ка-
бине атмосферы чистого кислорода при давлении 1,17 кг[см2.
Вывод. Условия, в которых проводились испытания, были чрезвы-
чайно опасными.
Рекомендация. Использование в бортовом оборудовании отсека
экипажа горючих материалов должно быть весьма ограниченным, а
размещение оборудования, использующего такие материалы, — строго
контролироваться.
ПУНКТ 3
А. Быстрое распространение пламени привело к увеличению дав-
ления и температуры в кабине, в результате чего возникла трещина в
полу кабины. Смерть космонавтов наступила в основном от удушья, а
также от ожогов.
Б. При исследовании во время вскрытия было обнаружено нерав-
номерное распределение карбоксигемоглобина в тканях.
Вывод. Результаты вскрытия дают основание считать, что при по-
жаре космонавты быстро потеряли сознание, вскоре после чего насту-
пила смерть.
ПУНКТ 4
Космонавты не могли открыть внутренний люк кабины вследствие
высокого внутреннего давления. Давление упало только после возник-
новения трещины в полу кабины.
Вывод. До возникновения трещины космонавты не могли осущест-
вить аварийный выход из кабины, а вскоре после возникновения тре-
щины они потеряли сознание.
Рекомендация. Время, потребное на проведение операций, обеспе-
чивающих аварийный выход космонавтов из кабины, должно быть со-
кращено, а сами операции — упрощены.
ПУНКТ 5
Организации, которые несли ответственность за подготовку, про-
ведение, а также обеспечение безопасности данных испытаний, не ква-
12 Программа «Аполлон> 173
.инфицировали их как опасные. Меры по обеспечению спасения космо-
навтов в случае возникновения пожара в отсеке экипажа не предусма-
тривались.
А. Такие меры не предусматривались ни в отношении космонав-
тов, ни в отношении стартовой команды.
Б. Аварийное оборудование, располагавшееся в специальном поме-
щении («белая комната») и на рабочих площадках башни обслужива-
ния, не предназначалось для борьбы с пожаром в отсеке экипажа.
В. При испытаниях основного блока на стартовом комплексе
не были приведены в готовность пожарная, аварийно-спасательная и
медицинская команды.
Г. На площадках обслуживания и в переходе из основного блока
на башню обслуживания имеются ступени, раздвижные двери, крутые
повороты и пр., затрудняющие спасение людей при возникновении ава-
рийной ситуации.
Вывод. При испытаниях основного блока не были приняты соот-
ветствующие меры предосторожности.
Рекомендации:
1) обеспечить постоянный контроль за соблюдением правил тех-
ники безопасности при всех испытаниях кораблей «Аполлон» и принять
все необходимые меры на случай возникновения аварийной ситуации;
2) проводить периодическую проверку всего аварийно-спасатель-
ного оборудования (кислородных аппаратов, защитной одежды и пр.)
на соответствие техническим требованиям;
3) обеспечить регулярные учебно-тренировочные занятия персо-
нала аварийно-спасательной службы и проверку его перед проведени-
ем опасных испытаний;
4) модифицировать конструкцию и оборудование стартового ком-
плекса с тем, чтобы обеспечить спасение людей при возникновении
аварийной ситуации.
ПУНКТ 6
При испытаниях, предшествовавших испытаниям 27 января, наблю-
дались частые перебои в связи и неполадки в связном оборудовании.
Вывод. Система связи в целом находилась в неудовлетворительном
состоянии.
Рекомендации:
1) до очередного пилотируемого полета корабля «Аполлон» в
срочном порядке улучшить систему связи при наземных испытаниях;
2) проверить на соответствие техническим требованиям всю систе-
му связи космического корабля.
ПУНКТ 7
А. Специальные, дополненные и исправленные инструкции о по-
рядке проведения проверки основного блока в ходе имитации полета
при испытаниях 27 января были выданы в 22 час 30 мин 26 января
1967 г. и в 15 час 27 января. Общий объем инструкций 213 страниц.
Б. Специальные инструкции отличались от штатных инструкций
по проверке основного блока перед стартом и в полете.
Вывод. Различия в специальных и штатных инструкциях не явились
причиной аварии. Однако поздняя выдача инструкций не позволила об-
служивающему персоналу в достаточной мере ознакомиться с поряд-
ком проведения испытаний.
174
Рекомендации:
1) инструкции о порядке проведения испытаний корабля должны
представляться заблаговременно в окончательно отработанном виде;
2) при невыполнении пункта 1 запретить проведение испытаний.
ПУНКТ 8
Была проведена имитация пожара в отсеке экипажа корабля
«Аполлон» с использованием макета отсека в натуральную величину.
Вывод. Эксперименты с имитацией пожара позволяют дать реаль-
ную оценку опасности пожара в кораблях.
Рекомендация. Проводить эксперименты на пожароопасность в
кораблях с использованием их макетов в натуральную величину.
ПУНКТ 9
Отсек экипажа корабля «Аполлон» рассчитан на использование в
нем атмосферы чистого кислорода.
Вывод. При отсутствии должного контроля за масштабами приме-
нения горючих материалов и за размещением оборудования, использу-
ющего такие материалы, атмосфера чистого кислорода представляет
серьезную опасность в пожарном отношении.
Рекомендации:
1) после соответствующей модификации отсека экипажа корабля
«Аполлон» эффективность принятых мер по предотвращению пожара
должна быть проверена при проведении экспериментов на макетах в
натуральную величину;
2) продолжить изучение возможности использования в отсеке эки-
пажа корабля «Аполлон» двухгазовой атмосферы.
ПУНКТ 10
Отмечаются следующие дефекты и упущения:
А. Из-за неисправности неоднократно демонтировались элементы
системы терморегулирования. Отмечались неполадки в регуляторах,
трубопроводах и пр.
Б. Наблюдалась утечка теплоносителя.
В. Теплоноситель (водный раствор гликоля) представляет собой
агрессивное горючее вещество.
Г. Отмечен недостаточный контроль за качеством работ при про-
ектировании, изготовлении, монтаже и ремонте бортовой кабельной се-
ти отсека экипажа.
Д. Не проводились вибрационные испытания полностью укомплек-
тованного летного образца основного блока.
Е. Согласно существующим правилам эксплуатации, размыкание
и замыкание электрических контактов производится под током.
Ж. На борту основного блока отсутствовали противопожарные
средства.
Вывод. Указанные дефекты и упущения увеличивали опасность по-
жара.
Рекомендации:
1) произвести тщательную оценку всех деталей элементов и уз-
лов системы терморегулирования с точки зрения возможности повыше-
ния их надежности;
2) модифицировать или заменить существующие паяные соедине-
ния на стыках трубопроводов, с тем чтобы повысить их прочность;
175
3) обеспечить, чтобы утечка теплоносителя не вызывала серьез-
ных последствий;
4) пересмотреть технические требования к бортовой кабельной
сети и установить строгий контроль за качеством работ при проекти-
ровании, изготовлении и монтаже кабельной сети;
5) провести вибрационные испытания полностью укомплектован-
ного основного блока;
6) запретить замыкание и размыкание электрических контактов
под током;
7) определить наиболее эффективные средства предотвращения и
тушения пожара; предусмотреть на борту дополнительный запас кис-
лорода для дыхания; а также средства защиты экипажа от дыма и
ядовитых паров.
