Текст
                    программа . UHCMUUU
ПРОГРАММА „ДЖЕМИНИ"
ОБЗОР ПО МАТЕРИАЛАМ ОТКРЫТОЙ ИНОСТРАННОЙ ПЕЧАТИ
1967
ОБЗОР СОСТАВИЛ
Э. М. ЯНУЛЕВИЧ
ВВЕДЕНИЕ
Работы в США по программе «Джемини»1 начались в декабре 1961 г. В официальных документах NASA задачи программы формулировались как «второй этап пилотируемых полетов, имеющий целью получение опыта в следующих областях: маневрирование на орбите, встреча и стыковка на орбите, длительный космический полет человека и проведение исследований в космосе с участием человека» [1].
Первым этапом пилотируемых полетов считается программа «Меркурий», завершенная в 1963 г. и включившая в себя четыре орбитальных* полета одноместных пилотируемых спутников «Меркурий». В работах по программе «Джемини» учитывался опыт, полученный в ходе работ по программе «Меркурий». Сама же программа «Джемини» предусматривала накопление опыта, необходимого для реализации программы «Аполлон», ставящей своей целью высадку космонавтов на Луну до 1970 г. Характерно, что интенсивные работы по программе «Аполлон» начались в 1961 г., т. е. практически одновременно с работами по программе «Джемини». От начала работ по программе «Меркурий» до первого пилотируемого полета прошло несколько более трех лет, по программе «Джемини» — также несколько более трех лет, по программе «Аполлон» пройдет, очевидно, не менее 7 лет.
Впоследствии основные задачи программы «Джемини» были расширены и стали включать в себя:
1.	Исследование возможности длительного (до 14 суток) пребывания человека в космическом пространстве.
2.	Отработку техники встречи и стыковки пилотируемого спутника с непилотируемым спутником-мишенью на орбите и использование двигателя спутника-мишени для маневров стыкованных спутников.
3.	Проведение экспериментов по выходу космонавтов из спутника в открытый космос и осуществлению различных операций вне корабля.
4.	Проведение различных медико-биологических, физико-технических и военно-прикладных экспериментов.
5.	Испытания и отработку различного бортового оборудования, а также наземного командно-измерительного комплекса.
6.	Отработку посадки пилотируемых аппаратов на сушу.
1 Gemini — созвездие близнецов.
Программа «Джемини», как и программа «Меркурий», с самого начала была отнесена к категории DX (первоочередные работы национального значения) [2]. Как правило, к категории DX относятся в США срочные оборонные программы, и для таких программ все необходимые дефицитные материалы предоставляются в первую очередь.
Первоначально планы запусков по программе «Джемини» предусматривали [3, 4, 5, 6]':
I этап (ноябрь 1963 г,). Запуск спутника без экипажа по баллистической траектории с возвращением спутника на парашюте.
II этап (начало 1964 г.). Запуск на орбиты трех спутников с экипажем: первый на сутки, второй и третий на 14 суток.
III этап (1964—4965 гг.). Запуск восьми спутников с экипажем для проведения экспериментов по встрече на орбите. При первых экспериментах для обеспечения встречи Должны были использоваться бортовые ЖРД спутника «Джемини» и двигатель спутника-мишени (ракета «Аджена D»); при последующих экспериментах — только бортовые ЖРД спутника.
Впоследствии планы .и сроки запусков по программе «Джемини» неоднократно пересматривались. В 1962 г. в связи с отставанием работ от графика некоторые специалисты NASA даже ставили под сомнение целесообразность их продолжения. При этом приводились следующие доводы:
1.	Спутник «Джемини» и модифицированная ракета «Титан II» могли быть отработаны только к концу 1964 г. или к началу 1965 г., т. е. к тому времени, когда разработка космического корабля «Аполлон», согласно планам, была бы уже близка к завершению1 и опыт программы «Джемини»-не удалось бы использовать.
2.	Для слежения за спутниками «Джемини» необходимо создать сеть наземных станций, которая впоследствии не может быть использована для слежения за космическими кораблями «Аполлон». Стоимость создания станций оценивалась в 400 млн. долл.
3.	Экипаж спутника «Джемини» состоял из двух человек (командир корабля и второй пилот). Предполагалось, что отсутствие на борту квалифицированного научного работника не позволило бы получить много ценных данных.
4,	Ассигнования, выделенные на разработку спутника «Джемини», можно было бы использовать для ускорения работ по программе «Аполлон» [7}.
Однако руководство NASA приняло решение работы по программе «Джемини» продолжать.
Общее руководство работами по программе «Джемини» в системе NASA осуществлял начальник отдела пилотируемых спутников и космических кораблей, имеющий ранг заместителя директора NASA. В составе отдела имеется отделение по программе «Джемини». Отделу подчинены три Научно-исследовательских центра (Центр MSC, Центр Маршалла и Центр Кеннеди), в которых были назначены руководители работ по программе «Джемини». Центры осуществляют техническое руководство работами, проводят ряд работ силами штатных специалистов, но в основном заключают контракты с промышленными фирмами и контролируют их работу. Основные фирмы, проводившие работы по программе «Джемини», перечислены в табл. 1.
1 Первоначально предполагалось, что первый запуск корабля «Аполлон» на Луну может состояться в 1967 г.
-4
Структурная схема руководства программой «Джемини»
5
Таблица 1
Фирма	Что разрабатывала
McDonnell Aircraft	Головная по спутнику «Джемини»
Rocketdyne	Бортовые двигатели спутника
Honeywell	Гироплатформу системы наведения
IBM	Бортовое цифровое вычислительное устройство
Garrett (отделение фирмы AiResearch Manufacturing)	Систему жизнеобеспечения
Electromechanical Research	Телеметрическую, систему
Westinghouse Electric	Бортовой радиолокатор
General Electric	Водородо-кислородные топливные элементы
Eagle Pitcher	Химические батареи
Motorola	Командную систему
Advanced Technology Laboratories	Датчики горизонта
Weber Aircraft	Катапультируемые кресла
Northrop Ventura	Парашюты
Collins Radio	Систему связи
Thiokol Chemical	ТДУ
American Car and Foundry	Радиомаяки, работающие в диапазоне С и S
Lear Siegler	Индикаторы для пультов управления в кабине
David R. Clark	Скафандры
Convair	Головная по ракетам «Атлас»
Rocketdyne	Двигательную установку для ракеты «Атлас»
General Electric	Бортовое оборудование системы наведения
	ракеты «Атлас»
Burroughs	Наземное оборудование системы наведения ракеты «Атлас»
Martin	Головная по ракете-носителю «Титан II»
Aerojet-General	Двигательную установку для ракеты «Титан II»
General Electric	Бортовое оборудование системы наведения ракеты «Титан 11»
Burroughs	Наземное оборудование системы наведения ракеты «Титан II»
Lockheed Missiles and Space	Головная по ракете «Аджена D»
Bell Aerosystems	Двигательную установку для ракеты «Аджена D»
McDonnell Aircraft	Стыковочный насадок для ракеты «Аджена D»
US Army Laboratories	Разработка состава пищи для космонавтов
Центр MSC руководил разработкой спутников «Джемини»; Центр Маршалла — модификацией ракеты-носителя «Титан II» и разработкой
1 Ракета «Аджена D» выводится на орбиту в составе ракеты-носителя «Атлас-Аджена D».
6
спутника-мишени (ракета «Аджена D»)1; Центр Кеннеди — реконструкцией стартового комплекса и осуществлением запусков [8].
В работах по программе «Джемини» активное участие принимали ВВС (поставка ракет «Титан II» и «Атлас-Аджена D», предоставление средств командно-измерительного комплекса, обеспечение спасения космонавтов, проведение военно-прикладных экспериментов). Для координации работ в январе 1963 г. был создан специальный комитет, включающий в себя представителей NASA и ВВС. Для проведения военно-прикладных экспериментов ВВС ассигновало специальные средства [10, 11, 12].
На разработку, изготовление и запуск спутников «Джемини», включая затраты на приобретение ракет «Титан II» и «Атлас-Аджена D». первоначально предполагалось израсходовать 500 млн. долл., причем расходы на изготовление и запуск одного спутника оценивались в 20 млн. долл. [13], а стоимость изготовления ракет-носителей «Титан II» в 120 млн. долл. Однако расходы по программе «Джемини» намного превысили первоначальные оценки и составили 1309 млн. долл. [233]1, а расходы на изготовление и запуск одного спутника достигли ~ 45 млн. долл. [15, 16]. Указанная сумма в 1309 млн. долл, распределялась следующим образом:
Спутники «Джемини»	—	781	млн.	долл.
Ракеты-носителя «Титан II»	—	283	млн.	долл.
Ракеты «Атлас» и ракеты-мишени «Аджена D»	—	131	мнл.	долл.
Обеспечение полетов	—	58	млн.	долл.
Прочее	—	56	млн.	долл.
В рамках программы было изготовлено 12 летных образцов спутника «Джемини», 12 ракет-носителей «Титан II», 8 ракет «Атлас» и 6 ракет-мишеней «Аджена D».
Ассигнования на программу «Джемини» по финансовым годам составляли (в млн. долл.) [17, 18].
1962	54,8
1963	288,1
1964	383,8
1965	308,4
1966	226,6
1967	47,3
Встретившиеся в ходе работ по программе «Джемини» финансовые и технические трудности привели к тому, что запуск первого непилотируемого спутника «Джемини I», предназначенного для изучения условий полета и отработки некоторого бортового оборудования, состоялся только в апреле 1964 г. Возвращение его на Землю и спасение не предусматривалось. Спутник «Джемини II» (без экипажа), предназначенный для отработки бортового оборудования, в частности, теплозащитного экрана и систем возвращения и спасения, был запущен по баллистической траектории 19 января 1965 г. Затем в течение 1965 и 1966 гг. было выведено на орбиты 10 пилотируемых спутников: «Джемини III», . . .., «Джемини XII» (см. табл. 2). Программа была завершена полетом пилотируемого спутника «Джемини XII» в ноябре 1966 г. Один из спутников («Джемини II») был запущен повторно, но не в рамках программы «Джемини», а в рамках программы MOL [19], предусматривающей создание орбитальной станции военного назначения.
1 По источнику [14], 1354 млн. долл.
Запуски спутников
Спутник	Дата з а п у с к а	Космонавты	Вес спутника, кг	Элементы начальной орбиты		
				Высота	I перигея, км	Высота апогея, км	Наклонение, град
1... „Джемини 1“	8/1V-64 г.	—	3265	160,3	328,3	32,5
2. „Джемини 11“	19/1-65 г.	—	3130	3anj	гск по ба	ллисти
3. „Джемини ПГ	23/111-65 г.	Гриссом, Янг	3225	161	224,5	32,6
4. „Джемини IV*	3/VI-65 г.	Макдивитт, Уайт	3566	161	281,6	32,53
5. „Джемини V“	21/VIII-65 г.	Купер, Конрад	3606	161	346,65	32,6
6i „ Д жем и н и V11 “	4/XII-65 г.	Борман, Ловелл	3289	161	328	28,88
7. „Джемини VI*	15/ХП-65 г.	Ширра, Стаффорд	3234	161	260	28,88
8. „Джемини VIII*	16/III-66 г._	Армстронг, Скотт	3632	159,7	271	28,92
9. „Джемини IX*	1/V1-66 г.	Стаффорд, Сернан	3	159	277	28,87
10. „Джемини Х“	19/V1I-66 г.	Янг, Коллинз	3760	161	270	28,9
11. „Джемини ХГ	12/IX-66 г.	Конрад, Гордон	3801	160	280	-28,9
12- „Джемини XII*	11/XI-66 г.	Ловелл, Олдрин		161	281	-28,9
Условные обозначения:
задача не ставилась
+ — задача выполнена
„Джемини*
Таблица 2
Число витков	Длительность полета	Основные задачи полета и их выполнение				
		Встреча с объектом на орбите	Стыковка с объектом на орбите	Использование двигателя пристыкованной ракеты „Аджена D“ для перевода спутника на более высокую орбиту	Стабилизация спутника и ракеты, соединенных тросом	Выход в открытый космос
64	96 час	Отработка бортового		оборудования и изучение условий полета		
чсско	й траектории	Отработка бортового оборудования; :			испытание теплозащит-	
		ного экрана и		систем возвращения и спасения		
3	4 час 53 мин	Отработке	бортового	оборудования, маь	теврировани»	е на орбите
62	97 час 56 мин	0	—	—	— .	+
120	190 час 5§мин	0	—	—		—
206	330 час 35 мин	Исследование длительного пребывания человека				—
			в космическ	ом пространстве		
15	25 час 51 мин	+	—	—	—	—
6	10 час 42 мин	+	X	—	—	0
44	72 час 21 мин		0	__	—	X
43	70 час 46 мин	+	+	+	—	X
44	71 час 17 мин	+	+	+	+	X
59	94 час 35 мин	+	-и	0	+	, +’
X — задача выполнена частично
О — задача не выполнена
9
КОНСТРУКЦИЯ СПУТНИКА «ДЖЕМИНИ» и БОРТОВОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
1.' Конструкция
При разработке конструкции спутников «Джемини» был учтен опыт, полученный при работах по программе «Меркурий». Возвращаемая часть спутника «Джемини» (рис. 1), как и спутника «Меркурий», имеет форму усеченного конуса с теплозащитным экраном на большем
Рис. 1. Возвращаемая часть спутника «Джемини» (входные люки открыты)
днище. Основное конструктивное отличие спутника «Джемини» от спутника «Меркурий» — размещение большей части бортового оборудования не в герметизированной кабине, а в негерметизированных отделениях отсека экипажа и в специальном вспомогательном отсеке, который перед входом спутника в плотные слои атмосферы отделяется. Такое
10
размещение оборудования облегчает доступ к нему для проверки, ремонта и замены (перед стартом).
Бортовое оборудование, как правило, скомпоновано в отдельные блоки, замену таких блоков можно производить быстро, что особенно важно для спутников, предназначенных для экспериментов по встрече на орбите, поскольку расчетное время запуска этих спутников должно соблюдаться очень точно. Иностранные специалисты отмечают, что спутники «Джемини» имеют некоторое сходство с самолетами: наличие кабины, фюзеляжа, в котором размещено бортовое оборудование и запас топлива; бортовых двигателей, управляемых космонавтами; а также возможность полета в атмосфере с использованием подъемной силы. Еще одно важное отличие спутников «Джемини» от спутников «Меркурий» состоит в том, что управление спутниками «Джемини» в значительно меньшей степени автоматизировано, вследствие чего, по заявлению американских специалистов, бортовое оборудование стало проще и надежнее. Максимальная автоматизация управления спутником «Меркурий» объясняется тем, что проект спутника был утвержден в то время, когда еще не было известно, сможет ли космонавт принимать активное участие в управлении спутником. В некоторых случаях такая автомати-’ зация имела даже отрицательные последствия. Так, при полете космонавта Купера на спутнике «Меркурий МА-9» [20] возникла неисправность в автоматическом устройстве, регулирующем последовательность операций при сходе с орбиты, причем неисправное устройство продолжало работать, выдавая неправильные команды и мешая космонавту взять управление на себя. С большим трудом космонавт и персонал наземных станций нашли способ нейтрализовать неисправное устройство. Полеты спутников «Меркурий» показали, что космонавты могут эффективно управлять спутником, и поэтому бортовое оборудование спутников «Джемини» было спроектировано в расчете на самое активное участие космонавтов в управлении [21].
Вес спутников «Джемини» в зависимости от задач, решаемых при полете, составлял от 3130 до 3801 кг. На спутниках, предназначенных для экспериментов по встрече на орбите, устанавливались дополнительные баки с топливом для бортовых двигателей и баллоны со сжатым газом для вытеснения топлива из этих баков в камеры сгорания. Длина спутника 5,79 м, максимальный диаметр 3,05 м [22].
Спутник «Джемини» состоит из четырех отсеков (см. табл. 3 и рис. 2).
ТаблицаЗ
Отсеки спутника «Джемини»
Название	Диаметр меньшего основания, м	Диаметр большего основания, м	Длина, м
Отсек радиолокатора (передний)	0,762	0,965	0,94
Отсек системы ориентации	0,965	0,965	0,45,
Отсек экипажа	0,965	2,28	2,12
Вспомогательный отсек (задний)	2,28	3,05	2,28
11
Отсек радиолокатора представляет собой усеченный конус (длина 72 см, диаметр меньшего основания 76,2 см, большего — 96,5 см), переходящий в цилиндр (длина 22 см, диаметр 96,5 см). Меньшее основание конуса закрыто днищем, на расстоянии 22,8 см от которого установлена перегородкд, разделяющая отсек на переднюю и заднюю секции. Каркас отсека состоит из 10 стрингеров и 4 шпангоутов из титанового сплава. Внутренняя обшивка изготовлена из панелей (0,8 мм), титанового сплава, приваренных к каркасу. Снаружи к каркасу прикрепляются болтами специальные бериллиевые держатели, в которых монтируется бериллиевая «черепица», образующая жаропрочную облицовку отсека. Между внутренней обшивкой и черепицей находится слой теплоизоляции. На днище снаружи установлены направляющий штырь длиной 35,6 см, который при стыковке спутника с ракетой «Аджена D» на орбите входил в вырез в корпусе стыковочного насадка, установленного на ракете, а также три защелки, жестко крепящие спутник с ракетой после стыковки. В передней секции размещается радиолокатор фирмы Westinghouse Electric, предназначенный для обеспечения встречи на орбите спутника «Джемини» с ракетой «Аджена D», и парашют, на котором отсек радиолокатора опускается на Землю после отделения от спутника. В корпусе отсека радиолокатора имеются три люка [23, 24]. Задняя секция отсека радиолокатора предназначалась для размещения надувного крыла «Рогалло», обеспечивающего планирующую посадку спутника на сушу. Поскольку при разработке надувного крыла встретились трудности, вместо надувного крыла для обеспечения торможения при посадке (на воду) использовалась система парашютов (контейнер с этой системой и другое оборудование спутника показано на рис. 3).
Рис. 2. Спутник «Джемини»
/ — вспомогательный отсек; 2 — отсек экипажа; 3 ~ отсек системы ориентации; 4 — отсек радиолокатора
Корпус отсека системы ориентации по конструкции аналогичен корпусу отсека радиолокатора и также облицован бериллиевой черепицей. В отсеке размещаются двигатели системы RCS, обеспечивающие ориентацию спутника при входе в атмосферу и при спуске на Землю. На внутренней боковой поверхности у заднего среза отсека установлены кронштейны, предназначенные для крепления четырех баков с топливом для двигателей системы RCS и двух баллонов со сжатым газом для вытеснения топлива из этих баков. Установленные на этих кронштейнах баки и баллоны находятся вне отсека и после сборки спутника размещают-
12
3
15
Рис. 3. Основное оборудование спутника «Джемини»
/ _ контейнер с системой парашютов; 2 — отсек системы ориентации; 3 — кресла космонавтов; 4 — ТДУ (четыре РДТТ); 5 — радиатор (система трубопроводов, по которым циркулирует охлаждающая жидкость); 6 — связное оборудование; 7’—топливные баки; 6’— ЖРД для ориентации спутника; 9 — насос охлаждающей жидкости; 10 — бак с жидким кислородом; 11 — бачок с питьевой водой; 12 — топливные элементы; 13 — приборы; 14 — ЖРД для обеспечения маневров спутника; 15 — оборудование инерциальной системы наведения; 16 — оборудование системы электропитания; /7 — датчики горизонта; 18 — радиолокатор для обеспечения встречи спутника на орбите с ракетой «Аджена D »
13
ся в передней часта отсека экипажа [23]. В корпусе отсека системы ориентации имеются восемь люков [24].
Отсек экипажа имеет выпуклое заднее днище (переднего днища нет). Днище двухслойное: внешний слой — панели из титанового сплава с ребристой . поверхностью, внутренний слой — панели из титанового сплава с гладкой поверхностью. К внешнему слою привариваются элементы жесткости.
Внутри отсека экипажа размещена кабина космонавтов. Длина кабины 1,42 ж, объем 2,26 м3 (объем кабины спутника «Меркурий»—1,4 л3) [25]. Боковые стенки кабины собраны из двух трапециевидных панелей титанового сплава каждая. Панели двухслойные: внешний слой (0,25 мм) — гладкий, внутренний слой (0,25) мм) — ребристый. Слои соединены точечной сваркой. Снаружи к стенкам через каждые 15 см привариваются элементы жесткости, изготовленные из титанового сплава. Пол кабины, в который упираются ноги космонавтов, представляет собой трапециевидную панель (высота трапеции 71 см, длины оснований 81 и 147 см). Потолком кабины служит трапециевидная панель титанового сплава толщиной 12,7 мм, подвергнутая химическому травлению. В потолке проделаны два входных люка, имеющие форму трапеции, длина меньшего основания 66 см, большего — 86 см, высота 109 см (у входного люка спутника «Меркурий», соответственно 51; 71 и 63,5 см). Герметичность люков обеспечивается крышками со специальным уплотнением. Космонавты с помощью специального механизма могут открывать крышки изнутри. Примерно на середине длины каждой крышки проделано смотровое окно. Для увеличения поля зрения в корпусе отсека перед окном сделана выемка глубиной 12,7 см и шириной 51 см. Смотровые окна (трапециевидной формы) имеют трехслойные стекла. Внешний и средний слои, которые служат для теплозащиты,, изготавливаются из кварцевого стекла, содержащего 96% окиси кремния; внутренний слой, который воспринимает механические напряжения, — из алюмосиликатного стекла. Для понижения скорости теплопередачи между слоями оставлены зазоры. Стекла для окон были изготовлены фирмой Cornung Glass. Внешнее стекло имеет размеры 210 X 450 мм (по максимуму) при толщине 8,4 мм, площадь его 458 см2. Толщина среднего стекла 9,6 мм, внутреннего 5,6 мм [26—28].
Задним днищем кабины служит выпуклое днище отсека экипажа. Кабина крепится к днищу болтами. К нему приварены под углом 24° друг к другу два рельса из алюминиевого сплава длиной по 1,14 м. Эти рельсы служат направляющими для кресел космонавтов при катапультировании. Плоское переднее днище кабины представляет собой двуслойную панель из титанового сплава, которая приваривается к кабине.
Кабина крепится к корпусу отсека экипажа расчалками треугольного сечения, изготовленными из титанового сплава. Между боковыми стенками кабины и стенкой отсека экипажа оборудовано по пять отделений с каждой стороны. Два отделения оборудованы также между полом кабины и стенкой отсека.
Ко всем отделениям имеется доступ через люки. Люки занимают 75% боковой поверхности отсека экипажа. Крышки люков толщиной 25 мм трехслойные: нижний слой—панель (2,5 мм) из титанового сплава, средний слой — теплоизоляция и верхний слой — ребристая черепица из сплава Rene-41. Блоки электронного оборудования в соответствующих отделениях устанавливаются на трехслойных монтажных панелях (алюминиевый сплав), между слоями которых циркулирует специальная охлаждающая жидкость (кремниевый эфир). Пространство между панелями и блоками заполнено желеобразной массой, содержащей взве-14
шейные частицы серебра. Наличие этой массы обеспечивает равномерный отвод тепла от блоков к монтажным панелям. Охлаждающая жидкость переносит тепло от панелей к обшивке вспомогательного отсека, которая служит радиатором [23, 24]. Система охлаждения спутника представлена на рис. 4.
Рис. 4. Система охлаждения спутника «Джемини»
1 — типичная охлаждаемая монтажная панель для электронного оборудования (вспомогательный отсек); 2— клапан на трубопроводе охлаждающей жидкости; 3— батареи топливных элементов; 4 — охлаждаемая монтажная панель для оборудования, связанного с насосами; 5—теплообменник водорода для топливных элементов; 6—теплообменник кислорода для топливных элементов; 7 — насосы; 8 — теплообменник «свежего» кислорода для системы жизнеобеспечения; 9 — радиатор в секции ТДУ; 10— теплообменник регенерированного кислорода для системы жизнеобеспечения; 11 — радиатор в секции оборудования; 12 — электромеханический клапан; 13 —. предохранительный клапан; 14 — испаритель; 15 — ручные клапаны для регулирования расхода кислорода; 16 — теплообменник кислорода, поступающего в скафандр; 17 — теплообменник кислорода, поступающего в кабину; 18 — охлаждаемая монтажная панель для ленточного записывающего устройства; 19 — типичная охлаждаемая монтажная панель для электронного оборудования (кабина)
К днищу отсека экипажа на кольцевом фланце крепится болтами теплозащитный экран, защищающий спутник от нагрева при входе в атмосферу. Между днищем и экраном находится слой изоляции толщиной 9,5 мм. Экран изготовляется из разрушающегося материала (крем-нийорганический каучук белого цвета). Отмечается, что площадь экрана на 45%, а вес только на 4% больше, чем у экрана спутника «Меркурий». При нагреве экрана образуется обуглившийся верхний слой, а материал экрана «разбухает», что увеличивает его толщину (теплозащитные характеристики) без увеличения веса. Экран нечувствителен к воздействию масла, гидравлической жидкости и компонентов топлива [23, 29].
Боковая стенка корпуса отсека экипажа по конструкции аналогична боковой стенке корпуса отсеков радиолокатора и системы ориентации.
Вспомогательный отсек (усеченный конус длина 2,28 ж, диаметр меньшего основания 2,28 м, большего — 3,05 м) делится на две секции:
15
секцию ТДУ (передняя) и секцию оборудования (рис. 5). Секция ТДУ имеет длину 0,88 м, секция оборудования - - 1,4 м.
Рис. 5. Размещение оборудования во вспомогательном отсеке спутника «Джемини»
1 — двигатель системы OAMS (вектор тяги направлен по полету); 2 — баллон с переохлажденным кислородом для топливных элементов и для системы жизнеобеспечения; 3 — бак с переохлажденным водородом для топливных элементов; 4 — бак для питьевой воды (в полете по мере опорожнения заполняется водой, образующейся в топливных элементах); 5 — место для монтажа топливных элементов; 6— оборудование и кабельная сеть, связанные с топливными элементами; 7—радиолокационный приемоответчик, работающий в диапазоне С: 8 — приемоответчик; 9 — электронное оборудование, связанное с двигателями системы OAMS; 10 — приемник и декодирующее устройство командной системы; 11 — баллон со сжатым азотом для реактивного устройства, обеспечивающего перемещение космонавта в открытом космосе; 12 — бак с горючим для двигателей системы OAMS 13 — насос в системе циркуляции эфира (отвод тепла); 14 — баллон со сжатым гелием вытеснительной системы подачи топлива в двигатели системы О A MS', 15 — бак с окислителем для двига-
телей системы OAMS', 16 — дополнительный бак с окислителем для двигателей системы OAMS
Обшивка секции ТДУ изготовлена из панелей (0,8 мм) магниевого сплава, каркас состоит из 72 стрингеров (магниевый сплав) и четырех шпангоутов (алюминиевый сплав). В этой секции размещены четыре тормозных РДТТ, а также шесть ЖРД системы OAMS, обеспечивающих ориентацию и маневрирование спутника на орбите.
Обшивка секции оборудования также изготовлена из панелей магниевого сплава. Каркас состоит из 88 стрингеров (магниевый сплав) и 5 шпангоутов (титановый сплав). Стрингеры в этой секции, так же как и в секции ТДУ, имеют Т-образное сечение. К основанию «ножки буквы Т» крепятся трубки диаметром 6,3 мм, входящие в систему охлаждения, в которой с помощью специальных насосов по двум независимым замкнутым контурам прокачивается кремниевый эфир (в обоих контурах 22,7 кг эфира). Почти вся площадь боковой поверхности корпуса вспомогательного отсека используется в качестве радиатора. Выбор магниевого сплава в качестве конструкционного материала для обшивки и стрингеров вспомогательного отсека обусловлен тем, что он обеспечивает хорошую теплопередачу [23]. Вспомогательный отсек спутника «Джеми-
16
ни» не имеет днища, поэтому оборудование, размещенное в отсеке, работает в условиях большого перепада температур, возникающих при заходе спутника в тень Земли и при выходе из тени. Для предотвращения перегрева и переохлаждения некоторые элементы оборудования обматываются клейкой теплоизоляционной лентой, состоящей из алюминиевой фольги (мягкий отожженный алюминий) толщиной 0,05 мм и слоя крем-нийорганического клея. Лента наматывается вручную отдельными слоями. Общая толщина слоев может достигать 10 см [30].
В секции оборудования размещаются топливные элементы, десять .ЖРД системы OAMS, баки с топливом (для этих ЖРД и для ЖРД, размещенных в секции ТДУ), электронное оборудование и оборудование системы жизнеобеспечения. Это оборудование помещается в контейнерах, которые крепятся к стенке секции на кронштейнах [23]. Во вспомогательном отсеке имеются i 1 люков [24].
Спутники «Джемини» изготовлялись на заводе головной фирмы McDonnell Aircraft в г. Сент-Луисе (шт. Миссури). Персонал завода в 1’963 г. насчитывал 4500 человек, к концу 1963 г. численность персонала возросла до 5300 человек. Для сборки каждого отсека была предусмотрена своя технологическая линия (рис. 6). После сборки и проверки от-
Рис. 6. Линия сборки отсеков экипажа спутников «Дже-миии» па заводе в Сент-Луисе
секов в них монтировалось бортовое оборудование. Затем отсеки поступали на сборку. Технологический процесс изготовления и сборки спутника был рассчитан на семь месяцев. Собранные спутники в течение 10 недель подвергались различным испытаниям, после чего передавались NASA [23]. За качеством работ на заводе в г. Сент-Луисе постоянно еле-
17
дили 150 контролеров головной фирмы и 10 представителей NASA. На заводах основных фирм-субподрядчиков находились 33 контролера головной фирмы. Характерно, что во время работ по программе «Меркурий» головная фирма имела на заводах фирм-субподрядчиков только трех контролеров, вследствие чего поставляемое оборудование иногда имело дефекты [32].
2. Система жизнеобеспечения, экипировка космонавтов
Оборудование системы жизнеобеспечения (рис. 7 и 8) на спутнике «Джемини» размещено в отсеке экипажа и во вспомогательном отсеке. Вес системы (без веса расходуемых запасов) при полете, рассчитанном на трое суток, составляет 144 кг, а при полете, рассчитанном на 14 суток — 183 кг. Космонавты дышали чистым кислородом. Номиналь-
Рис. 7. Размещение оборудования системы жизнеобеспечения / — клапан в системе вентиляции (управляется вручную); 2 — бачок с водой; 3— бак с кислородом (основной запас); 4 — теплообменники; 5 — насосы охлаждающей жидкости (кремниевый эфир); 6—бак с водородом для топливных элементов; 7 — бак с кислородом для топливных элементов; 8 — баллоны с аварийным запасом кислорода; 9 — разъем; 10 — баллон с газообразным кислородом (дополнительный запас); // — система регулирования искусственной атмосферы; 12 — источники питания для компрессоров и системы вентиляции; 13 — клапан в системе рециркуляции кислорода; 14 — клапан для стравливания давления в кабине; 15 — вентилятор; 16 — шноркельный клапан
пое давление в кабине 0,36 кг!см2, в скафандре несколько ниже (0,35 кг)см2). Во время обращения спутника по орбите номинальное потребление кислорода для дыхания каждым космонавтом составляло 38 г/час, но космонавты могли по желанию увеличивать или уменьшать расход. В случае падения давления в скафандре ниже 0,23 кг)см2 расход кислорода в каждом скафандре автоматически увеличивался до 45 г/мин и система работала без регенерации. Номинальная температура в кабине 26,6°С. Скорость вентиляции кабины 0,6 м31мин, отвод тепла 170 ккал)час [23, 25]. В скафандре, соответственно, 2ГС, 0,28 м31мин и 127 ккал)час [32].