ПУНКТ 11
А. По состоянию на тот момент, когда фирма-изготовитель North
American Rockwell передавала основной блок (образец 012) NASA, не
были выполнены 113 из ранее сделанных серьезных технических заме-
чаний по отсеку экипажа. После передачи основного блока NASA сдела-
ло 623 технических замечания по отсеку экипажа, в том числе 22 заме-
чания, которые еще не успели зарегистрировать в ведомости потребных
изменений.
Б. Фирма North American Rockwell и NASA не подготовили перед
испытаниями, как того требует инструкция, полный согласованный пе-
речень предельных допустимых значений для различных параметров.
В. Инструкция по предстартовым испытаниям основного блока не
учитывала вносимых изменений.
Г. Некоторое оборудование, установленное в отсеке экипажа основ-
ного блока, не имело должным образом оформленного разрешения на
эксплуатацию.
Д. Имелись расхождения между техническими условиями фирмы
North American Rockwell и NASA, регулирующими применение и раз-
мещение на основном блоке оборудования, использующего горючие ма-
териалы.
Е. Инструкция по проведению испытаний основного блока была со-
ставлена в августе 1966 г. и с тех пор не пересматривалась, так что вне-
сенные изменения в ней не учтены.
Выводы. Недостатки в руководстве программой и разногласия
между отдельными Научно-исследовательскими центрами NASA, а
также между NASA и головной фирмой в некоторых случаях приводи-
ли к тому, что необходимые изменения учитывались неполностью.
Рекомендация. Следует приложить все усилия, чтобы внести мак-
симально возможную ясность в отношении ответственности каждой из
организаций, участвующих в работах по программе «Аполлон». Эти
работы должны быть полностью координированы.
Комиссия считает, что непосредственной причиной пожара явилась
какая-либо незначительная неисправность в оборудовании или борто-
вой кабельной сети кабины. Точно указать неисправность Комиссии не
удалось, однако Комиссия определила типы неисправностей, которые
могли явиться причиной пожара, и типы неисправностей, которые не
могли повлечь за собой пожара. К числу последних относятся разряд
статического электричества, самопроизвольное возгорание воспламеня-
ющихся материалов, искра при ударе, тепловыделение механических
систем, а также тепловыделение при прохождении кислорода через раз-
личные отверстия и мерные клапаны (в последнем случае тепло воз-
никает вследствии возбуждения резонансных частот в газе).
176
Наиболее вероятными причинами возникновения пожара Комиссия
первоначально считала:
1. Неисправность в оборудовании, находящемся под током, в ре-
зультате чего воспламенилось само это оборудование или находящие-
ся поблизости горючие материалы.
2. Перегрузка проводника (вследствие короткого замыкания), его
перегрев и воспламенение находящихся поблизости горючих мате-
риалов.
3. Электрический разряд между находящимся под током провод-
ником с поврежденной изоляцией и деталью оборудования или конст-
рукции кабины.
Дальнейшие исследования позволили с весьма высокой долей уве-
ренности исключить первые две причины. Что касается третьей причи-
ны, то косвенным ее подтверждением служит обнаружение многочис-
ленных повреждений тефлоновой изоляции бортовой кабельной сети.
Причиной повреждений были небрежность при монтаже, а также не-
удачное размещение кабелей (например, под крышкой люка). Как
пример небрежности при монтаже приводится такой факт, как оставле-
ние в кабине торцового ключа. Эксперименты, проведенные в атмосфе-
ре чистого кислорода при давлении 1,17 кг!см2 (такое давление было в
кабине отсека экипажа при возникновении пожара), показали, что
электрический разряд может вызвать воспламенение горючих мате-
риалов на расстоянии нескольких сантиметров. Прерыватели цепи не
могут сработать достаточно быстро, чтобы предотвратить разряд. Не-
посредственно перед возникновением пожара было зарегистрировано
резкое непродолжительное падение напряжения в цепи, что характерно
для мгновенного разряда. Начало пожара, по-видимому, совпадает с
кратковременным перебоем в электропитании в 23 час 30 мин 55 сек.
Наиболее вероятным местом возникновения пожара считают люк, ве-
дущий к блоку гидроокиси лития. Изоляция кабеля, проходящего под
крышкой люка, была потенциально подвержена истиранию при откры-
вании и закрывании крышки. Однако нельзя определенно утверждать,
что источником пожара был именно этот кабель, поскольку в резуль-
тате пожара сам кабель и окружающее его оборудование были по-
вреждены настолько, что какой-либо ясной картины представить не
удалось.
Весьма вероятно, что быстрому распространению пожара способ-
ствовало попадание капель теплоносителя на кабели и оборудование.
Однако Комиссия подчеркивает, что убедительными доказательствами
этого она не располагает. Используемый в системе терморегулирова-
ния основного блока теплоноситель представляет собой смесь эти-
ленгликоля (62,5.%), воды (35,7%), стабилизатора и ингибитора кор-
розии (1,8%). При разбрызгивании теплоносителя из него испаряется
вода, затем этиленгликоль, а ингибитор остается в виде твердого осад-
ка, состоящего из горючих солей, которые гигроскопичны и электропро-
водны.
В своих выводах Комиссия отмечает, что, хотя ей не удалось ус-
тановить конкретный очаг пожара, она определила факторы, которые
способствовали возникновению пожара:
1. Герметизированная кабина, наполненная чистым кислородом
при сравнительно высоком давлении.
2. Широкое использование в оборудовании кабины горючих мате-
риалов.
3. Уязвимость бортовой кабельной сети к повреждениям.
4. Уязвимость трубопроводов теплоносителя к повреждениям.
177
источники
1. Обзор «Работы США по исследованию и использованию космоса», 1964 г.
2. Missiles and Rockets, 1962, 11/VI, vol. 10, № 24, p. 12, 13.
3. New York Times, 1962, 4/VII, № 38148, p. 1.
4. Interavia Air Letter, 1962, 12/VII, № 5032, p. 1.
5. Interavia Air Letter, 1962, 13/VII, № 5033, p. 4.
6. Missiles and Rockets, 1964, 14/IX, vol. 15, № 11, p. 20.
7. Missile/Space Daily, 1964, 14/IX, vol. 9, № 9, p. 61.
8. Interavia Air Letter, 1964, 17/IX, № 5582, p. 3.
9. Aviation Week, 1964, 5/X, vol. 81, № 14, p. 40, 41, 43. 45, 47, 49, 50, 55, 57.
10. Missiles and Rockets, 1964, 5/X, vol. 15, № 14, p. 23.
11. Missile/Space Daily, 1964, 6/X, vol. 9, № 25, p. 172—173.
12. Missiles and Rockets, 1964, 12/X, vol. 15, № 1’5, p. 17.
13. Interavia, 1966, X, vol. 20, № 10, p. 1484—1486.
14. Space/Aeronautics, 1967, VIII, vol. 48, № 3, p. 63.
15. Spaceflight, 1967, XII, vol. 9, № 12, p. 415.
16. New York Times, 1968, 20/1.
17. Flight, 1967, 14/IX, vol. 92, № 3053, p. 461.
18. Spaceflight, 1967, X, vol. 9, Ns 10, p. 356.
19. Missile/Space Daily, 1967, 25/VII, vol. 26, № 16, p. 76, 77.
20. Aerospace Technology, 1967, 14/VIII, vol. 21, № 4, p. 17.
21. Technology Week, 1967, 6/III, vol. 20, № 10, p. 22.
22. Los Angeles Times, 1967, 29/1.
23. New York Times, 1967, 12/11.
24. Missiles and Rockets, 1966, 23/V, vol. 18, № 21, p. 24—26.
25. Aviation Week, 1966, 26/XII, vol. 85, № 26, p. 18.
26. Journal of Spacecraft and Rockets, 1967, V, vol. 4, № 5, p. 628.
27. Aviation Week, 1965, 11/X, vol. 83, № 15, p. 34.
28. Missiles and Rockets, 1965, 11/X, vol. 17, № 14, p. 18.
29. Missile/Space Daily, 1965, 8/XI, vol. 16, № 6, p. 43.
30. Flight, 1965, 18/XI, vol. 88, № 2958, p. 885.
31. Technology Week, 1967, 29/V, vol. 20, № 22, p. 20, 21.
32. Flight, 1967, 8/VI, vol. 91, № 3038, p. 956.
33. Aviation Week, 1964, 20/VII, vol. 81, № 3, p. 4.
34. New York Times, 1964, 23/VII, p. 3
35. Interavia, 1966, XI, vol. 21, № 11, p. 1761—1766.
36. Missiles and Rockets, 1966, 24/1, vol. 18, № 4, p. 18.
37. Electronic News, 1967, 9/1, vol. 12, № 580, p. 22.
38. Missiles and Rockets, 1964, 16/III, vol. 14, № 11, p. 28, 31.
39. Electronics, 1967, 9/1, vol. 40, № 1, p. 109—118.
40. Journal of Spacecraft and Rockets, 1967, V, vol. 4, № 5, p. 628.
41. Aviation Week, 1967, 23/1, vol. 86, №4, p. 91.
42. Electronic News, 1964, 12/X, vol. 9, № 456, p. 19.
43. Aviation Week, 1962, 9/IV, vol. 76, № 15, p. 54. 55, 59, 61, 63.
44. Missiles and Rockets, 1962, 14/V, vol. 10, № 20, p. 11.
45. Aviation Week, 1962, 1/IV, vol. 78, № 13, p. 33, 92.
46. Interavia Air Letter, 1962, 5/XI, № 5113, p. 4.
47. Interavia, 1966, XI, vol. 21, № 11, p. 1766.
48. Interavia, 1966, XI, vol. 21, № 11, p. 1761—1766.
49. Electronics, 1965, 23/VIII, vol. 38, № 17, p. 120—122.
50. Electronics, 1967, 6/111, vol. 40, № 5, p. 180—186.
51. Aviation Week, 1964, 27/VII, vol. 81, № 4, p. 42—46.
52. New York Times, 1964, 23/IX.
53. Missile/Space Daily, 1965, 16/XI, vol. 16, № 11, p. 83.
54. Missile/Space Daily, 1965, 22/XI, vol. 16, № 15, p. 114.
55. Missiles and Rockets, 22/XI, vol. 17, № 21, p. 10.
56. Missiles and Rockets, 1965, 8/III, vol. 16, № 10, p. 9.
57. Missile/Space Daily, 1965, 10/III, vol. 12, № 8, p. 63.
58. Missile/Space Daily, 1965, 12/V, vol. 13, № 8, p. 59.
59. Interavia, 1966, X, vol. 20, № 10, p. 1484—1486.
60. Aerospace Technology, 1967, 31/VII, vol. 21, № 3, p. 34—42.
61. Aviation Week, 1963, 22/VII, vol. 79, № 4, p. 124—138.
62. Technology Week, 1967, 12/VI, vol. 20, № 24, p. 15.
63. New York Times, 1967, 10/VII.
178
64. New York Times, 1967, 6/V.
65. Missile/Space Daily, 1965, 22/VII, vol. 14, № lb. p. 118.
66. Aviation Week, 1963, 3/VI, vol. 78, № 22, p. 95.
67. New York Times, 1963, 6/V I.
68. Обзор «Программа «Аполлон» (приложение № 15 к еженедельному
«Ракетная и космическая техника»). 1967 г.