Основной запас кислорода для дыхания в виде кипящей жидкости при давлении паров 59,7 ата хранился в баке, размещенном в секции оборудования вспомогательного отсека. Дополнительный запас кислорода хранился в газообразном виде под давлением 350 ата в двух баллонах, размещенных в отсеке экипажа. Основной запас определяется расчетной длительностью полета. При полете, рассчитанном на 14 суток,
18
устанавливался сферический бак диаметром 50 см, содержащий 47 кг кислорода, а при полете, рассчитанном на двое суток,—сферический бак диаметром 30 см, содержащий 7 кг кислорода. Баки двустенные: внутренняя стенка из инконеля-718, внешняя — из титанового сплава. Дополнительный запас кислорода (5,8 кг) не зависит от длительности полета. Этот запас рассчитан на период времени (~120 мин), потребный для совершения одного витка (~90 мин), входа в атмосферу и посадки (~30 мин). В период входа в атмосферу расход кислорода в каждом скафандре составлял 45 г/мин и система работала без регенерации. В случае неисправности в системе подачи кислорода из основного запаса автоматически начинается подача кислорода из дополнительного запаса [32, 25]. В сиденье кресла каждого космонавта был вмонтирован блок из двух баллонов с аварийным запасом кислорода (по 137 г кислорода под давлением 240 кг!смА в каждом баллоне). Этот кислород должен был использоваться космонавтами после катапультирования [23]. Перед стартом скафандр и кабина продувались чистым кислородом [25].
Рис. 8. Схема системы жизнеобеспечения
а — отсек экипажа; б — вспомогательный отсек
1 — шноркельный клапан; 2 — клапан в системе рециркуляции кислорода; 3 — компрессоры; 4—гидроокись лития и фильтры из активированного угля; 5 — теплообменник скафандра и сепаратор воды; 6 — разъем; 7 —фильтры; 8 — клапаны, регулирующие расход кислорода для дыхания; 9—бак с основным запасом кислорода; 10 — теплообменник для кислорода, поступающего из бака 9; 11 — регулятор давления в кабине; 12, 13 — баллоны с дополнительным запасом кислорода; 14, 15 — баллоны с аварийным запасом кислорода; 16 — клапан; 17 — выпускной клапан; 18 — клапан для стравливания давления в кабине; 19 — бачок с водой; 20 — клапан бачка 19; 21 — вентилятор в кабине; 22 — теплообменник в кабине; 23 — быстродействующий разъем; 24 — клапан на магистрали подачи воды в бачок 19; 25 — насосный блок; 26 — секция топливных элементов; 27—30 — теплообменники; 31 — радиатор; 32 — регулятор давления в системе подачи водорода и кислорода в топливные элементы; 33 — бак с водородом для топливных элементов; 34 — бак с кислородом для топливных элементов
Для регенерации кислорода служил специальный блок, включающий в себя гидроокись лития (поглощение углекислого газа) и фильтры из активированного угля (поглощение запахов). Для поглощения влаги использовались фитили. Очищенный кислород охлаждался в теплообменнике и с добавлением свежего кислорода из бака снова использовался для дыхания.
19
Питьевая вода хранилась в бачке внутри кабины. Емкость бачка 7,2 л, в нем постоянно содержалось не менее б л воды. Пополнение воды в бачке происходило за счет конденсации паров (до 227 г воды в час) [25, 32]. Первоначально предполагалось также подавать в питьевой бачок воду, образующуюся в топливных элементах в результате реакции водорода и кислорода. Однако в полетах космонавты эту воду для питья не использовали1.
Бачок с питьевой водой был соединен с пистолетом подачи воды. Из него вода подавалась порциями по 14 г, а расход регулировался с помощью неопренового сифона, находящегося в небольшом металлическом цилиндре, укрепленном в нижней части пистолета. При нажатии на курок плунжер в пистолете опускается и выдавливает воду из сифона. С правой стороны пистолета вмонтирован счетчик, регистрирующий расход воды [9].
Пища космонавтов, разделенная на порции для разового приема, хранилась в пакетах из алюминиевой фольги и полиэтиленовой или полиамидной пленки. Пакеты размещались в ящиках справа от космонавта.
Для сбора кала служили пластмассовые мешочки, снабженные, липким «языком» для крепления к телу космонавта. В мешочке находились химикалии, препятствующие образованию газов и уничтожающие бактерии. После использования мешочка «язык» служил для него герметизирующей крышкой. Использованные мешочки складывались в отделения, освободившиеся из-под пищи. Для сбора мочи служили специальные сосуды, связанные с насосом, который обеспечивал сброс мочи за борт или отбор ее на анализ [34].
Космонавты спутников «Джемини» использовали скафандры нескольких типов (см. табл. 4). Первоначально предполагалось создать скафандр со съемными частями, прикрывающими конечности [35]. Однако эксперименты показали, что кольцевые фланцы, к которым крепятся съемные части, причиняют космонавтам неудобства, поэтому было принято решение сделать съемными только перчатки и шлем.
Скафандр типа I состоит из трех слоев.
1.	Прорезиненный дакрон.
2.	Дакроновая сетка.
3.	Внешний слой из белого нейлона НТ-1 (предохраняет при аварийном катапультировании).
Внешний слой может свободно скользить по среднему. Ботинки изготовлены из того же материала, что и скафандр. Утечка кислорода (главным образом через 76-сантиметровую застежку-молнию на спине) не превышает 200 см^мин. Кислород подается в скафандр при температуре 15°С.
В шлеме имеется отверстие, через которое космонавт может пить воду, не разгерметизируя шлем.
Согласно заявлению специалистов, скафандр этого типа обеспечивает защиту космонавта при окружающем вакууме до 1,1-10“17 мм рт. ст. и теплозащиту при аварийном катапультировании. Стоимость скафандра 16 тыс. долл. [36].
1 На спутнике «Джемини VII» питьевая вода (320 кг) находилась в эластичных мешках, которые размещались в тех же бачках, куда собиралась вода от топливных элементов [33].
20
Скафандры космонавтов спутников „Джемини*
Таблица 4
Тип	Число слоев, материал	Вес, кг	Назначение	Спутник, на котором использовался	Кто использовал
I	Трехслойный	11,3	Для полета без выхода в открытый космос и без разгерметизации кабины	„Джемини Ш“	Гриссом, Янг
II	Семислойный	14	Для полета с выходом в открытый космос	„Джемини IVй „Джемини VIIIй „Джемини Xй „Джемини ХГ „Джемини XIIй	Уайт, Скотт, Коллинз, Гордон, Олдрин
III	Пятислойный	10,5	Для полета без выхода в открытый космос, но с разгерметизацией кабины	„Джемини Vй „Джемини VI" „Джемини VIIIй „Джемини 1Х“ „Джемини Х“ „Джемини XIй „Джемини XIIй	Купер, Конрад Ширра, Стаффорд Армстронг Стаффорд Янг Конрад Ловелл
IV	Двухслойный	7,2	Для длительного полета в спутнике без выхода в открытый космос	„Джемини VIIй	Борман, Ловелл
V	Представляет собой скафандр типа II с дополнительным внешним слоем	16	Для полета с выходом в открытый космос и маневрированием с использованием установки AMU	„Джемини IXй	Сернан
Скафандр типа II (рис. 9), предназначенный для космонавта, выходящего в открытый космос, имеет семь слоев:
1. Хлопчатобумажная ткань метрических датчиков).
(«белье» с карманами для биотеле-
2.	Голубой нейлон.
3.	Герметизирующий слой и?, нейлона с неопреновым покрытием.
4.	Нейлоновая сетка для упрочнения герметизирующего слоя.
5.	Теплозащитный слой (семь майларовых оболочек с алюминиевым покрытием).
6.	Слой, защищающий от метеорных частиц (войлок).
7.	Внешний слой из белого нейлона НТ-1 [9].
Общий вес скафандра 14 кг.
При экспериментах по выходу в открытый космос космонавты, находящиеся вне спутника, были привязаны к нему фалом с золотым покрытием (фал крепился к лямкам парашютного ранца на спине космонавта). Внутри фала проложен трубопровод для подачи в скафандр кислорода от системы жизнеобеспечения спутника, электрические провода и нейлоновый трос, удерживающий космонавта. Длина трубопровода для подачи кислорода 7,6 м, диаметр 0,63 см, расход кислорода 60 г!мин. Длина электрических проводов 7,6 м. Они используются в системе связи космонавта со спутником и с Землей, а также в системе
Рис. 9. Скафандр для выхода в открытый космос
передачи телеметрических данных от укрепленных на теле космонавта электрокардиографа и прибора, регистрирующего частоту дыхания. Длина троса 7 м, диаметр 1,9 см. Он сделан короче трубопровода и электрических проводов, чтобы предотвратить их возможный обрыв в случае слишком быстрого разматывания фала. Общий вес фала с проложенными в нем трубопроводом, электрическими проводами и тросом составляет 4,1 кг.
На рис. 10 представлена схема системы жизнеобеспечения при выходе космонавта в открытый космос. Кислород подается в скафандр космонавта из смонтированного в спутнике баллона 1 через трубопровод 2 и эжектор 10. Отводимый из скафандра кислород частично сбрасывается «за борт» (при этом он уносит накопившиеся в скафандре углекислый газ и пары воды), а частично поступает в испаритель S, где отдает тепло, выделившееся в результате жизнедеятельности космонавта. Из испарителя кислород снова поступает в эжектор, который может работать в двух режимах, предусматривающих, соответственно, нормальный расход и повышенный расход кислорода. Для переключения
22
режимов служит клапан 11, который управляется вручную космонавтом. Если давление в скафандре упадет ниже 0,25 кг/см2, клапан автоматически устанавливается на режим повышенного расхода [37, 38]. При вы-ходё в открытый космос космонавты одевали нагрудные ранцы системы ELSS1. В ранце находится аварийный запас кислорода (баллон 3), который начинает поступать автоматически, если падает давление в трубопроводе 2, электрический насос для циркуляции кислорода и теплооб-
Рис. 10. Система жизнеобеспечения
/ — основной баллон с кислородом (63 кг/см2); 2 — трубопровод подачи кислорода;
3 — баллон с аварийным запасом кислорода (35 кг/см2); 4 — манометр; 5 — редуктор;
6 — индикатор тока кислорода; 7 — аварийный регулятор; 8 — испаритель воды; 9—регулятор давления в скафандре и клапан сброса; 10 — эжектор; 11 — клапан регулирования режима работы эжектора
менник для охлаждения кислорода. Контрольные и сигнальные системы для аварийной подачи кислорода смонтированы в верхней части ранца. Система жизнеобеспечения поддерживает наддув скафандра и подачу в скафандр кислорода в течение 30 мин при нормальном расходе и в течение 10 мин при повышенном расходе. Предполагалось, что за этот период космонавт в случае аварии должен был вернуться в спутник. Кроме этого, у космонавтов, которые должны были выйти в открытый космос, на основной козырек шлема изнутри было нанесено покрытие, препятствующее конденсации выдыхаемых паров воды. Перед выходом из спутника космонавт поверх основного козырька устанавливал два дополнительных. Непосредственно на основном козырьке устанавливался дополнительный козырек, защищающий от метеорных частиц и экстремальных температур. Он изготовлен из материала «лексан» (поликарбонат), который по прочности в 30 раз превышает пластмассу, используемую для изготовления фонарей самолетных кабин. На этот козырек нанесено специальное покрытие, препятствующее утечке тепла. Второй дополнительный козырек, защищающий глаза космонавта от солнечного света, имеет золотое покрытие.
1 Extravehicular Life Support System — система жизнеобеспечения вне спутника.
23
Несмотря на то, что вероятность попадания метеорной частицы в скафандр очень мала, скафандр прошел испытания на пробой имитированными метеорными частицами (пластмассовыми «снарядами»), имеющими скорость до 7,6 км!сек.
При выходе из спутника космонавты надевали специальные перчатки, которые позволяют безопасно держаться в течение нескольких минут за предметы, нагретые до 12ГС или охлажденные до—168°С [39, 40].
Космонавты, не выходившие в открытый космос, использовали пятислойные скафандры типа III, которые отличаются от скафандров типа II отсутствием 5 и 6 слоев.
Рис. 11. Скафандры для космонавтов спутника «Джемини VII» а — без наддува; б — под наддувом
После полета спутника «Джемини V», длившегося 8 суток, космонавты, использовавшие скафандры типа III, отметили, что столь длительное пребывание в скафандрах очень неудобно, хотя большую часть времени они находились без шлемов и перчаток. Поэтому для космонавтов спутника «Джемини VII», которые должны были совершить полет длительностью 14 суток, были разработаны облегченные быстросъемные скафандры типа IV (модель G-5C) (рис. И). Вес такого скафандра 7,2 кг, включая вес шлема (1,8 кг). Скафандр двухслойный: внутренний
24
герметизирующий слой изготовлен из нейлона с неопреновым покрытием, внешний слой — из нейлона НТ-2. Скафандр включает в себя капюшон с прозрачным козырьком из поликарбоната. Под капюшон космонавты спутника «Джемини VII» надевали стандартные авиационные противоударные шлемы. Чехлы на ботинках и перчатки были съемные. Скафандры снабжены системой наддува и вентиляции. При разгерметизации кабины в скафандрах космонавтов автоматически устанавливается давление 0,26 кг!см2.
Основными преимуществами этих скафандров, по сравнению со скафандрами, ранее применявшимися космонавтами спутников «Джемини», являются:
1.	Меньший вес.
2.	Для надевания скафандра требуется меньшее время (5—10 мин вместо 15 мин).
3.	Снятый скафандр занимает меньше места.
Это позволило космонавтам спутника «Джемини VII» поочередно, а затем обоим вместе снимать скафандры в полете [41, 42].
Второй пилот спутника «Джемини IX», который должен был перемещаться в космосе с помощью установки AMU, имел скафандр типа V с дополнительным внешним слоем, изготовленным из нитей жаростойкого сплава «Хромаль R». Этот слой должен был защищать космонавта от истекающей струи реактивных сопел установки AMU. Согласно расчетам, если внешний слой нагревается до 650°С, то следующий слой будет иметь температуру не выше 43°С [43, 44].
3. Система электропитания
Основным источником электроэнергии на борту спутников «Джемини» являются водородо-кислородные топливные элементы, размещенные во вспомогательном отсеке (рис. 12).,
Перед входом в атмосферу вспомогательный отсек отделяется. Поэтому для электропитания бортового оборудования после отделения отсека служат «посадочные» серебряно-цинковые батареи, находящиеся в отсеке экипажа. Батареи могут также использоваться в дополнение к топливным элементам при необходимости получения пиковой мощности и в аварийной ситуации в случае выхода топливных элементов из строя.
Четыре «посадочные» батареи имеют емкость по 45 а-час каждая. Кроме того, на спутниках устанавливался специальный комплект химических- * батарей, обеспечивающий электропитание пиротехнических устройств. Емкость каждой такой батареи 15 а-час. Общая протяженность1 кабельных линий на спутнике «Джемини» составляет 22 км.