69. Astronautics and Aerospace Engineering, 1963, VI, vol. 1, № 5, p. 125.
70. NASA News Release, 1963, 5/XI, № 247.
71. Aviation Week, 1963, 11/XI, vol. 79, № 20, p. 42.
72. Missiles and Rockets. 1963, 11/XI, vol. 13, № 20, p. 17.
73. Missiles and Rockets, 1963, 18/XI, vol. 13, № 21, p. 12.
74. Flight, 1963, 21/XI, vol. 84, № 2854, p. 847.
75. Aviation Week, 1963, 25/XI, vol. 79, № 22, p. 52, 53.
76. Electronics, 1963, 8/XI, vol. 36, № 45, p. 19.
77. Aviation Magazine, 1963, 15/XII, № 385, p. 47.
78. Aviation Week. 1964, 5/X, vol. 81, № 14, p. 50.
79. Missile/Space Daily, 1964, 6/X, vol. 9, № 25, p. 172, 173.
80. Missile/Space Daily, 1964, 12/XI, vol. 10, № 8, p. 57.
81. Space/Aeronautics, 1967, I, vol. 47, № 1, p. 72.
82. Aviation Week, 1966, vol. 85, № 17, p. 56—59, 61.
83. Aviation Week, 1967, 16/X, vol. 87, № 16, p. 32.
84. Interavia, 1966, X, vol. 21, № 10, p. 1487—1489.
85. Interavia Air Letter, 1966, 13/X, № 6106, p. 6—8.
86. Aviation Week, 1966, 30/V, vol. 84, № 22, p. 76, 77, 79, 80.
87. Missile/Space Daily, 1966, 1/IV, vol. 19, № 22, p. 176.
88. Missiles and Rockets, 1965, 3/V, vol. 16, № 18, p. 22, 23.
89. Aviation Week, 1965, 13/XII, vol. 83, № 24, p. 52, 53, 57, 61, 62.
90. Missile/Space Daily, 1966, 4/1, vol. 17, № 2, p. 9.
91. Missiles and Rockets, 1965, 25/IV, vol. 16, № 17, p. 26, 28, 31.
92. Interavia, 1966, XI, vol. 21, № 11, p. 1761—1766.
93. Technology Week, 1966. 11/VII, vol. 19, № 2, p. 29, 30.
94. Missiles and Rockets, 1966, 30/V, vol. 18, № 22, p. 17.
95. Missiles and Rockets, 1966, 6/VI, vol. 18, № 23, p. 9.
96. Missile/Space Daily, 1966, 6/VI, vol. 19, № 25, p. 196.
97. Electronics, 1966, 13/VI, vol. 39, № 12, p. 26.
98. Missiles and Rockets, 1965, 8/111, vol. 16, № 10.. p. 14, 18.
99. Missile/Space Daily. 1965, 8/III, vol. 12, № 6, p. 42.
100. Interavia, 1966, X, vol. 21, № 10, p. 1487—1489.
101. Interavia Air Letter, 1966, 13/X, № 6106, p. 6—8.
102. Interavia, 1966, XI, vol. 21, № 11, p. 1761—1766.
103. Aviation Week, 1967, 1/V, vol. 86, № 18, p. 91.
104. Electronics, 1967, 1/V, vol. 40, № 9, p. 80—86.
105. Design News, 1967, 10/V, vol. 22, № 10, p. 9.
106. Space Letter, 1967, 15/VIII, № 302, p. 3, 4.
107. Interavia, 1966, X, vol. 21, № 10, p. 1487—1489.
108. Interavia Air Letter, 1966, 13/X, № 6106, p. 6—8.
109. Aerospace Technology, 1967, 31/VII, vol. 21, № 3, p. 34—42.
110. Aviation Week, 1968,’15/1, vol. 88, № 3, p. 54, 55, 59, 60.
111. Aviation Week, 1966, 25/VII, vol. 85, № 4, p. 94, 95, 97, 101, 105.
112. Space Age News, 1967, II, vol. 10, № 2, p. 8.
113. Technology Week, 1966. 8/VIII, vol. 19, № 6, p. 26, 27
114. Interavia, 1966, XI, vol. 21, № 11, p. 1791, 1792.
115. Interavia Air Letter, 1966, 17/XI, № 6131, p. 6.
116. Aviation Week, 1967, 3/IV, vol. 86, № 14, p. 63, 65, 67, 69.
117. Aviation Week, 1966, 15/VIII, vol. 85, № 7, p. 84, 85, 87.
118. Electronics, 1966, 30/V, vol. 39, № 11, p. 140.
119. Welding Design Fabrication, 1967, I, vol. 40, № 1, p. 29.
120. Interavia Air Letter. 1966, 5/XII, № 6143, p. 6.
121. New York Times, 1966. 20/XII.
122. Design News, 1967, 26/IV, vol. 22, № 9, p. 8.
123. Aerospace Technology, 1968, 1/1, vol. 21, № 14. p. 23, 24.
124. Обзор «Ракеты-носители США», стр. 132—151, 117—119.
125. Interavia, 1966, X, vol. 21, № 10, p. 1490—1494.
126. Aviation Week, 1967, 3/IV, vol. 66, № 14, p. 63, 65, 69.
127. Flight, 1967, 26/X, vol. 92, № 3059, p. 700, 701.
128. Aviation Week, 1966, 5/IX, vol. 85, № 10: p. 88, 89.
129. Aerospace Technology, 1967, 28/VIII, vol. 21, № 5, p. 52, 53.
бюллетеню
179
130. New York Times, 1967, 16/IX.
131. Aviation Week, 1966, 28/11, vol. 84, № 9, p. 65, 66.
132. Aviation Week, 1964, 9/III, vol. 80, № 10, p. 36, 37.
133. Missile/Space Daily, 1964, 1/IV, vol. 6, № 22, p. 136.
134. Aviation Week, 1965, 18/X, vol. 83, № 16, p. 27.
135. Interavia Air Letter, 1968, 20/11, № 6448, p. 11.
136. Aviation Week, 1966, 24/X, vol. 85, № 17, p. 62—64.
137. Raumfahrtforschung, 1966, VII—IX, Bd. 10, № 3, S. 130—137.
138. New York Times, 1967, 9/IV.
139. Aerospace Technology, 1967, 9/X, vol. 21, № 8, p. 14.
140. Missile/Space Daily, 1967, 22/IX, vol. 27, № 15, p. 75.
141. Aviation Week, 1967, 9/X, vol. 87, № 15, p. 137.
142. Science News, 1967, 21/X, vol. 92, № 17, p. 395.
143. Aerospace Technology, 1967, 28/VIII, vol. 21, № 5, p. 52, 53.
144. Interavia, 1966, XII, vol. 21, № 12, p. 1926—1930.
145^ Electronic News, 1966, 19/XII, vol. 11, № 577, p. 4.
146. Flight, 1966, 23/XII, vol. 90, № 3016, p. 1105.
147. Space/Aeronautics, 1966, XII, vol. 46, № 7, p. 68—80.
148. Flight, 1965, 4/XI, № 2956, p. 791—794.
149. Missile/Space Daily, 1965, 3/XII, vol. 16, № 23, p. 178, 180.
150. Space/Aeronautics, 1966, XII, vol. 46, № 7, p. 68—80.
151. Flight, 1967, 27/VII, vol. 92, № 3046, p. 146.
152. Aerospace Technology, 1967, 31/VII, vol. 21, № 3, p. 3.
153. Data Systems, 1968, I, p. 18.
154. Electronic News, 1966, 21/11, vol. 11, № 530, p. 31.
155. Space/Aeronautics, 1965, III, vol. 43, № 3, p. 16.
156. Missile/Space Daily, 1965, 24/XI, vol. 16, № 17, p. 131—132.
157. Missile/Space Daily, 1966, 19/V, vol. 19, № 14, p. 109.
158. Aviation Week, 1964, 31/VIII, vol. 81, № 9, p. 65.
159. Interavia Air Letter, 1964, 7/VIII, № 5554, p. 4.
160. Design News, 1965, 26/V, vol. 20, № 11, p. 218.
161. Missiles and Rockets, 1964, 18/V, vol. 14, № 20, p. 15.
162. Science News Letter, 1964, 6/VI, vol. 85, № 23, p. 359.
163. Electronic News, 1966, 13/VI, vol. 11, № 548, p. 16.
164. Electronic News, 1966, 18/IV, vol. 11, № 5, p. 23.
165. Spaceflight, 1968, I, vol. 10, № 1, cover and p. 1.
166. Design News, 1967, 5/VII, vol. 22, № 14, p. 72, 73.
167. Missile/Space Daily, 1965, 27/1, vol. 11, № 18, p. 148—150.
168. U. S. News and World Report, 1964, 5/X, vol. 57, № 14, p. 60—65.
169. Missile/Space Daily, 1964, 8/X, vol. 9, № 27, p. 191.
170. Aerospace Management, 1963, XI, vol. 6, № 11, p. 16—20.
171. Flight, 1967, 2/III, vol. 91, № 3025, p. 333, 334.
172. Interavia Air Letter, 1967, 28/IX, № 6348, p. 8.
173. New York Times, 1967, 4/X.
174. Aviation Week, 1967, 15/V, vol. 86, № 20, p. 24.
175. Aviation Week, 1967, 5/VI, vol. 86, № 23, p. 21.
176. Interavia Air Letter, 1967, 20/VI, № 6278, p. 4.
177. Aviation Week, 1968, 5/11, vol. 88, № 6, p. 25, 26.
178. Aviation Week, 1968, 5/11, vol 88, № 6, p. 26.
179. Electronic News, 1968, 29/1, vol. 13, № 638, p. 32.
180. Обзор «Программа «Джемини». 1967 г.