В связи с задержкой в разработке топливных элементов, на спутниках «Джемини I» .... «Джемини IV» вместо них в качестве основной системы электропитания использовались химические батареи. Такие батареи использовались и на спутнике «Джемини VI». На этих спутниках устанавливались во вспомогательном отсеке три химические батареи емкостью по 400 а-час каждая [45].
На спутниках «Джемини V, VII,..., XII» в качестве основных источников электропитания использовались топливные элементы, разработанные фирмой General Electric (стоимость контракта 24 млн. долл.).
Выбор в качестве основных источников электропитания топливных элементов был сделан после сравнительного изучения различных типов энергетических установок. Топливные элементы были выбраны потому,
25 .
Рис. 12. Система электропитания на основе водородо-кислородных топливных элементов
1 — элемент каркаса вспомогательного отсека; 2 — отсечные клапаны водорода н кислорода; 3 — бак с жидким водородом; 4 — бак с жидким кислородом; 5 — регулятор давления; 6 — нагреватель; 7 — температурный датчик; 8 — датчик давления; 9—датчик расхода; 10, 12 — регулятор расхода; // — преобразователь постоянного тока в переменный; 13 — батареи топливных элементов
26
что они имеют ряд преимуществ по сравнению с другими энергетическими установками. По сравнению с химическими батареями топливные элементы имеют более высокую надежность, выделяют меньше тепла, имеют более простую конструкцию и при равном весе могут обеспечивать электроэнергию в течение более продолжительного периода времени. По сравнению с энергетическими установками, использующими термоэлектрический цикл, а также по сравнению с газотурбинными установками топливные элементы имеют более высокий к.п.д. (для топливных элементов — 0,4—0,9; термоэлектрических установок — 0,15; газотурбинных — 0,3). Топливные элементы имеют ряд преимуществ и по сравнению с ядерными энергетическими установками, магнитогидродинамическими генераторами, фотоэлектрическими и термоэлектронными устройствами. Кроме того, разработка топливных элементов продвинулась значительно дальше, чем разработка этих систем.
Топливные элементы были выбраны несмотря на то, что они имеют ряд недостатков по сравнению с другими энергетическими установками. Основными недостатками являются:
1.	Необходимость использования преобразователей постоянного тока в переменный, если возникает необходимость в получении на борту переменного тока.
2.	Потребность в таком оборудовании, как баки, трубопроводы, клапаны, регуляторы давления, теплообменники и пр.
3.	Более низкая удельная мощность (квт)кг и квт!л), чем у серебряно-цинковых батарей.
4.	Невозможность обеспечения кратковременной пиковой мощности.
В топливных элементах могут быть использованы практически любые горючее и окислитель, выбор кислорода и водорода был продиктован следующими соображениями:
1.	Водородо-кислородные топливные элементы могут обеспечить наиболее высокую удельную энергию (3570 квт-час на 1 кг газа) по сравнению с любыми другими топливными элементами.
2.	Вода, удаляемая из таких элементов, может быть использована для питья (это не практиковалось).
3.	Кислород для топливных элементов может храниться в том же баке, что и кислород, используемый в системе обеспечения жизнедеятельности космонавтов (это не практиковалось, но баки были соединены для обеспечения наддува одного за счет отвода паров из другого). На рис. 13 показана принципиальная схема получения электрического тока и воды в топливном элементе. Электроды представляют собой сетки из тонкой проволоки, на которые способом осаждения нанесен платиновый катализатор. Сетки приклеиваются к пластмассовой ионообменной мембране толщиной 6,35 мм, выполняющей функции электролита. К сеткам припаяны ребристые металлические пластины, по которым течет ток. Внутри пластин циркулирует охлаждающая жидкость.
Водород и кислород под небольшим давлением подаются к соответствующим электродам. Водород проходит через поры одного электрода и диссоциирует на атомы. Достигнув мембраны, атомы водорода испускают электроны, которые по внешней цепи перетекают на второй электрод. Ионы водорода по мембране также перетекают на второй электрод, где они приобретают электроны. Атомы водорода реагируют с кислородом, образуя воду (0,56 л воды на 1 квт-час). Вода впитывается фитилями и частично отводится, с тем чтобы влажность мембраны не превысила определенной величины. Такие топливные элементы могут работать при сравнительно невысокой температуре (менее 100°С).
27
Рис. 13. Получение электрического тока и воды в топливном элементе
1 — нагрузка; 2 — электроды; 3 — ионообменная мембрана; 4 — пространство, заполненное газом
28
На рис. 14 схематически показана система отвода воды из топливных элементов. Эта система, предназначенная для работы в условиях невесомости, использует капиллярный эффект и перепад давления.
Рис. 14. Система отвода воды
1 — топливные элементы; 2 — фитили, отводящие воду; 3—распределительные фитили; 4—коллектор; 5 — слой, в котором происходит отделе-
ние кислорода от воды
На каждом спутнике устанавливаются две параллельно соединенных батареи водородо-кислородных топливных элементов. Каждая батарея состоит из трех блоков по 32 последовательно соединенных топливных элемента в каждом. Батарея (рис. 15) размещается в контейнере длиной 63 см и диаметром 32 см. Вес ее (включая вес контейнера) 30,8 кг. Она обеспечивает мощность 1 кет при напряжении 23,3—26,5 в. Элементы рассчитаны на работу в условиях невесомости при вакууме до 10“8 мм рт. ст., температуре от —50 до +70сС и относительной влажности от 0 до 100%- Водородо-кислородные топливные элементы обеспечивали к.п.д. 0,7, плотность тока на электродах 5550 а/м2 и удельную мощность (на единицу объема, занимаемого топливными элементами) до 180 квт/м3. На рис. 16 показана схема энергетической установки спутника «Джемини». Кислород хранится в бачке (дыоаровом сосуде, рис. 17) под давлением кг/см2. Для поддержания давления на постоянном уровне необходимо обеспечить испарение кислорода с определенной скоростью, для чего в центре бачка установлен электрический нагреватель (78 вт, 28 в), включаемый и выключаемый по сигналу емкостного датчика давления паров.
29
Рис. 15. Батарея топливных элементов а — без контейнера; б — в контейнере
30
z
Рис. 16. Энергетическая установка спутника «Джемини»
/—выводные шины; 2 — бачок, куда собирается вода, образующаяся в результате реакции кислорода и водорода в топливных элементах; 3, 4 — блоки топливных элементов; 5 — насос охлаждающей жидкости; 6 — теплообменник для предварительного нагрева кислорода и водорода; 7 — бак с водородом; 8—бак с кислородом; 9~радиатор
31
Во время,полета спутнйка «Джемини V» нагреватель бачка с жидким кислородом вышел из строя уже в конце второго витка, и подача кислорода в топливные элементы резко сократилась, а вырабатываемая мощность снизилась настолько, что встал вопрос о необходимости аварийного возвращения спутника. На четвертом витке, однако, давление в бачке с жидким кислородом стабилизировалось на уровне 4,2 ка/сти2. При таком давлении топливные элементы вырабатывали достаточную мощность для обеспечения минимальной активности.
Рис. 17. Бак с жидким кислородом
1 — датчики температуры; 2 — кабель к нагревателю;
3 — емкостный датчик давления паров; 4 — корпус нагревателя; 5 — внутренняя стенка бачка; 6 — внешняя стенка бачка
В дальнейшем давление повысилось до 7,5 кг! см2, и топливные элементы обеспечивали мощность 40—50 вт. Космонавты смогли выполнить предусмотренные программой эксперименты в среднем на 83%.
Точной причины неисправности нагревателя установить не удалось, потому что вспомогательный отсек, в котором размещен бак с жидким кислородом, на Землю не возвращается. В дальнейшем на спутниках «Джемини» бак с жидким кислородом для топливных элементов соединялся с баком с кислородом для дыхания, что позволяло регулировать давление путем перепуска кислорода. При полете спутника «Джемини VII» давление в баке с жидким кислородом для топливных, элементов упало до 8,4 ка/сж2, но космонавты быстро восстановили нормальное давление путем перепуска кислорода из бака с кислородом : для дыхания.
32
И в последующих полетах выходили из строя отдельные блоки топливных элементов (на спутнике «Джемини XII» вышли из строя сразу два блока), но оставшиеся блоки обеспечивали электроэнергией бортовые системы спутников [46—58J.
4.	Системы наведения, ориентации и стабилизации
Инерциальная система наведения спутника «Джемини» обеспечивала управление при встрече на орбите, сходе с орбиты, входе в атмосферу и спуске на Землю. На ракете-носителе имеется радиоинерциаль-ная система наведения, но в случае ее выхода из строя органы управления ракетой автоматически подключаются к инерциальной системе наведения спутника [59, 60].
Рис. 18. Размещение агрегатов системы наведения / — ручной блок ввода данных в счетно-решающее устройство 7: 2 — ручной блок вывода данных из счетно-решающего устройства 7; 3 — индикатор приращения скорости; 4 — электронное оборудование, связанное с гиростабилизированной платформой; 5 — источники питания; 6 — инерциальный блок; 7 — счетно-решающее устройство
Размещение агрегатов системы наведения на спутнике «Джемини» показано на рис. 18. Гироплатформа (рис. 19) инерциальной системы наведения, использующая три интегрирующих гироскопа (одна степень свободы) и три маятниковых акселерометра, установлена на четырех шарнирах. Вес гироплатформы, первоначально разработанной для ракеты «Атлас-Кентавр», 13,6 кг. Общий вес инерциального измерительного блока 52,6 кг. Надежность блока достаточно высока (среднее время между двумя отказами 1150 час. В кабине спутника установлен пульт управления (рис. 20), на котором размещены, в частности, индикаторы расстояния до ракеты «Аджена D» и скорости сближения с нею, а также индикатор ориентации спутника. Часть индикаторов имеется на левой панели пульта управления, которой пользуется командир, корабля, и на правой панели, которой пользуется второй пилот. Ручка управления ориентацией спутника расположена между космонавтами [23,24, 61—64].
Система наведения имеет собственные источники питания. Счетнорешающее устройство системы наведения изготовлено фирмой IBM по контракту (24 млн. долл.), который предусматривал изготовление 13образцов. Вес устройства 26,1 кг, занимаемый объем 39,6 л, потребляемая мощность 94,54 вт. Емкость запоминающего устройства 156 000 двоичных
33
разрядов. Сложение (вычитание) производится за 140 мксек, умножение — за 420 мксек, деление — за 840 мксек. Среднее время между двумя отказами 2560 час. Используется также внешнее вспомогательное запоминающее устройство на магнитной ленте (15 дорожек с общей емкостью памяти 12 500 000 двоичных разрядов). Это устройство, размещено в герметичном контейнере, который содержит механизм протяжки ленты, смонтированный на виброизоляторах, источники питания и логические схемы. Запас ленты ~ 160 м. Ширина ленты 2,54 см. Вес вспомогательного запоминающего устройства 11,8 кг, занимаемый объем 11,5 л, потребляемая мощность 18 вт [9, 60].
Рис. 19. Гироплатформа для системы управления
Датчики горизонта, используемые в системе наведения спутника «Джемини», представляют собой усовершенствованные датчики, использовавшиеся в системе наведения спутников «Меркурий»; они имеют более высокую разрешающую способность, и их показания в меньшей степени зависят от наличия облачности.
На рис. 21 показана блок-схема системы наведения пилотируемого спутника «Джемини». В счетно-решающее устройство 7 спутника поступают данные от наземных станций 3 и от автоматических бортовых устройств (инерциальный блок 5 и бортовой радиолокатор 2), а также данные, вводимые космонавтами с помощью ручной системы 6. От инерциального блока в счетно-решающее устройство поступают данные об ориентации спутника по трем осям и о его ускорениях. Данные об ориентации из инерциального блока поступают также непосредственно в электронную систему 8, служащую для управления бортовыми двигателями, и на индикатор 9, расположенный на пульте управления в кабине космонавтов. От бортового радиолокатора (при осуществлении встречи с ракетой «Аджена D») в счетно-решающее устройство поступают данные о дальности и углах. От наземных станций данные в счетно-решающее устройство поступают, в случае необходимости, на участке вывода спутника на орбиту и при входе его в атмосферу.
34
г
Л — левая панель переключателей;
Б — панель
Рис. 20. Приборные панели пульта управления в кабине спутника «Джемини»
переключателей на потолке кабины; В — левая приборная панель; Г — центральная панель; Д — правая приборная панель; Е — панель системы водоснабжения; Ж — правая панель переключателей; 3 -- центральная консоль
1	— коробка с переключателем;
2	— осветительные лампы;
3	— шнур;
4	— устройство для включения системы катапультирования;
5	— отсечной клапан в системе подачи кислорода из дополнительного запаса;
6	— альтиметр;
7	— ручка управления двигателями системы OAMS (обеспечивают маневрирование и ориентацию на орбите);
8	— индикатор требуемого приращения скорости;
9	— клапан в системе рециркуляции кислорода в кабине;
10	— индикатор времени, истекшего с момента (или оставшегося дэ момента) проведения какой-либо операции;
11	— выключатель-индикатор в системе обрезания электрических цепей между секциями оборудования и секцией ТДУ вспомогательного отсека,
12	— выключатель-индикатор в системе отделения секции оборудования;
13	— выключатель-индикатор в цепи зажигания ТДУ;
14	— устройство для ручного включения ТДУ;
15	— выключатель-индикатор в системе отделения секции ТДУ;
16	— индикатор остатка топлива для двигателей системы OAMS ;
17	— индикатор скорости спуска;
18	— выключатель для аварийного выбрасывания тормозного парашюта;
19	— индикатор направления полета;
20	— индикатор ориентации и направления полета;
21	— индикатор давления в топливных баках первой ступени ракеты-носителя;
22	— индикатор давления в топливных баках второй ступени ракету носителя;
23	— выключатель-индикатор в системе обрезания топливных трубопроводов двигателей системы OAMS между секцией оборудования и секцией ТДУ вспомогательного отсека;
24	— акселерометр, регистрирующий продольные ускорения и кнопки для его настройки;
25	— выключатель-индикатор двигателей системы RCS , обеспечивающих ориентацию спутника при входе в атмосферу;
26	— индикатор параметров основной батареи;
27	— выключатель-индикатор в системе подачи кислорода и режиме повышенного расхода;
28	— переключатель в системе преобразователя мощности постоянного тока;
29	— ручка;
30	— выключатель-индикатор в системе ориентации во время работы ТДУ;
31	— зеркало;
32	— выключатель-индикатор в системе отделения спутника от ракеты-носителя;
33	— выключатель в системе отделения отсека радиолокатора;
34	— доска с регуляторами системы жизнеобеспечения;
35	— индикатор температуры в кабине и скафандрах;
36	— измеритель давления и содержания углекислого газа в кабине;
37	— датчик давления в баллонах дополнительного запаса кислорода;
38	— датчик количества жидкого кислорода в баке основного запаса кислорода;
39	—- индикатор параметров топливных элементов;
40	— индикатор давления воды;
41	— устройство для протяжки ленты с записью полетного задания;
42	— индикатор работы нагревателя двигателей системы RCS ;
43	— измеритель температуры и давления газа в вытеснительной системе двигателей OAMS
44	— переключатель в системе голосовой связи;
45	— переключатель в системе распределения топлива;
46	— выключатель-индикатор в системе топливных элементов;
47	— главный амперметр;
48	— часы (24-часовой циферблат);
49	~ регуляторы подачи воды;
50	— разъем сборника воды;
51	— распределитель воды;
52	— бачок;
53	— ручной блок ввода данных в вычислительное устройство;
54	— ручной блок вывода данных из вычислительного устройства;
55	— вольтметр постоянного тока;
56	— переключатель вольтметра;
57	— амперметр;
58	— переключатель амперметра;
59	— ручка управления ориентацией спутника;
60	— регулятор температуры в кабине и скафандрах;
61	— ручное устройство для контроля подачи кислорода в режиме повышенного расхода;
62	— выключатель в системе отделения основного парашюта;
63	— выключатель в системе ориентации при посадке;
64	— регулятор расхода кислорода в скафандрах;
65	— регулятор в системе повторного наполнения кабины кислородом;
66	— выключатель в системе развертывания основного парашюта;
67	— выключатель в системе развертывания тормозного парашюта;
68	— переключатель режимов работы системы ориентации;
69	— переключатель режимов работы счетно-решающего устройства;
70	— переключатель режимов работы гироплатформы;
71	— карандаш (привязан);
72	— шноркельный клапан;
73	— регулятор в системе стравливания давления в кабине;
74	— регулятор в системе обеспечения водонепроницаемости;
75	— регулятор в системе подачи кислорода в режиме повышенного расхода
г
Счетно-решающее устройство 7 выдает команды электронной системе 8. Кроме того, от устройства 7 поступают данные на индикаторы 9 и 10.
Рис. 21. Блок-схема системы наведения спутника «Джемини»
1 — датчик горизонта (служит для коррекции . положения гиро-платформы инерциального блока 5); 2— бортовой радиолокатор для обеспечения встречи на орбите; 3 — наземные радиолокационные станции наведения и слежения; 4 — цифровой блок выработки команд; о — инерциальный блок; 6 — блок ручного ввода данных в счетно-решающее устройство 7; 7 — цифровое счетно-решающее устройство системы наведения; 8 — электронная система для управления бортовыми двигателями; 9 — индикатор ориентации спутника; 10 — индикатор приращений скорости при встрече на орбите и сходе с орбиты: 11 — система управления ракеты-носителя «Титан II»
В табл. 5 указана предельная допустимая скорость движения спутника относительно центра масс, при которой инерциальный блок сохраняет работоспособность.
Таблица 5
	Скорость движения, град) сек	
	средняя	пиковая*
По крену	30	80
По рысканию	30	80
По тангажу	40	120
* Указанная пиковая скорость допускается в течение интервала времени не более 1 сек при отклонении азимутального кольца карданного подвеса гироплатформы от отметки 0 или 180° не более, чем на 40°.
Согласно техническому заданию, инерциальный блок должен выдерживать вибрационные перегрузки до 8,8. При испытаниях блок выдерживал перегрузки до 12,6 [66].
В системе ориентации и стабилизации спутника используются основной и вспомогательный блоки гироскопов (по три скоростных гироскопа в каждом блоке), преобразователь мощности и два миниатюрных вычислительных устройства. Это оборудование разработано фирмой Minneapolis-Honeywell [63].
Начиная со спутника «Джемини V», система ориентации и стабилизации была подвергнута модификации, что позволило автоматически поддерживать заданную ориентацию по* трем осям с точностью ±5° [65].
37 •
5. Бортовые двигатели
На спутнике «Джемини» установлено 32 ЖРД (16 ЖРД системы RCS и 16 ЖРД системы OAMS) и 4 РДТТ (рис. 22). Все ЖРД работают на самовоспламеняющемся топливе: монометил гидразин-Ьчетырех-окись азота. Это топливо обеспечивает удельную тягу 290 кгсек)кг. На спутниках «Меркурий» использовались управляющие реактивные сопла, работающие на продуктах разложения перекиси водорода, которая обеспечивает удельную тягу всего 155 кгсек/кг. Выбор для ЖРД спутников «Джемини» более высококалорийного топлива позволил сэкономить 320 кг веса.
Рис. 22 Расположение бортовых лвигателей на спутнике «Джемини» А — вспомогательный отсек; Б — отсек экипажа; В — отсек системы ориентации; Г — отсек радиолокатора
/ — ЖРД (8) тягой 11.3 кг для ориентации-спутника; 2 — ЖРД (2) тягой 45 кг для увеличения орбитальной скорости спутника; 3 — топливные баки; 4 — РДТТ (4) тягой 1,14 т (тормозная двигательная установка); 5 — ЖРД (2) тягой 38,5 кг для уменьшения орбитальной скорости спутника; 6 — ЖРД (4) тягой 45 кг для бокового смещения спутника: 7 — негерметизированное отделение для оборудования; 8 — герметизированная кабина; 9 — ЖРД (16) тягой 11,3 кг для ориентации спутника при входе в атмосферу; 10 — топливный бак; 11 — направляющий штырь; 12 — антенна радиолокатора
Все двигатели установлены внутри спутника, выходные срезы сопел находятся заподлицо с корпусом (рис. 23). Бортовые ЖРД имеют внутреннее разрушающееся покрытие, толщина которого на отдельных участках определяется интенсивностью нагрева данного участка.
Шестнадцать ЖРД системы RCS. обеспечивающих ориентацию спутника при входе в атмосферу и спуске на Землю, расположены в отсеке ориентации. Тяга каждого двигателя 11,3 кг. Двигатели расположены двумя кольцами (блоки А и Б) по окружности корпуса. Векторы
38
тяги всех двигателей направлены тангенциально к боковой поверхности корпуса отсека. Для обеспечения ориентации достаточно двигателей одного блока, двигатели второго блока являются запасными. Блоки А и Б автономные, каждый имеет свои топливные баки. Цилиндрические баки изготовлены из титанового сплава. Система подачи вытеснительная.
а	б
Рис. 23. Бортовые двигатели
а — сдублированные двигатели системы RCS\ б — двигатель системы OAMS
Сжатый (210 кг!см?) азот, который подается из сферических баллонов, давит на эластичную тефлоновую диафрагму внутри цилиндрического бака и вытесняет компонент топлива в камеру сгорания ЖРД. Ориентация с помощью этих ЖРД начинается примерно за 5 мин до входа в атмосферу. Управляются они автоматически по командам, вырабатываемым счетно-решающим устройством. Автоматическая система управления потребовалась для двигателей блоков А и Б потому, что в период входа в атмосферу космонавты будут испытывать очень большие перегрузки и не смогут осуществлять управление.
Шестнадцать ЖРД системы OAMS размещены во вспомогательном отсеке. Эти двигатели сведены в 4 блока: В, Г, Д и Е.
Блок В включает в себя два ЖРД тягой по 38,5 кг, расположенных диаметрально противоположно в передней части секции ТДУ вспомо-1ательного отсека. Вектор тяги этих двигателей направлен против полета и обеспечивает уменьшение орбитальной скорости спутника.
Блок Г включает в себя четыре ЖРД тягой по 45 кг, расположенных по окружности корпуса через 90° в передней части ТДУ. Векторы тяги этих двигателей перпендикулярны продольной оси спутника и обеспечивают его боковые смещения при маневрах перед встречей на орбите.
Блок Д включает в себя два ЖРД тягой по 45 кг, расположенных диаметрально противоположно в задней части секции оборудования вспомогательного отсека. Векторы тяги этих двигателей направлены по полету и, обеспечивают увеличение орбитальной скорости спутника.
Блок Е включает в себя восемь ЖРД тягой по 11,3 кг, размещенных по окружности корпуса через 45° в задней части секции оборудования. Векторы тяги этих двигателей направлены тангенциально к боковой поверхности корпуса спутника и обеспечивают его ориентацию по трем осям во время Обращения по орбите.
39
В вытеснительной системе подачи топлива в камеры сгорания двигателей системы OAMS, используется сжатый гелий, а не сжатый азот, как первоначально предусматривалось техническим заданием, что дало выигрыш в весе около 9 кг [23, 24]. Запас топлива для этих ЖРД зависел от запланированных экспериментов. Спутники «Джемини III», «Джемини IV» и «Джемини V», которые не были предназначены для экспериментов по встрече на орбите, имели для двигателей системы OAMS бортовой запас топлива ~ 180 кг. На спутнике «Джемини X», предназначенном для таких экспериментов, запас топлива на борту составлял 427 кг [67]. При осуществлении встречи на орбите запас топлива в коли-честве~ 300 кг позволял обеспечить приращение скорости до 210 м/сек и возможность изменения наклонения орбиты на угол до 0,5°.
Всеми 16 двигателями системы OAMS управляет командир корабля. Восемью из них (блок Е) может управлять также и второй пилот.
Оба двигателя блока В, так же как и оба двигателя блока Д, включаются одновременно. Двигатели блока Г включаются по одному. Ориентация спутника с помощью двигателей блока Е осуществляется одним из четырех способов [68]:
1. Пилот вручную включает соответствующие двигатели и вручную должен компенсировать остаточный вращающий момент.
2. Пилот вручную включает соответствующие двигатели, но остаточный вращающий момент компенсируется автоматически.
. 3. Пилот вручную включает соответствующие двигатели и они работают отдельными импульсами. Остаточный вращающий момент компенсируется вручную.
4. Ориентация по тангажу и крену и компенсация остаточного вращающего момента происходят автоматически по командам датчиков горизонта.
На спутнике «Джемини VI» и последующих спутниках «Джемини» в системе OAMS использовались усовершенствованные двигатели, рассчитанные на большую продолжительность работы (см. табл. 6).
Таблица 6
Увеличение продолжительности работы двигателей системы OAMS
Блок	Тяга каждого двигателя, кг	Продолжительность работы до усовершенствования, сек	Продолжительность работы после усовершенствования, сек
. .. В	38,5	270	757
Г и д	45 _	400	757
Е	п,з	160	578
Усовершенствование двигателей заключалось в следующем:
1. Изменена конструкция форсунок, с тем чтобы часть горючего noj падала на стенку камеры сгорания, охлаждая ее.
2. Изменен угол намотки теплоизоляции камер сгорания, что уменьшило ее обугливание. Ранее теплоизоляция (стеклоткань, пропитанная фенольной смолой) наматывалась под углом 90° к направлению потока газов, в усовершенствованных двигателях теплоизоляция наматывается под углом 6°.
Кроме того уменьшено содержание окислителя в топливной смеси (монометилгидразин + четырехокись азота), в результате чего снизилась температура горения.
40
На.спутниках с усовершенствованными двигателями системы OAMS был увеличен бортовой запас топлива для этих двигателей: устанавливались два бака емкостью по 87,5 л с монометилгидразином и два бака емкостью по 67,4 л с четырехокисью азота [69].
Почти на всех спутниках «Джемини» за время полета выходили из строя один или несколько двигателей системы OAMS. Из-за самопроизвольного включения одного из двигателей системы OAMS на спутнике «Джемини VIII» создалась ситуация, угрожавшая безопасности космонавтов, и они вынуждены были совершить аварийную посадку.
Для схода с орбиты на спутниках «Джемини» использовалась тормозная двигательная установка, которая состоит из четырех сферических РДТТ диаметром 33 см, установленных на раме из алюминиевого сплава. Тяга каждого двигателя 1,14 т. Двигатели включались после-, довательно, так чтобы очередной двигатель начинал работать до окончания работы предыдущего. В случае возникновения аварийной ситуации на активном участке полета ракеты-носителя на большой высоте эти двигатели должны были включаться одновременно и отделять спутник от ракеты-носителя.
6.	Системы связи, телеметрии и траекторных измерений
Установленное на спутниках «Джемини» оборудование систем связи, телеметрии и траекторных измерений включает в себя (рис. 24):
/
Рис. 24. -Размещение связного оборудования на спутнике «Джемини V»
/--радиолокационный маяк (диапазон С); 2 — цифровая командная система; 3 — радиомаяк (для облегчения обнаружения спутника наземными станциями); 4 — диплексер (у.к.в); 5—реле командной системы; 6 — телеметрический передатчик; *7 — импульсный источник света (для облегчения обнаружения спутника поСле приводнения); 8 — антенна (используется после приводнения); 9 — штыревая антенна (к.в.); 10— антенна (используется на участке спуска);'.7/— пульт управления системой радиотелефонной • связи; 12 — квадриплексер; /3--антенна с настроечным шлейфом (у.к.в.).; 14—источник питания фазорегулятора 15; 15 — фазорегулятор; 16 — распределительная коробка; 17 — антенна (диапазон С); 18 — штыревая антенна (у.к.в.);
19 — кольцевая щелевая антенна (диапазон С)
1.	УКВ приемопередатчик в кабине космонавтов, обеспечивающий двустороннюю радиотелефонную связь космонавтов с наземными станциями. Антенна передатчика смонтирована на корпусе отсека радиоло
41
катора. Приемопередатчик является основным средством связи с момента запуска спутника и до отделения отсека радиолокатора на участке спуска перед развертыванием парашютов.
2.	КВ приемопередатчик в кабине космонавтов, обеспечивающий радиотелефонною связь. Этот приемопередатчик является запасным.
3.	Телеметрические системы (основная и запасная) в кабине космонавтов, обеспечивающие передачу информации в реальном масштабе времени и с записи. На спутнике используются два записывающих устройства. Одно предназначено для записи информации от датчиков, размещенных в скафандрах космонавтов и рассчитано на 30 час непрерывной записи. Вес устройства 2,7 кг, Занимаемый объем 2 л. Второе устройство рассчитано на непрерывную запись в течение 4 час (воспроизведение требует только 11 мин]. Емкость устройства~74 млн. двоичных единиц, скорость записи 5120 двоичных единиц в секунду, потребляемая мощность 10 вт, вес 5,4 кг.
4.	Радиолокационные приемоответчики, работающие в диапазонах С и S.
5.	Командный приемник (прием команд в цифровой форме).
6.	УКВ радиомаяк в кабине космонавтов, облегчающий пеленгацию приводнившегося спутника.
Объем информации, поступавшей со спутников «Джемини» в единицу времени, в 40 даз превосходил объем информации со спутников «Меркурий». Телеметрическая информация с первого пилотируемого спутника «Джемини III» передавалась по 350 каналам. При последующих полетах часть этих каналов была использована для передачи научных данных [9, 23, 70—74].
7.	Бортовой радиолокатор
Для обеспечения встречи па орбите с непилотируемым спутником-мишенью на спутниках «Джемини» использовался бортовой радиолокатор, установленный в отсеке радиолокатора. Этот импульсный радиолокатор, разработанный фирмой Westinghouse Electric, работает в диапазоне L, и с его помощью по фазовому сдвигу сигнала, полученного от
Рис. 25. Антенны бортового радиолокатора радиолокационного приемоответчика на мишени, определялось направление на мишень, а по времени, прошедшему от посылки сигнала до приема ответного сигнала, — расстояние до нее. Длительность импуль-
42
са радиолокатора 1 мксек, частота повторения 250 имп!сек. Длительность ответного импульса радиолокационного приемоответчика 6 мксек. Коэффициент усиления антенной системы радиолокатора 3 дб.
Согласно техническому заданию, время наработки на отказ для этого радиолокатора должно было составлять не менее 1000 час.
Антенная система радиолокатора включает в себя четыре антенны (рис, 25), представляющие собой архимедовы спирали. Одна из антенн соединена с передатчиком, остальные — с одноканальным приемником. Расстояние между центрами антенн равно длине волны ( ~ 200 мм) , При таком разнесении антенн обеспечивалась заданная разрешающая способность. Поляризация излучения бортового радиолокатора спутника и радиолокационного приемоответчика на мишени круговая.
Данные, полученные с помощью радиолокатора, вводились (в цифровой форме) в бортовое счетно-решающее устройство, которое на основе этих данных, а также данных, полученных от инерциального блока системы наведения спутника, рассчитывало потребную коррекцию скорости спутника для обеспечения встречи с ракетой.