181. Missiles and Rockets, 1963, 28/X, vol. 13, № 18, p. 20.
182. Flight, 1963, 7/XI, vol. 84, № 2852, p. 779.
183. Missile/Space Daily, 1963, 21/X, vol. 3, № 35, p 211 A.
184. Missile/Space Daily, 1965, 18/1, vol. 11, № 8, p. 63.
185. New York Times, 1965, 12/11.
186. New York Times, 1965, 28/VI.
187. New York Times, 1965, 30/VI.
188. Aviation Week, 1965, 5/VII, vol. 83, № 1, p. 18.
189. Air Force Times, 1965, 14/VII, vol. 25, № 48, p. 4.
190. Missile/Space Daily, 1965, 13/IX, vol. 15, № 8, p. 49.
191. Missiles and Rockets, 1965, 20/IX, vol. 17, № 12, p. 9.
192. Interavia Air Letter, 1965, 23/IX, № 5839, p. 7.
193. Flight, 1965, 23/IX, vol. 88, № 2950, p. 556.
194. New York Times, 1966, 5/IV.
195. Interavia Air Letter, 1966, 7/IV, № 5977, p. 5.
180
196. New York Times, 1966, 26/IX.
197 Interavia Air Letter, 1966, 30/IX, № 6097, p. 2.
198. Aviation Week, 1967, 7/VIII, vol. 87, № 6, p. 26.
199 Electronic News, 1967, 7/VIII, vol. 12, № 612, p. 34.
200. Flight, 1967, 17/VII I. vol. 92, № 3049, p. 279.
201. Missiles and Rockets, 1966, 14/11, vol. 18, № 7, p. 7, 8.
202 Aviation Week, 1967, 2/1, vol. 86, № 1, p. 16, 17.
203. Aviation Week, 1964, 20/IV, vol. 80, № 16, p. 79.
204. Missiles and Rockets, 1963, 12/VIII, vol. 13, №7, p_. 16, 17.
205. Missile/Space Daily, 1967, 16/111, vol. 24, № 12, p. 57.
206. Missiles and Rockets, 7/11, vol. 18, № 6, p. 38, 39.
207. Flight, 1965, 12/VIII, vol. 88, № 2944, p. 273.
208. Electronics, 1964, 2/IX, vol. 37, № 25, p. 17.
209. Missile/Space Daily, 1964, 7/VII, vol. 8, № 4, p. 33.
210. Interavia Air Letter, 1964, 9/VII, № 5533 p. 5.
211. Missiles and Rockets, 1965, 12/VII, vol. 17, №2, p. 8.
212. Flight, 1965, 15/VII, vol. 88, № 2940, p. 111.
213. Aviation Week, 1962, 2/VII, vol. 74, № 1, p. 210—212.
214. Flight, 1965, 4/III, vol. 87, № 2921, p. 352.
215. Aviation Week, 1962, 16/VII, vol. 77, № 3, p. 23.
216. Flight, 1962, 4/X, vol. 82, № 2795, p. 571.
217. Missiles and Rockets, 1963, 7/1, vol. 12, № 1, p. 23.
218. Missiles and Rockets, 1963, 25/11, vol. 12, № 8, p. 40.
219. Aviation Week, 1963, 25/III, vol .78, № 12, p. 95.
220. Aviation Week, 1963, 1/IV, vol. 78, № 13, p. 92.
221. Aviation Week, 1963, 27/V, vol. 78, № 21, p. 53—54.
222. New York Times, 1966, 12/XIL
223. Missiles and Rockets, 1963, ll/III, vol 12, № 10, p. 17.
224. Interavia Air Letter, 1963, 19/1II, № 5205, p. 5, 6.
225. Missiles and Rockets, 1964, 22/VI, vol. 14, № 25, p. 9, 10.
226. Aviation Week, 1964, 29/VI, vol. 80, № 26, p. 72, 73.
227. Air Force and Space Digest, 1967, VI, vol. 50, № 6, p. 69.
228. Aviation Week, 1967, 27/XI, vol. 87, № 22, p. 24.
229. Science News, 1967, 9/XII, vol. 92, № 24, p. 566.
230. Flight, 14/XII, vol. 92, № 3066, p. 1012.
231. Aviation Week, 1963, 18/11, vol. 78, № 7, p. 65.
232. I. E. Miller. «Space Navigation, Guidance and Control».
233. Aerospace Technology, 1967, 18/XII, vol. 21, № 13, p. 19.
234. Electronics, 1966, 12/XII, vol. 39, № 25, p. Ill, 112.
235. Space/Aeronautics, 1967, I, vol. 47, № 1, p. 73.
236. Space/Aeronautics, 1967, VIIL vol. 48. № 3, p. 69.
237. Missile/Space Daily, 1965, 17/IX, vol. 15, № 12. p. 79.
238. Electronic News, 1966, 13/III, vol. 11, №536, p. 18.
239. Interavia Air Letter, 1966, 21/VI, № 6026, p. 5.
240. Missile/Space Daily, 1967, 25/VIII, vol. 26, № 39, p. 19.
241. Missile/Space Daily, 1964, 4/IX, vol. 9, № 4, p. 24, 24A.
242. Missiles and Rockets, 1965, 6/IX, vol. 17, № 10. p. 9.
243. Aviation Week, 1963, 11/XI, vol. 79, № 20, p. 42.
244. Missiles and Rockets, 1963, 11/XI, vol. 13, № 20, p. 17.
245. Missiles and Rockets, 1963, 18/XI, vol. 13, № 21, p. 12.
246. Flight, 1963, 21/XI, vol. 84, № 2854, p. 847.
247. Aviation Week, 1963, 25/XI, vol. 79, № 22, p. 52, 53.
248. Electronics, 1963, 8/XI, vol. 36, № 45, p. 19.
249. Aviation Magazine, 1963, 15/XII, № 385, p. 47.
250. Aviation Week, 1964, 5/X, vol. 81, № 14, p. 50.
251. Missile/Space Daily, 1964, 6/X, vol. 9, № 25, p. 172, 173.
252. Missile/Space Daily, 1964, 12/XI, vol. 10, № 8, p. 57.
253. Missile/Space Daily, 1964, 12/V, vol. 7, № 8, p. 47.
254. Missile/Space Daily, 1964, 15/V, vol. 7, № 11, p. 65.
255. Aviation Week, 1964, 18/V, vol. 80, № 20, p. 32.
256. Missiles and Rockets, 1964, 18/V, vol. 14, № 20, p. 9.
257. Flight, 1964, 21/V, vol. 85, № 2880, p. 870.
258. Aviation Week, 1964, 25/V, vol. 80, № 21, p. 28.
259. Missiles and Rockets, 1964, 25/V, vol. 14, № 21, p. 21.