Данные, полученные с помощью радиолокатора, поступали также (в аналоговой форме) на расположенные на пульте управления индикаторы направления и расстояния до ракеты. Максимальная дальность захвата цели радиолокатором ~ 460 км. Приемлемая точность данных, выдаваемых радиолокатором в цифровой форме, обеспечивалась при расстояниях от 460 км до 150 м; приемлемая точность данных, выдаваемых .в аналоговой форме, — при расстоянии от 90 км до 6 ж [63, 75—78].
8.	Системы, обеспечивающие спуск в атмосфере и посадку
Для схода спутника с орбиты использовались бортовые РДТТ, а при движении в верхних слоях атмосферы была предусмотрена возможность планирующего полета. Центр тяжести спутника находится на расстоянии 3,8 см от его продольной оси. В результате спутник может двигаться с некоторым углом атаки, величина которого регулируется путем поворота спутника относительно продольной оси. Поворот спутника относительно этой оси, а также его ориентацию при спуске обеспечивают двигатели системы RCS. Эти двигатели могут управляться космонавтами или работать в автоматическом режиме по командам, вырабатываемым бортовым счетно-решающим устройством. Двигатели обеспечивают соответствующий угол атаки, с тем чтобы планирующий полет спутника обеспечил его приводнение в заданном районе. Потребный режим изменения угла атаки рассчитывается бортовым счетно-решающим устройством с учетом положения спутника относительно места посадки в момент включения ТДУ. При необходимости спутник может совершать баллистический спуск. Для этого он должен равномерно вращаться относительно продольной оси. При этом результирующая подъемая сила корпуса будет равна нулю.
Спутники «Джемини», как и спутники «Меркурий», совершали посадку на воду с использованием неуправляемых парашютов (рис. 26). Вначале на высоте ~ 15 км развертывался тормозной (стабилизирующий) парашют диаметром 5,5 м, затем на высоте 3,2 км—вытяжной парашют и, наконец, на высоте ~ 3 км — основной парашют диаметром 25,6 ж, обеспечивающий приводнение спутника со скоростью ~ 9 м!сек [84, 85].
Первоначально предполагалось после схода с орбиты при полете в атмосфере использовать надувное крыло «Рогалло» (рис. 27), которое должно было обеспечить планирующий спуск и посадку на сушу со скоростью не более 21 м]сек. Было предусмотрено также специальное амортизирующее шасси.
43
Согласно проекту, на высоте — 15 км крыло вытягивалось из контейнера и наполнялось сжатым азотом. Длина полностью развернутого крыла должна была составлять 9 м. Спутник крепился к крылу несколькими тросами, длина которых могла регулироваться, что позволяло изменять положение крыла по тангажу и крену. Любой космонавт мог управлять положением крыла с помощью пневматического привода. В момент развертывания надувного крыла должно было автоматически выпускаться посадочное шасси [23, 79, 80]. Однако в ходе разработки и испытаний надувного крыла встретились трудности технического характера, и от использования его отказались.
Изучалась также возможность использования для обеспечения посадки спутников «Джемини» управляемого парашюта Para-Sail [45].
Рис. 26. Приводнение спутника «Дже-мини XII»
Рис. 27. Спутник «Джемини», с выпущенным надувным крылом и шасси (рисунок)
Управляемый парашют позволил бы в какой-то мере осуществлять управление по курсу и регулировать скорость планирования путем организованного отвода воздуха из-под купола парашюта через щели. При этом управляемый парашют должен был иметь аэродинамическое качество 1.
В разработанном по заказу NASA фирмой Pioneer Parachute варианте управляемого парашюта в качестве материала купола использовалась в основном (60—70% площади купола) нейлоновая тафта, имеющая малую воздухопроницаемость. Полюсная часть купола изготовлялась из ткани большой воздухопроницаемости. Суммарная воздухопроницаемость (пористость ткани + конструктивные отверстия) управляемого парашюта составляла 8% от общей площади купола.
Испытания моделей управляемого парашюта в аэродинамической трубе и испытания, при которых парашют буксировался вертолетом, показали перспективность такой системы посадки для спутника «Джемини». Проводились испытания, в ходе которых управляемый парашют с
44
подвешенным под ним макетом спутника «Джемини» сбрасывался с вертолета. Вертикальная составляющая скорости снижения при испытаниях не превышала 9 м/сек, Испытаниям подвергались парашюты различных размеров.
К управляемому парашюту, предназначенному для обеспечения посадки корабля «Джемини», предъявлялись следующие требования:
Вес подвешенного груза		2150 кг
Высота ввода 			3200 м
Скоростной напор в момент ввода	390 кг!м2
Расчетный скоростной напор ....	580 кг!м2
Скорость снижения (на высоте 1500 м)	9 м!сек
Аэродинамическое качество ....	1—1,2
Минимальная угловая скорость разворота	10 град!сек
Максимальный угол раскачивания	±3°
Динамическая нагрузка при наполнении купола .			7260 кг (3,37 я)
Проводились7 эксперименты по обеспечению «мягкой» посадки спутников с использованием парашюта Para-Sail. При этом на высоте 4 м над землей включались два тормозных РДТТ [81, 82]. Однако и эта система не нашла применения для спутников «Джемини». Всего на разработку оборудования для посадки спутников «Джемини» на сушу было израсходовано 30 млн. долл. Большая часть этой суммы была затрачена на разработку надувного крыла «Рогалло» [83].
9.	Система аварийного спасения
Согласно проекту, в случае возникновения аварийной ситуации при старте или на начальном участке полета (до высоты 21 км) космонавты должны катапультироваться в креслах и спускаться на парашютах. Если аварийная ситуация возникает на высоте более 21 км, но до разделения ступеней ракеты-носителя, космонавты должны отделить спутник от ракеты-носителя с помощью бортовой ТДУ. Отделившийся спутник продолжает полет по баллистической траектории. В верхней точке этой траектории должно произойти отделение вспомогательного отсека, который обеспечивал аэродинамическую стабилизацию спутника. Вход спутника в плотные слои атмосферы и посадка проходят как при нормальном сходе с орбиты. Если аварийная ситуация возникает после разделения ступеней, но до прекращения работы двигателя второй ступени, космонавты должны выключить этот двигатель и с помощью бортовых ЖРД (блок Д) отделить спутник от ступени. В этом случае вход в атмосферу и посадка осуществляются как при нормальном сходе с орбиты.
Сигнал на катапультирование обоих космонавтов может подать любой из них, для чего он должен вытянуть кольцо из контейнера, установленного между ногами1. За креслами космонавтов находятся рельсы, которые служат направляющими при катапультировании. Катапультирование осуществляется с помощью пиропатронов. Система блокировки
1 После того как спутник вышел на орбиту, контейнер закрывается, чтобы, кольцо случайно не выдернулось.
45-
предотвращает срабатывание патронов др того> как с помощью взрывных болтов откроются входные люки, через которые выбрасываются кресла с космонавтами. После срабатывания патронов, когда кресла с космонавтами оказываются вне спутника, включаются вмонтированные в кресла РДТТ (продолжительность работы 0,27 сек, полный импульс 8бО кгсек), которые отбрасывают кресла вперед под углом 49° к продольной оси спутника. Максимальное ускорение при катапультировании 24 g. Согласно расчетам, в случае аварии при старте эти РДТТ
Рис. 28. Катапультирование космонавта
Г—РДТТ, обеспечивающий отбрасывание кресла с космонавтом; 2— устройство для отделения кресла; 3 — чехол, с надувным баллоном 6; 4 — шнур, обеспечивающий вскрытие чехла 3; 5 — ранец с парашютами; 6 — надувной баллон, обеспечивающий стабилизацию при спуске; 7 — шнур для вытягивания парашюта 8; 8 — вытяжной парашют; 9—ранец с аварийным комплектом; 10—блок баллонов с аварийным запасом кислорода; 11 — основной парашют (диаметр 8,5 м)
должны обеспечить отбрасывание кресел с космонавтом в сторону от рйкёты на 150 Ju. При проведенных экспериментах кресла отбрасывались на 300 м в сторону и на 140 ж вверх. После отбрасывания кресло отделяется и развертывается надувной баллон, обеспечивающий стабилизацию и торможение кресла. Затем развертываются парашюты (рис. 28) [59, 79, 86, 87].
46
Ниже указывается последовательность операций при аварийном катапультировании космонавтов спутников «Джемини» [88].
Т	— космонавт вытягивает кольцо.
Т+0,24 сек — отбрасывание крышки люка.
Т+0,39 сек — сход кресла с направляющих.
Т + 0,72 сек — окончание работы РДТТ, отбрасывающего кресло с космонавтом от спутника.
Г+1,46 сек
по	'
Т+1,50 сек — отделение космонавта от кресла,
Г+6,50 сек
по
Г + 6,80 сек — развертывание надувного тормозного баллона1.
На высоте 2,3 км надувной баллон отделяется и начинается свобод ное падение. После достижения высоты 1,7 км начинается развертывание системы парашютов, которое продолжается 3 сек.
На случай аварийного катапультирования или аварийной посадки спутника вдали от средств спасения космонавты снабжались аварийными комплектами, смонтированными на катапультируемых креслах и прикрепленными к стропам парашюта нейлоновым тросом. Вес комплекта ~ 10,5 кг. В каждый комплект входили: 1,6 л питьевой воды; финский нож; надувной одноместный плотик (0,9х1,7ж) с баллоном со сжатым углекислым газом для наддува; якорь; цветные сигнальные знаки; нейлоновый коз;ырек, предохраняющий от солнечных лучей; мигающий сигнальный фонарь; сигнальное зеркало; компас; набор для шитья; 4,3 м нейлонового троса; таблетки халазона; свисток; батареи; радио-установка для наведения спасательных средств и для двухсторонней радиотелефонной связи; очки; набор химикатов для опреснения ~ 4,5 л морской воды; аптечка, содержащая стимулирующее вещество, обезболивающее средство, средство против тошноты при морской качке, а также таблетки антибиотиков и аспирина; шприц для введения обезболивающих средств и средств против тошноты [9].
1 Если катапультирование производится на высоте менее 2,3 км, то надувной баллон не используется.
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «ТИТАН II» И СТАРТОВЫЙ КОМПЛЕКС
1.	Ракета-носитель
Для вывода спутников «Джемини» на орбиту применялись двухступенчатые ракеты-носители «Титан II» (рис. 29), представляющие собой модифицированные МБР «Титан II». Основные характеристики ра-
кеты приведены ниже [89]:
Общая длина (без спутника), м	~30
Длина Первой ступени с переходником, м 21,6 Длина второй ступени, м	8,2.
Диаметр, м %	3
Стартовый вес (вместе со спутником), т ~ 150 Вес в момент отрыва	от	стартового	стола, т 148,5
Вес после отделения	первой	ступени,	т	31,8
Вес горючего, т	47,6
Вес окислителя, т	89,8
Тяга двигательной установки первой ступени (на уровне моря), т	195
Тяга двигательной установки второй ступени (в пустоте), т	45
Расход топлива в двигательной установке первой ступени, т!сек	0,725
Расход топлива в двигательной установке второй ступени, т/сек	0,136
Продолжительность работы двигательной установки первой ступени, мин	~ 2,5
Продолжительность работы двигательной установки второй ступени, мин	~ 3
Топливо (для обеих ступеней) «аэрозин-50»+ четырехокись азота. На рис. 30 приводится схема двигательной установки ракеты-носителя «Титан II».
Ракеты-носители «Титан II», предназначенные для запуска спутников «Джемини», имеют следующие основные отличия от МБР «Титан II»:
1.	Установлена система обнаружения неисправностей (система MDS), которая прошла испытания на экспериментальных МБР «Титан II».
2.	В конструкцию верхней части второй ступени внесены некоторые изменения для обеспечения стыковки спутника с ракетой.
3.	Установлена запасная гидросистема отклонения шарнирно подвешенных двигателей.
4.	Установлены дополнительные датчики для обеспечения более тщательной предстартовой проверки.
5.	Частично сдублирована бортовая кабельная сеть; установлена запасная батарея, чтобы обеспечить питание системы MDS и другого дополнительно установленного бортового оборудования.
Основная серебряно-цинковая батарея имеет емкость 20 а-час (вес 11,3 кг); запасная серебряно-цинковая батарея—12 а-час. Преобразователь, обеспечивающий получение переменного тока (400 гц, 115 и 200 в), имеет мощность 750 вт.
48
Рис. 29. Ракета-носитель «Титан II» со спутником «Джемини»
/ — отсек радиолокатора и отсек системы ориентации спутника «Джемини»; 2—отсек экипажа; 3 — плоскость разделения спутника и ракеты; 4 —бак окислителя; 5—приборный отсек; 6 — бак горючего; 7 —двигатель второй ступени; 8 — бак окислителя; 9—бак горючего; 10—система отклонения двигателей //; // — двухкамерный двигатель первой ступени
49
a
Рис. 30. Схема двигательной установки ракеты-носителя «Титан II» а — первая ступень; б — вторая ступень
/ — датчики системы MDS \ 2 — датчик давления; 3 — верхний уровнемер; 4 — нижний уровнемер; 5 — разъем на патрубке для подпитки; 6— клапан на патрубке для подпитки; 7 — разъем на патрубке для продувки; 8 — туннельный трубопровод окислителя; 9 — бак горючего; 10 — разъем па трубопроводе заправки и слива; 11— клапан; 12 — диффузор; 13 — разрывная диафрагма; 14 — уровнемер, подающий сигнал на отсечку двигателей; 15 — температурный датчик; 16 — бак окислителя;
17 — регулятор давления наддува; 18 — трубопровод наддува
50
6.	Отсутствуют верньерные и тормозные двигатели, которые на боевых ракетах обеспечивали, соответственно, доведение конечной скорости ракеты до"расчетной и отделение второй ступени от головной части. Эти функции выполняли бортовые ЖРД спутника.
7.	Для внешнетраекторных измерений использовалась система «Мистрэм», что позволило упростить бортовое оборудование, применяемое при этих измерениях.
8.	Установлена радиоинерциальная система наведения (модель 3) фирмы General Electric, применявшаяся на рйкетах «Атлас D» при запусках пилотируемых спутников «Меркурий». Эта система имеет следующие преимущества:
а)	более отработана;
б)	допускает управление по азимуту в более широком диапазоне;
в)	обеспечивает получение наземными станциями данных о положении и скорости ракеты [90].
Ниже приводится описание системы обнаружения неисправностей (система MDS). В принципе эта система аналогична системе ASIS для ракет «Атлас D», применявшихся при запуске спутников «Меркурий». Основное различие систем ASIS и MDS заключается в следующем. Система ASIS не только регистрирует неисправности, но и автоматически включает аварийную систему спасения космонавта, если обнаруженная неисправность оказывается критической. Система MDS только указывает на наличие неисправности, а космонавты сами должны решать, необходимо ли включать аварийную систему спасения. Это различие объясняется тем, что ракеты «Атлас D» использовали жидкий кислород и поэтому могли взорваться прежде, чем космонавт успеет уяснить опасность неисправности, а ракеты «Титан II» используют высококипящие компоненты топлива. Конструкторы системы MDS считают, что космонавт способен оценить опасность возникшей неисправности лучше, чем запрограммированный автомат, кроме того, система, которая только регистрирует неисправность, проще и надежнее системы, которая помимо этого оценивает опасность и включает аварийную систему спасения.