260. Missiles and Rockets, 1964, 7/XII, vol. 15, № 23, p. 13.
261. Missile/Space Daily, 1964, 16/XII, vol. 10, № 31, p. 247.
262. Flight, 1964, 17/XII, vol. 86, № 2910, p. 1058, 1059.
181
263. Missiles and Rockets, 1965, 10/V, vol. 16, № 19, p. 14.
264. Missiles and Rockets, 1965, 17/V, vol. 16, № 20, p. 12, 13.
265. Electronic News, 1965, 17/V, vol. 10, № 489, p. 6.
266 Interavia Air Letter, 1965, 18/V, № 5750, p. 8, 9.
267. Missile/Space Daily, 1965, 20/V, vol. 13, № 14, p. 108.
268. Interavia Air Letter, 1965, 24/V, vol. 10, № 490, p. 14.
269. Electronic News, 1965, 24/V, vol. 10, № 490, p. 14.
270. Missiles and Rockets, 1965, 24/V, vol. 16, № 21, p. 10.
271. Aviation Week, 1965, 24/V, vol. 82, № 21, p. 26.
272. Flight, 1965, 27/V, vol. 87, № 2933, p. 852.
273. Flight, 1965, 3/VI, vol. 87, № 2934, p. 890.
274. New York Times, 1965, 30/VI.
275. Missiles and Rockets, 1965, 22/XI, vol. 17, №21, p. 9.
276. Missile/Space Daily, 1965, 29/XI, vol. 16, № 19, p. 144.
277. Aviation Week, 1965, 13/XII, vol. 83, № 24, p. 36.
278. Aviation Week, 1965, 6/XII, vol. 83, № 23, p. 28.
279. Missiles and Rockets, 1965, 6/XII, vol. 17, №23, p. 10, 11.
280. Missile/Space Daily, 1965, 7/XII, vol. 16, № 25, p 192.
281. Missiles and Rockets, 1966, 10/1, vol. 18, № 2, p. 17.
282. Missile/Space Daily, 1966, 21/1, vol. 17, № 15, p. 113.
283. Interavia Air Letter, 1966, 24/1, № 5924, p. 6.
284. Flight, 1966, 27/1, vol. 89, № 2968, p. 161.
285. Missiles and Rockets, 1966, 31/1, vol. 18, № 5, p. 11.
286. Missiles and Rockets, 1965, 12/VII, vol. 17, № 2, p. 7.
287. Missile/Space Daily, 1965, 21/VII, vol. 14, № 14, p. 109.
288. Flight, 1965, 29/VII, vol. 88, № 2942, p. 195.
289. Electronic News, 1965, 2/VIII, vol. 10, № 500, p, 6.
290. Missile/Space Daily, 1965, 2/VIII, vol. 14, № 22, p. 207.
291. Interavia Air Letter, 1965, 2/VIII, № 5802, p. 5.
292. Aviation Week, 1965, 9/VIII. vol. 83, № 6, p. 30.
293. Flight, 1965, 26/VIII, vol. 88, № 2946, p. 344.
294. Flight, 1965, 9/IX, vol. 88, № 2948, p. 470.
295. Journal of Armed Forces, 1965, 7/VIII, vol. 102, № 49, p. 8, 24.
296. New York Times, 1965. 1/VIII.
297. Interavia, 1965, IX, vol. 20, № 9, p. 1355.
298. Signal, 1965, IX, vol. 20, № 1, p. 64.
299. Aviation Week, 1965, 27/XII, vol. 83, № 26, p. 65.
300. Missiles and Rockets, 1966, 10/1» vol. 18, № 1, p. 5.
301. Aviation Week, 1966, 24/1, vol. 84, № 4, p. 38.
302. Interavia Air Letter, 1966, 27/1, № 5927, p. 8, 9.
303. Electronic News, 1966, 31/1, vol. 11, № 527, p. 17.
304. New York Times, 1966, l/II.
305. New York Times, 1966, 2/11.
306. Missile/Space Daily, 1966, 4/II, vol. 17, № 24, p. 195.
307. Missiles and Rockets, 1966, 7/11, vol. 18, № 6, p. 16.
308. New York Times, 1966, 9/11.
309. Missile/Space Daily, 1966, 11/11, vol. 17, № 29, p. 230.
310. New York Times, 1966, 12/11.
311. Aviation Week, 1966, 14/11, vol. 84, № 7, p. 36, 57.
312. Aviation Week, 1966, 14/11, vol. 84, № 7, p. 53, 55, 57.
313. Flight, 1966, 17/11, vol. 89, № 2971, p. 283.
314. Missile/Space Daily, 1966, 17/11, vol. 17, №33, p. 263.
315. Electronic News, 1966, 21/11, vol. 11, № 530, p. 6.
316. Aviation Week, 1966, 21/11, vol. 84, № 8, p. 30.
317. New York Times, 1966. 22/11.
318. Missiles and Rockets, 1966, 21/11, vol. 18, № 8, p. 16, 17.
319. Flight, 1966, 24/11, vol. 89. № 2972, p. 324.
320. Missiles and Rockets, 1966, 28/11, vol. 18 № 9, p. 17.
321. Interavia Air Letter, 1966, 28/11, № 5949.’ p. 5.
322. Interavia, 1966, III, vol. 21, № 3, p. 361.
323. Spaceflight, 1966, III, vol. 8, № 3, p. 94.
324. Missile/Space Dailv, 1966, l/III, vol. 18, № 1, p 4
325. New York Times, 1966, 27/11, p. 1, 60.
326. Missiles and Rockets, 1966, 7/111, vol. 18, № 10, p. 14, 33.
327. Electronic News, 1966, 14/III, vol. 11, № 533, pi 30.
328. Aviation Week, 1966, 14/III, vol. 84, № 11, p. 92, 93, 96.
329. Missiles and Rockets, 1966, 14/III, vol. 18, № 11, p. 22.
330. Interavia Air Letter, 1966, 4/VII, № 6035, p. 5.
182
331. Aviation Week, 1966, 27/VI, vol. 84, № 26, p 26.
332. Missile/Space Daily, 1966, 28/VI, vol. 19, № 41, p. 319.
333. Missile/Space Daily, 1966, 7/VII, vol. 20, № 4, p. 25. 26.
334. Missile/Space Daily, 1966, 8/VII, vol. 20, № 5. p. 32.
335. Aviation Week, 1966, 11/VII, vol. 85, Xe 2, p. 32, 33.
336. Electronic News, 1966, 11/VII, vol. 11, № 552, p. 24.
337. Technology Week, 1966, 11/VII, vol. 19, №2, p. 14, 15.
338. Flight, 1966, 14/VII, vol. 90, № 2992, p. 80.
339. Flight, 1966, 7/VII, vol. 90, № 2991, p. 31.
340. Missile/Space Daily, 1966, 20/VII, vol. 20, № 13: p. 95.
341. Technology Week, 1966, 18/VII, vol. 19, № 3, p. 11.
342. Missile/Space Daily, 1966, 11/VIII, vol. 20, № 29, p. 206, 207.
343. Missile/Space Daily, 1966, 16/VIII, vol. 20, № 32, p. 228.
344. New York Times, 1966, 21/VIII, p. 27.
345. Aviation Week, 1966, 22/VIII, vol. 85, № 8, p. 22.
346. Electronic News, 1966, 22/VI II, vol. 11, № 558, p. 42.
347. Electronics, 1966, 22/VIII, vol. 39, № 17, p. 25.
348. Missile/Space Daily, 1966, 22/VIII, vol. 20, № 36, p. 258.
349. Technology Week, 1966, 22/VIII, vol. 19, № 8, p. 16.
350. Flight, 1966, 25/VIII, vol. 91, № 2998, p. 308, 309.
351. New York Times, 1966, 25/VIII, p. 15.
352. Missile/Space Daily, 1966, 26/VIII, vol. 20, № 40, p. 287.
353. New York Times, 1966, 26/VIII, p. 1, 12.
354. Electronic News, 1966, 29/VIII, vol. 11, № 561, p. 47.
355. Time, 1966, 2/IX, vol. 88, № 10, p. 35.
356. Electronics, 1966, 3/X. vol. 39 № 20, p. 76.
357. Aviation Week, 1966, 5/IX, vol. 85, № 10, p. 33
358. Electronics, 1966, 5/IX, vol. 39, № 18, p. 30.
359. Technology Week, 1966, 5/IX, vol. 19, № 10, p. 16, 17.
360. Flight, 1966, 15/IX, vol. 91, № 3001, p. 500.
361. Aerospace Technology, 1967, 11/IX, vol. 21, № 4, p. 10.
362. Missile/Space Daily, 1967, 20/IX, vol. 27, № 13, p. 65.
363. Aviation Week, 1967, 9/X, vol. 87, № 15, p. 27.
364. Missile/Space Daily, 1967, 9/X, vol. 27, № 26, p. 135.
365. Aerospace Technologv, 1967, 9/X, vol. 21, № 8, p. 3.
366. Missile/Space Daily, ‘1967, 16/X, vol. 27, № 31, p. 154.
367. Missile/Space Daily, 1967, 17/X, vol. 27, № 32, p. 157.
368. Interavia Air Letter, 1967, 19/X, № 6363, p. 10, 11.
369. Aerospace Technology, 1967, 23/X, vol. 21, №9, p. 3.
370. Interavia Air Letter, 1967, 6/XI, № 6375, p. 6.
371. Aerospace Technology, 1967, 6/XI, vol. 21, № 10, p. 17, 41.
372. Interavia Air Letter, 1967, 8/XI, № 6377, p. 5.
373. Interavia Air Letter, 1967, 9/XI, № 6378, p. 11.
374. New York Times, 1967, 9/XL
375. Interavia Air Letter, 1967, 10/XI, № 6379, p. 4.
376. Science News, 1967, 11/XI, vol. 92, № 20, p. 472; 473.
377. Aviation Week, 1967, 13/XI, vol. 87, № 20, p. 32, 33.
378. Flight, 1967, 2/XI, vol. 92, № 3060, p. 740.
379. Flight, 1967, 16/XI, vol. 92, № 3062, p. 817, 818.
380. New York Times, 1967, 18/XI.
381. Journal of Armed Forces, 1967, 18/XI, vol. 105, № 12, p 9
382. Flight, 1967, 23/X1, vol. 92, № 3063, p. 887, 888.
383. Interavia Air Letter, 1967, 24/XI, № 6389, p. 5.
384. Science News, 1967, 25/XI, vol. 92, № 22. p. 513, 514.
385. Flight, 1967, 30/XI, vol. 92, № 3064, p. 923, 924.
386. Air et Cosmos, 1967, 9/XII, № 224, p. 20.
387. Interavia Air Letter, 1967, 15/XII, № 6404, p. 6.
388. Flight, 1967, 21/XII, vol. 92, № 3067, p. 1045
389. New York Times, 1967, 10/XI.
390. Missile/Space Dailv, 1967, 7/XI, vol. 28, № 12, p 58
391. Aviation Week, 1967, 4/XII, vol. 87, № 23, p. 28—30.
392. Interavia, 1967, XII, vol. 22, № 12, p. 1921, 1922.
393. Missile/Space Daily, 1967, 21/XI, vol. 28, № 14, p. 70
394. Missile/Space Daily, 1967, 8/XI, vol 28, № 16, p. 28
395. Aerospace Technology, 1967, 20/XI, vol. 21, № 11 p 20
396. Washington Post, 1967, 28/1.
397. New York Times, 1967, 29/1
398. Sunday Star, 1967, 29/1
183
399. Denver Post, 1967, 29/1.
400. Herald Examiner, 1967, 29/1.
401. Miami Herald, 1967, 29/1.
402. New York Times, 1967, l/II.
403. Time, 1967, 3/II, vol. 89, № 5, p. 13—16.
404. New York Times, 1967, 4/11.
405. New York Times, 1967. 5/11.
406. Technology Week, 1967, 6/11, vol. 20, № 6, p. 17.
407. Aviation Week, 1967, 6/11, vol. 86, № 6, p. 30—34, 36.
408. Technology Week, 1967, 13/11, vol. 20, № 7, p. 18, 19, 22, 23.
409. Aviation Week, 1967, 13/11, vol. 86, № 7, p. 34—36.
410. Aviation Week, 1967, 20/111, vol. 86, № 12, p. 22.
411. Aviation Week, 1967, 20/11, vol. 86, No 8, p. 22—24.
412. Space Letter, 1967, l/III, № 291, p. 7, 8.
413. Flight, 1967, 9/III, vol. 91, № 3026, p. 276—374.
414. New York Times, 1967, 11/IV.
415. Missile/Space Daily, 1967, l/III, vol. 24, № 1, p. 1—3.
416. Interavia Air Letter, 1967, 2/V, № 6245, p. 9.
417. Aviation Week, 1967, 10/IV, vol. 86, № 15, p. 26.
418. Aviation Week, 1967, 17/IV, vol. 86, № 16, p. 21, 26—33, 100, 101, 103, 105, 107,
419. Technology Week, 1967. 17/IV, vol. 20. № 16, p. 16—20.
111—114.