Система MDS включает в себя датчики, регистрирующие давление в камерах сгорания двигателей, давление в топливных баках, снижение тяги двигателя первой ступени,- включение двигателя второй ступени, выход его на режим, разделение ступеней, угловые скорости маневра по трем осям, напряжение батарей, давление в гидравлической системе отклонения двигателей. Все датчики сдублированы. Если неисправность зарегистрирует только одиц из сдублированных датчиков, то никаких мер не принимается, поскольку считается, что неисправен сам датчик, а не контролируемая им' система.
Датчики для измерения давления в камерах сгорания двигателей обеих ступеней установлены на распылительных головках двигателей. Если давление в камере падает до 68% от номинального, то на пульте управления спутника зажигается красная лампочка. Других датчиков ддя измерения параметров двигателей не устанавливалось, поскольку считали, что всякая серьезная неисправность в двигателе вызовет понижение давления в камере сгорания.
Датчики для измерения давления в топливных баках установлены с внутренней стороны на верхнем днище баков горючего и окислителя обеих, ступеней. Показания датчиков передаются на индикатор на пульте управления спутника, Давление в баках первой ступени считается
1 На МБР- «Титан II» установлена инерциальная система наведения.
4 Программа „Джемини“	51
критическим, если оно ниже начального давления более, чем на 2,45 кг/см2, в баках второй ступени — более, чем на 3,5 кг/см2. Некоторое падение давления в баках по мере расхода топлива считается нормальным.
Датчики, регистрирующие снижение тяги двигателя первой ступени, включение двигателя второй ступени, выход его на режим и разделение ступеней, заставляют загораться зеленые или красные лампочки на пульте управления спутника. Если все процессы проходят нормально, загораются зеленые лампочки, в противном случае — красные. Двигатель второй ступени включается автоматически по сигналу временного устройства или по сигналу датчиков, регистрирующих тягу двигателя первой ступени и уровёнь топлива в баках этой ступени. Если тяга или уровень топлива упали до величины, соответствующей окончанию работы двигателя, намного раньше расчетного времени, то блокирующее устройство препятствует включению двигателя второй ступени, и на пульт управления спутника подается сигнал о возникновении аварийной ситуации. Двигатель второй ступени включается до разделения ступеней. В течение нескольких миллисекунд он развивает полную тягу, после чего срабатывают взрывные болты, соединяющие ступени, и первая ступень под напором истекающих газов двигателя второй ступени отделяется.
Рис. 31. Блок-схема основной и запасной систем управления полетом на ракете-носителе «Титан II» (пунктиром обведены блоки, дополнительно установленные на ракете-носителе «Титан II» и отсутствующие на боевой ракете)
1 — основной автопилот; 2 — радиоинерциальная система наведения ракеты «Титан II»; 3 — основные скоростные гироскопы на первой ступени; 4 — основная гидравлическая система на первой ступени; 5 — основные и запасные приводы двигателей на первой ступени; б — запасная гидравлическая система на первой ступени; 7 — приводы двигателей и гидравлическая система на второй ступени; 8 — инерциальная система наведения спутника «Джемини»; 9 — запасной автопилот; 10 — запасные скоростные гироскопы на первой ступени
Датчики угловой скорости маневра заставляют загораться сигнальные лампочки на пульте управления спутника, если угловая скорость маневра по тангажу или рысканию превышает 4 град/сек на участке работы двигателя первой ступени и 10 град/сек на участке работы двигателя второй ступени. Угловая скорость маневра по крену на обоих участках не должна превышать 12 град/сек. Одновременно с включением лампочки происходит автоматическое переключение с основной системы управления на запасную. Переключение происходит автоматически за 50 мсек. Основная система управления полетом (рис. 31) работает по командам радиоинерциальной системы наведения, установленной на ра-52
кете «Титан II». Запасная система управления полетом работает по командам инерциальной системы наведения, установленной на спутнике «Джемини». На первой ступени установлены запасные гидравлическая система и приводы для отклонения двигателей, связанные с запасной системой управления полётом. На второй ступени это не требуется, поскольку чрезмерное отклонение двигателя не так опасно.
Автоматическое переключение на запасную систему управления полетом на участке работы двигателя первой ступени происходит не только при чрезмерном отклонении двигателей, но также при падении давления в основной гидравлической системе и при превышении допустимой угловой скорости маневра относительно какой-либо оси. На участке работы двигателя второй ступени автоматическое переключение на запасную систему управления полетом происходит только в случае превышения допустимой угловой скорости маневра. Переключение на запасную систему управления полетом могут производить и сами космонавты (при чрезмерных перегрузках, очень резких маневрах, а также по рекомендации руководителей полета).
Если переключение на запасную систему управления полетом происходит до отрыва ракеты от стартового стола, то двигатели первой ступени автоматически выключаются. Именно это произошло 9 декабря 1964 г., когда была предпринята попытка запустить ракету-носитель «Титан II» с экспериментальным спутником «Джемини» по баллистической траектории. Через 1,7 сек после включения двигателей первой ступени, когда ракета находилась еще на стартовом столе, в одном из клапанов началась утечка гидравлической жидкости, давление в гидравлической системе упало, и через 15 мсек было автоматически произведено переключение на запасную систему управления полетом и выключение двигателей [91—94].
Датчик напряжения батарей представляет собой вольтметр, шкала которого вынесена на пульт управления спутника. Напряжение должно быть постоянным (28 в).
Датчики давления в гидравлической системе отклонения двигателей установлены на основных гидроприводах. Если давление в системе падает, то на пульте управления спутника загорается сигнальная лампочка и автоматически включаются запасные гидроприводы. Неисправность в системе отклонения двигателей считается наиболее опасной: если откажет эта система, ракета может потерять управление, совершить резкий маневр и разрушиться. Особенно это опасно, когда ракета летит в плотных слоях атмосферы и испытывает значительный скоростной напор..
Вес оборудования системы MDS, установленного на первой ступени, составляет 13,8 кг, на второй ступени — 45 кг. Большая часть оборудования системы MDS установлена в межбаковом отсеке второй ступени.
Надежность ракет «Титан II», предназначенных для запуска спутников «Джемини», согласно требованиям NASA, должна составлять не менее 99%, поэтому большинство бортовых систем (система управления, гидросистема отклонения двигателей, система электропитания и телеметрическая система) дублируются.
Ракеты-носители «Титан II», предназначенные для вывода на орбиту пилотируемых спутников «Джемини», собирались на заводе головной фирмы Mantin-Marietta в г. Мидл Ривер (близ г. Балтимор, шт. Мэриленд). Головная фирма изготовляла баковые отсеки ракет, обтекатели и некоторые другие элементы. Ряд узлов для ракет, в том числе двигатели и системы наведения, изготовлялись фирмами-смежниками. На территории завода в г. Мидл Ривер были построены два стенда высотой по 47 м для испытаний бортовых систем собранных ракет. Оборудование
53
стендов позволяет испытывать все системы ракет (электронную, гидравлическую, телеметрическую, а также систему наведения) за исключением двигательной установки.
-Во время летных испытаний экспериментальных МБР «Титан II» на участке работы двигателя первой ступени были зарегистрированы продольные гармонические колебания, которые допустимы для боевых ракет, но не допустимы для ракет-носителей пилотируемых спутников, так как эти колебания не позволили бы космонавтам следить за приборами, в частности, за приборами, сигнализирующими о возникновении аварийной ситуации. Частота колебаний 11 гц, амплитуда1 1 g*. Создаваемое этими колебаниями ускорение (1 g) накладывалось на ускорение (3 g), сообщаемое двигателем первой ступени. Главной причиной возникновения продольных колебаний с амплитудой 1 g считали колебания насоса горючего, частота которых (11 гц) попадает в резонанс с собственной частотой колебаний ракеты.
Чтобы исключить резонанс, было принято решение изменить конструкцию насоса. Другой возможной причиной возникновения продольных колебаний с амплитудой 1 g считали колебания давления топлива в трубопроводах и насосах, что вызывало изменение тяги двигателя, а это, в свою очередь, усугубляло колебания давления топлива. Для ликвидации колебаний в трубопроводах и насосах, были внесены некоторые изменения в конструкцию двигательной установки первой ступени. Давление в системе подачи горючего к насосу было повышено с 1,26 до 1,55 ата. Это было достигнуто за счет увеличения наддува в баке горючего путем отвода в него выхлопных газов турбины. Трубопроводы из нержавеющей стали были заменены трубопроводами из алюминиевого сплава, и в них были установлены гидравлические и механические демпферы, конструкция которых засекречена. Известно только, что в магистрали окислителя установлена уравнительная камера, а в магистрали горючего — специальный резервуар (сборник).
Как показали последующие испытания, принятые меры оказались эффективными, и амплитуда колебаний была снижена до приемлемого уровня [24, 73, 95—110].
2, Стартовый комплекс
Для стендовых огневых испытаний ступеней ракеты «Титан II», а также для запуска ракет «Титан II» со спутниками «Джемини» использовался стартовый комплекс № 19 на мысе Кеннеди (рис. 32). Ранее с этого комплекса запускались ракеты «Титан I», затем комплекс был модифицирован. Комплекс № 19 включает в себя две установки: установку № 1, предназначенную для огневых испытаний первой ступени и запуска двухступенчатой ракеты со спутником (рис. 33), и установку № 2, предназначенную для огневых испытаний второй ступени.
Доставленные на мыс Кеннеди ступени ракеты «Титан II» до стыковки проходили огневые испытания на соответствующих установках, причем при некоторых испытаниях имитировался полетный режим: двигатель второй ступени, находящейся на установке № 2, автоматически включался после прекращения работы двигателя первой ступени, находящейся на установке № 1.
После огневых испытаний вторая ступень состыковывалась с первой на установке № 1 и двигатели первой ступени включались еще раз для их окончательной предполетной проверки. Затем на собранную ракету
1 Согласно техническим условиям NASA, амплитуда колебании не должна превышать .0,20—0,25 g.
54
Рис. 32. Комплекс № 19
1— караульное помещение; 2 — здание для санобработки персонала; 3— блокгауз управления; л _ резервуары для окислителя; 5 — башня обслуживания установки № 2; 6 — помещение с кондиционированным воздухом; 7 — оборудование для кондиционирования воздуха; 8 — ход сообщения, служащий также для прокладки кабельной сети; 9 — вспомогательная башня установки № 1; /0 —кран для подъема спутника; // — трубопровод подачи окислителя; /2 — оборудование для распределения топлива; 13— башня обслуживания установки № 1; 14 — труба для выброса в атмосферу паров окислителя; 15 — желоб для слива воды; 16 — резервуары для горючего; 17 — трубопровод подачи горючего; 18 — труба (высота 30 м) для выброса в атмосферу паров горючего; 19 — отстойник
55
устанавливался спутник «Джемини» и проводились огневые испытания бортовых двигателей спутника. Для отвода истекающих газов эгих двигателей использовались специальные желоба.
Рис. 33. Установка № 1 стартового комплекса № 19
Подъем первой ступени в вертикальное положение на установку № 1 обеспечивается специальной башней (см. рис. 32, позиция 13}. Высота башни 42 м, вес 120 т. Нэ ней на девяти уровнях смонтированы рабочие платформы, охватывающие ракету. Верхнюю часть башни занимает помещение 6 с кондиционированным воздухом (температура 22°С, относительная влажность 50%). В этом помещении смонтированы 4,5-тонный подъемный кран и рабочие площадки (на четырех уровнях) для осмотра и проверки второй ступени и спутника. В случае возникновения пожара вся башня может быть залита водой. Примерно за 30 мин до запуска ракеты со спутником башня опускается.
Подъем второй ступени на установку № 2 обеспечивается другой башней (5). В 180 м от упомянутых установок размещен двухэтажный блокгауз управления <?. На первом этаже блокгауза размещается автоматическое оборудование предстартовой проверки, распределительные щиты электропитания, панели переключателей, компрессоры и насосы. На втором этаже размещаются индикаторы и записывающие устройства, регистрирующие состояние бортовых систем ракеты и спутника, а также телевизионные приемники, позволяющие наблюдать за работой в помещении 6. На втором этаже размещается также пост управления запуском и смотровое помещение для высокопоставленных лиц [111—119].
Ракета-носитель «Титан II» должна была выводить спутники «Джемини» на орбиты, компланарные орбите ранее запущенного спутника-мишени. Это предъявляло очень жесткие требования к установке азимута ракеты «Титан II». Установка азимута проводилась после отрыва ракеты со спутником от стартового стола на вертикальном участке ее полета.
Для расчета необходимого азимута в вычислительном центре при Научно-исследовательском центре Годдарда уточнялись параметры мишени (ракета «Аджена D») и полученные данные вводились в вычислительную машину, находящуюся в районе стартового комплекса № 19. Обработанные на этой машине данные передавались в полуавтоматическое программное устройство, находящееся в блокгаузе управления комплекса № 19, и оттуда вводились в бортовой «интервалометр» ракеты «Титан II». Этот прибор управляет поворотом ракеты относительно продольной оси на вертикальном участке полета, т. е. обеспечивает установку заданного азимута. Система установки азимута в принципе позволяет
56
изменять его в пределах 40° (ракета может поворачиваться относительно продольной оси на 20° по часовой стрелке и на 20° против часовой стрелки), однако практический предел изменения азимута составляет 35° в связи с ограничениями, накладываемыми дальностью действия средств слежения. Ракета поднималась вертикально в течение 20 сек, и если бы требовалось максимальное изменение азимута, то поворот должен был начинаться через 5 сек после старта [120].
Для обеспечения запуска и полета спутников «Джемини» привлекалось более 600 человек высококвалифицированных специалистов, в том числе 350 человек на мысе Кеннеди. Из них 165 человек составляли непосредственно стартовую команду [121}.
НАЗЕМНЫЙ КОМАНДНО-ИЗМЕРИТЕЛЬНЫЙ КОМПЛЕКС
1. Координационно-вычислительные центры
Руководство предстартовой подготовкой и полетами спутников «Джемини» осуществлял Координационно-вычислительный центр MSCC1 в Клир Лейке (близ Хьюстона, шт. Техас). Центр MSCC, созданный недалеко от Научно-исследовательского центра MS С и подчиненный ему, размещен в трехэтажном здании. На первом этаже находится вычислительное и связное оборудование, на втором и третьем этажах — два поста управления и связанные с ними вспомогательные помещения. Оборудование Центра включает в себя пять связанных между собой вычислительных машин IBM-7094 модель II, в каждую из которых можно вводить до 50 000 двоичных единиц в секунду; пять запоминающих устройств CSU-2361; селектор для распределения поступающей информации по вычислительным машинам IBM-7094; две установки IBM-1460 для обработки данных; пять установок для контроля работы этого вычислительного комплекса; 140 пультов; 384 телевизионных приемника. Программы полетов записывались на ленте. В составлении и записи программ участвовали 125 программистов Центра [122, 123]. Персонал Центра, выделенный для обслуживания запусков (300 чел.), в частности, руководитель полета Кристофер Крафт и два его заместителя работали во время полетов в три смены по 8 час. Кроме, руководителя полета и двух его заместителей в состав оперативной группы входили специалисты по динамике полета, специалисты по отдельным бортовым системам спутника, ракеты-носителя «Титан II» и спутника-мишени (ракета «Аджена D»), специалисты, ответственные за работу станций слежения и др. Оперативная группа делится на три подгруппы для трехсменной работы [124]. В помещении каждого поста управления смонтированы индикаторы, одно большое (6X3 м) и несколько малых табло, а также 15 пультов для операторов. Каждый пульт снабжен двумя телевизионными приемниками с экраном 35X35 см, на которых по запросу оператора демонстрируются выборочные данные от вычислительных машин.
Наличие двух постов управления обеспечивает возможность одновременного управления полетом одного аппарата и наземными испытаниями другого или наземными испытаниями двух аппаратов.