420. Science News, 1967, 22/IV, vol. 91, № 16, p.373, 374.
421. Electronic News, 1967, 6/III, vol. 12, № 588, p. 8.
422. Flight, 1967, 25/V, vol. 91, № 3037, p. 867—869.
423. Aviation Week, 1967, 13/XI, vol. 87, № 20, p. 33.
424. Flight, 1967 30/XI, vol. 92, № 3064, p. 923, 924.
425. New York Times, 1968, 8/11.
426. New York Times, 1968, 16/11.
427. Aviation Week, 1968, 12/11, vol. 88, № 7, p. 27.
428. Electronic News, 1968, 26/11, vol. 13, № 642, p. 20.
429. New York Times, 1967, 5/IV.
430. New York Times, 1968, 6/IV.
431. Aviation Week, 1967, 25/XII, vol. 87, № 26, p. 19.
432. Science News, 1967, 30/XI I. vol. 92, № 27, p. 638.
433. Flight, 1968, 4/1, vol. 93, № 3069, p. 35.
434. Aviation Week, 1968, 15/1, vol. 88, № 3, p. 29.
435. Electronic News, 1968, 15/1, vol. 13, № 636, p. 24.
436. Aerospace Technology, 1968, 29/1, vol. 21, № 16, p. 10, 11.
437. Aviation Week, 1968, 29/1, vol. 88, № 5, p. 25, 26.
438. Flight, 1968, l/II, vol. 93, № 3073, p. 167.
439. Electronic News, 1968, 5/11, vol. 13, № 639, p. 34.
440. Aviation Week, 1968, 12/11, vol. 88, № 7, p. 27.
441. Sky and Telescope, 1968, III, vol. 35, № 3, p. 163—165.
442. New York Times, 1968, 24/1.
443. Aviation Week, 1968, ll/III, vol. 88, № 11, p. 22.
444. Time, 1968, 22/V, vol. 91, № 12, p. 62.
445. Electronics, 1967, 25/XII, vol. 40, № 26, p. 54.
446. Flight, 1968, 25/IV, vol. 93, № 3085, p. 651.
447. New York Times, 1968, 22/V.
448. Aviation Week, 1968, 15/IV, vol. 88, № 15, p. 28, 29.
449. New York Times, 1968, 24/IV.
450. New York Times, 1968, 25/IV.
451. Monde, 1968, 30/IV.
452. New York Times, 1968, 4/V.
453. New York Times, 1968, 22/V.
454. Aviation Week, 1968, 18/Ш. vol. 88, № 12, p. 129.
Оглавление
стр.
Введение .....................................................
Космический корабль «Аполлон»....................................
Основной блок .................................................
1. Конструкция..............................................
2. Система жизнеобеспечения, скафандры......................
3. Система наведения и навигации............................
4. Энергетическая установка.................................
Связное оборудование .....................................
6. Бортовые двигатели.......................................
Система парашютов.........................................
8. Система аварийного спасения..............................
Лунная кабина .................................................
1. Конструкция..............................................
2. Система жизнеобеспечения.................................
3. Система наведения и навигации............................
4. Энергетическая установка.................................
5. Связное оборудование ....................................
6. Бортовые двигатели ......................................
7. Научное оборудование для исследований на Луне............
Ракеты-носители .................................................
Ракета-носитель «Сатурн V».....................................
Ракета-носитель «Сатурн 1В»....................................
Программа полета космического корабля «Аполлон» ....
Выведение на траекторию полета к Луне.........................
Выведение на селеноцентрическую орбиту и посадка на Луну
Пребывание космонавтов на Луне.............................
Возвращение на Землю..........................................
Поиск и спасение космонавтов. Меры биологической защиты .
Возможные аварийные ситуации при полете космического ко-
рабля «Аполлон» ...............................................
Командно-измерительный комплекс для космических кораблей
«Аполлон» . ..........................................
Координационно-вычислительный центр МСС.......................
Наземные и корабельные станции системы MSFN ....
Самолетные станции слежения...................................
Станции восточного полигона, используемые для слежения за
ракетой-носителем «Сатурн V» на участке выведения корабля
«Аполлон»........................
Система связи командно-измерительного комплекса для кораб-
лей «Аполлон» .................................................
Тренировка персонала станций КИК и КВЦ........................
5.
7.
3
7
9
17
21
25
26
30
33
34
37
39
45
52
55
56
57
61
68
75
77
81
84
86
88
91
94
97
102
104
105
185
Экспериментальная база ..........................................
Наземная отработка космического корабля «Аполлон»
Летно-конструкторские испытания и планы полетов на Луну .
Первый этап. Испытания системы аварийного спасения . . . .
Второй этап. Испытания ракеты-носителя «Сатурн I» и макетов основного
блока корабля «Аполлон» ....................................
Третий этап. Испытания ракеты-носителя «Сатурн 1В» и эксперименталь-
ных образцов основного блока корабля «Аполлон» .............
Четвертый этап. Испытания ракеты-носителя «Сатурн V» и штатных об-
разцов основного блока корабля «Аполлон» (без экипажа) .
Пятый этап. Испытания штатных образцов лунной кабины (без экипажа)
Шестой этап. Испытания штатного образца основного блока корабля
«Аполлон» с экипажем........................................
Седьмой этап. Испытания штатных образцов корабля «Аполлон» (основ-
ной блок+лунная кабина) с экипажем..........................
Восьмой этап. Полет с попыткой высадки космонавтов на Луну
Отбор и подготовка космонавтов...................................
Организация работ по программе «Аполлон», кадры, расходы .
Приложения.......................................................
Приложение № 1. Ход и планы запусков в рамках программы
«Аполлон».....................................................
Приложение № 2. О пожаре космического корабля «Аполлон»
27 января 1967 г..............................................
Источники ...................................................
106
111
113
114
130
135
137
138
156
165
166
170
178
Редактор А. Я. Табачникова
Сдано в набор 20/IV-68 г.
Заказ 5376.
Подп. к печати 3/VI-68 г,
Уч.-изд. л. 15,4.
Формат 70X108/16.
Печ. л. 12.
ЗАМЕЧЕННЫЕ ОПЕЧАТКИ
Страни- ца Строка Напечатано Следует читать
17 Рис. 13 позиция 8 испаритель воды испаритель гликоля
33 10 снизу 7,6 км ~7 км
34 13 снизу 7 м ~10 м
58 Рис. 46 позиция 7 в регенеративной системе охлаждения в системе пленочного охлаждения
87 9,10 строка сверху показан и показаны
99 15 сверху тидбинбилла Тидбинбилла
126 10 снизу 8,2 кг/сек 8,2 км/сек
146 6,7 сверху Шепардом Слейтоном
171 20 снизу Фрэнг Фрэнк