1 За исключением спутников «Джемини I»..., «Джемини III», руководство полетами которых осуществлялось Координационно-вычислительным центром МСС на мысе Кеннеди, созданным в свое время для руководства полетами спутников «Меркурий». К моменту запуска «Джемини IV» был уже введен в строй КВЦ MSCC.
58
Центр MSCC связан со станциями слежения (телетайп 60—100 слов в минуту), а также с мысом Кеннеди и Центром MSC (радиотелефонная связь, видеосвязь и система «Датафон», передающая цифровые данные со скоростью до 2000 двоичных единиц в секунду). В Центр MSCC поступали данные со станций слежения; с мыса Кеннеди, где проводились испытания и запуски этих спутников; из Центра МСС (дублирующий Координационно-вычислительный центр), и, наконец, непосредственно с борта спутников. Все станции слежения за пилотируемыми спутниками, созданные NASA, сведены в единую систему (система MSFN).
В период выведения спутников на орбиту Центр MSCC получал информацию как от станций системы MSFN, так и от станций слежения ВВС, расположенных на трассе Восточного полигона. Получаемая с борта спутников телеметрическая информация включала в себя биомедицинские данные, данные о работе бортовых систем, о маневрировании спутников и пр. Необходимые команды подавались на спутник голосом или в цифровой форме.
Головным по обработке траекторной информации и по выдаче целеуказаний наземным станциям слежения является Научно-исследовательский центр Годдарда (г. Гринбелт, шт. Мэриленд), которому подчинены станции слежения системы MSFN. Численность персонала, выделяемого на станциях слежения для обслуживания полетов спутников «Джемини», составляла ~300 чел., а общая численность персонала станций слежения, подчиненных Центру Годдарда, составляет 1500'человек. Центр Годдарда также осуществлял проверку готовности станций слежения системы MSFN. Эта проверка производилась Центром во время полетов спутников, когда они находились вне зоны радиовидимости проверяемых станций [9].
2. Станции слежения
Для слежения за полетами пилотируемых спутников «Джемини» NASA использовало как собственные станции слежения системы MSFN, так и станции слежения ВВС. Разветвленная сеть станций обеспечивала траекторные измерения, голосовую радиосвязь с космонавтами, прием телеметрической информации и возможность подачи команд на борт на протяжении всего периода полета. Исключая голосовую радиосвязь, станции слежения выполняли те же функции для ракеты «Аджена D» в течение всего периода ее активного существования. В табл. 7 указываются местоположение и функции станций слежения системы MSFN. Расположение основных станций показано на карте (рис. 34).
Помимо станций, указанных в табл. 7, в работах по программе «Джемини» участвовали станции слежения, подчиненные командованию ПВО Североамериканского континента (NORAD). Эти станции привлекались для слежения за вышедшей на орбиту и отделившейся от спутника второй ступенью ракеты-носителя «Титан II».
В течение первого витка ракеты «Аджена D» (до запуска спутника «Джемини») для слежения за нею привлекались практически все станции, в зоне радиовидимости которых она оказывалась, с тем чтобы с максимально возможной точностью определить параметры ее орбиты. ' После выведения на орбиту спутника «Джемини» станции, оснащенные радиолокаторами, работающими в диапазоне С, как правило, осуществляли слежение за спутником, а станции, оснащенные радиолокаторами, работающими в диапазоне S, осуществляли слежение за ракетой «Аджена D». Станции, которые могли вести наблюдения в обоих диапазонах, следили как за спутником, так и за ракетой.
59
09
о. Кауаи (Гавайские о-ва)	Карнарвон (Австралия)	Корабль „Коустал Сентри" (CSQ)	Тананариве (Мадагаскар)	Кано (Нигерия)	о. Гранд Канария (Канарские о-ва)	Бермудские о-ва	о. Антигуа	о. Гранд Багама (Багамские о-ва)	о. Вознесения	о. Меррит (близ мыса Кеннеди)	Мыс Кеннеди (США, шт. Флорида)	Местоположение станции
X	X				X	X						Слежение с помощью РЛС, работающей в диапазоне S
X	X				X	X	X	X	X	X	X	Слежение с помощью РЛС, работающей в диапазоне С
X	X	X	X	X	X	X		X			X	Обнаружение и еле- . жение
X	X	X	X	X	X	X	X	' X			X	Прием и запись телеметрической информации	
X	X	X			X						’х	Выдача телеметрической информации в реальном масштабе времени	
X	X	X			X	X	X	X			X	Обработка данных
							X	X			X	Выдача команд для управления полетом ракеты-носителя
X	X	X			X						X	Выдача команд в цифровой форме
						X	X	X			X	Ретрансляция данных
X	X	X			X	X	X	X			X	Передача команд по линии в. ч. связи
X	X	. X	X	X	X	X					X	Прием телеметрической информации
						X		X	X	X	X	Экспресс-обработка радиолокационных данных	
<.	X	X			X						X	Оперативное руководство полетом
X	X	X			X			X			X	Связь с самолетами, осуществляющими слежение
X	X	X	X	X	X	X		- X				Дальняя связь с самолетами, осуществляющими слежение
X	X	X	X	X	X	X					X	Голосовая связь с космонавтами
Местоположение и функции станций слежения системы MSFN
.19
Вумера (Австралия) Корабль „Рейнджер Трэкер* (RTK) о. Кантон Корабль „Роуз Нот Виктория" (RKV) м. Аргуэльо (США, шт. Калифорния) Гуаймас (Мексика) Уайт Сандс (США, шт. Нью-Мексико) Корпус Кристи (США, шт. Техас) Эглин (США, шт. Флорида) о. Гранд Тёрк * В таблицу помимо станций ей принадлежат станции на о.	Местоположение станции
45 3 И' 	 х ' ' X ' X  • . °S						 “Z	X' X ' ‘X	X	XX й»  :	' 		Слежение с помощью РЛС, работающей в диапазоне S Слежение с помощью РЛС, работающей в , диапазоне С	
Я й S 5 -“5	ххххххххх ° 5 • К				 -1я 1§	ххххх хххх >3 Н о			Обнаружение и слежение Прием и запись телеметрической информации	
Н43	"	.—	_  - —  	 ла ст 43 ф S3	XXX JB р я	Выдача телеметриче-кой информации в реальном масштабе времени
	 5g S „		 I®' X	X	X	X	Обработка данных .
i. X' . а. 43			Выдача команд для управления полетом ракеты-носителя
X X X но привлекаем	Выдача команд в цифровой форме Ретрансляция данных
Z	X	X	X . tl : а				Передача команд по линии в. ч. связи
’ |	X X XXX X XXX ф я					Прием телеметрической информации
я а »	 X	Экспресс-обработка радиолокационных данных	
I '	X	X	X . - . . X 	 	 , — , . __ . - . „ __ _ . _	Оперативное руководство полетом
К *	X	X	X	XX U	.	.	.	.	• •		Связь с самолетами, осуществляющими слежение
ф v	, 1	X	X	XX XX X я V	______	 ,	.	-		Дальняя связь с самолетами, осуществляющими слежение
•да	X X X X X X X X X о	.	Голосовая связь с космонавтами
Продол же н и е табл.
Существенно, что большинство станций оборудовано вспомогательной системой, которая позволяет подключать привод радиолокационной антенны к телеметрической и наоборот. Поскольку телеметрические антенны имеют намного большую ширину диаграммы направленности, чем радиолокационные, то они первыми засекали объект и обеспечивали последующий быстрый захват его антенной радиолокатора.
Из перечисленных в табл. 7 станций, способных передавать на борт команды, только станции на о. Гранд-Канария, в Карнарвоне, на о. Кауаи и на кораблях «Кустал Сентри» и «Роуз Нот Виктори» имели право делать это по собственной инициативе. Остальные станции только ретранслировали команды, передаваемые из КВЦ MSCC.
Рис. 34. Расположение основных станций слежения системы MSFN и линии связи
-----------наземные линии связи;
---------- подводный кабель;
— ------— радиосвязь
* — Научно-исследовательский центр Годдарда
Все станции системы MSFN, осуществляющие КВ и УКВ связь с космическим кораблем, могли управляться как из Координационно-вычислительного центра MSCC, так и из Центра Годдарда. Связь между станциями слежения и Координационно-вычислительными центрами обеспечивалась с помощью наземных линий связи, подводных кабелей, по радио, а также искусственными спутниками связи (в качестве эксперимента) [125—128].
ОТБОР И ПОДГОТОВКА КОСМОНАВТОВ
Подготовка группы космонавтов, специально отобранных для полетов на спутниках «Джемини», началась в 1962 г. Позже в эту группу были включены некоторые космонавты, совершившие полеты на спутниках «Меркурий». Отбором и подготовкой космонавтов руководит научно-исследовательский центр MSC.
Первая группа космонавтов (семь человек), которые должны были совершать полеты на спутниках «Меркурий», была отобрана в 1959 г. из числа военных летчиков-испытателей. При отборе руководствовались теми соображениями, что эти летчики имеют необходимые знания и навыки, хорошо переносят шумы, вибрацию, ускорение и сочетание этих факторов, умеют ориентироваться в полете, быстро принимают решения и знают, как вести себя в случае аварии. Кроме этого, они имеют опыт по проведению наблюдений и регистрации результатов этих наблюдений. Отбор кандидатов в космонавты проводился следующим образом.
Вначале были изучены личные дела 508 военных летчиков-испытателей и из их числа отобраны 110 человек, которые отвечали следующий требованиям:
1)	возраст не более 40 лет;
2)	рост не более 180 см (ограничен размерами кабины);
3)	безупречное здоровье;
4)	наличие диплома летной школы ВВС или ВМФ и диплома о высшем образовании в области точных или технических наук;
5)	опыт полетов (всего не менее 1500 час), в основном, на реактивных самолетах.
Из этих ПО человек 69 были приглашены для собеседования в NASA, из них 55 выразили согласие участвовать в дальнейшем отборе. С ними были проведены собеседования, они были подвергнуты письменным экзаменам и психологическим тестам, после чего 27 человек было отобрано для дальнейших испытаний. В этой группе были летчики в возрасте от 27 до 38 лет (средний возраст 31,3 года). Эти 27 человек были подвергнуты дальнейшим психологическим тестам, медицинскому обследованию и испытаниям в термобарокамере, на центрифуге, в костюме с пониженным давлением, на ортостатическом столе, в камере, где создаются высокие уровни шумов, и пр., после чего было оставлено 18 человек, а из них выбраны семь человек, имевших наилучшую научную и техническую подготовку. Рост отобранных семи космонавтов колеблется в пределах 170—180 см (средний рост 177 см), вес 70—87 кг (средний вес 75,3 кг), возраст 32—37 лет (средний возраст 34,1 года во время отбора), среднее число налетанных часов 3300, из них на реактивных самолетах 1514. Все отобранные космонавты женаты.
63
Вторую группу космонавтов (девять человек) специально для полетов на пилотируемых спутниках «Джемини» отобрали из 253 кандидатов в 1962 г. Отбор производился среди военных и гражданских пилотов, авиационных штурманов и бортинженеров. Возрастной предел для кандидатов не устанавливался при том условии, конечно, что они удовлетворяли определенным требованиям в отношении физической подготовки. Критерии при отборе были дифференцированы в зависимости от будущей специализации претендентов (табл. 8).
। *
Таблица 8
Специализация	Образование	Опыт работы	Налетанные часы	Максимальный рост, см	Максимальный вес, кг
Командир корабля	Высшее в области точных или технических наук г	В качестве летчика-испытателя (не менее двух лет)	Не менее 3 000 (из них не менее 1 500 на реактивных самолетах)	182	86
Второй	»	В качестве лет-	Не менее 2 000	182	86
пилот		чика-испытателя (минимальный стаж не оговаривается)	(из них не менее 1 000 на реактивных самолетах)	•	
Члены первой группы космонавтов после завершения программы «Меркурий» прошли переподготовку совместно со второй группой. Позже в число космонавтов, подготавливаемых для полетов на спутниках «Джемини», были включены еще несколько человек из третьей группы, отобранной NASA в 1963 г. в основном для полетов на космических кораблях «Аполлон».
, ,В табл. 9 перечислены все космонавты первой и второй групп, независимо от того, совершили ли они полеты на спутниках «Джемини», а также космонавты третьей группы, совершившие полеты на этих спутниках [8, 130, 131}.
Т а б л и Ц а 9
Список американских космонавтов
№ 1 п/п :	г ру п-па	Имя и фамилия	Звание или прежняя должность	Год рождения	Когда совершил полет -
1	' I	• Алан Шепард	Капитан третьего ранга	1924	В 1961 г. по баллистической траектории в экспериментальном спутнике „Меркурий"
2	I	Вирджил Гриссом	Капитан	1926	В 1961 г. по баллистической траектории в экспериментальном спутнике „Меркурий"; в’ 1964 г. полет на спутнике „Джемини III". Погиб 27 января 1967 г. во время наземных испытаний космического корабля „Аполлон"
, 3.	I	Джои Гленн	Подполковник морской пехоты	1921	В 1962 г. на спутнике „Меркурий МД-6"; .затем ушел в отставку
64
Продолжение табл. 9
№ п/п	Груп-па	Имя и фамилия	Звание или прежняя должность	Год рождения	Когда совершил полет
4	I	Дональд Слейтон	Майор	1924	В связи с открывшейся болезнью сердца от полетов отстранен, но оставлен на административной работе
5	I	Малькольм Скотт Карпентер	Капитан третьего ранга	1927	В 1962 г. на спутнике .Меркурий МА-7“
6	I	Уолтер Ширра	Капитан третьего ранга	1923	В 1962 г. на спутнике .Меркурий МА-8й, в 1965 г. на спутнике .Джемини VI"
7	I	Гордон Купер	n Майор	1927	В 1963 г. на спутнике „Меркурий МА-9“, в 1965 г. на спутнике .Джемини Vй
. 8	II	Нейл Армстронг	Летчик-испытатель экспериментальных самолетов Х-15	1930	В 1966 г. на спутнике „Джемини vnr
9	11	Эллиот Си	Летчик-испытатель фирмы General Electric	1927	Погиб в 1966 г. (вместе с Бассетом) при аварии учебно-тренировочного реактивного самолета [129]
10	II	Фрэнк Борман	Майор ВВС. Инструктор летной школы на базе ВВС Эдуарде	1928	В 1965 г. на спутнике „Джемини VIIй
11	11	Джеймс Макдивитт	Капитан ВВС. Летчик-испытатель на базе ВВС Эдуарде	1929	В 1965 г. на спутнике „Джемини VII"
12	И	Томас Стаффорд	Капитан. Начальник подразделения летной школы на базе ВВС Эдуарде	1930	В 1965 г. на спутнике „Джемини VIй, в 1966 г. на спутнике „Джемини IXй
13	II	Эдуард Уайт	Капитан ВВС. Летчик-испытатель на базе ВВС Райт-Паттерсон	1930	В 1965 г. на спутнике „Джемини IVй. Погиб 27 января 1967 г. во время наземных испытаний космического корабля „Аполлон"
14	II	Джон Янг	Капитан-лейтенант ВМС	1930	В 1964 г. полет на 'спутнике „Джемини ПГ, в 1966 г. на спутнике „Джемини Xй
15	11	Чарльз Конрад	Лейтенант ВМС	1930	В 1965 г. полет на спутнике „Джемини Vй; в 1966 г. полет на спутнике „Джемини XIй
65
Продолжение табл. 9
№ п/п	Труп-па	Имя и фамилия	Звание или прежняя должность	Год рождения	Когда совершил полет
16	11	Джеймс Ловелл	Капитан-лейтенант ВМС. Инструктор летной школы ВМС в г. Осе-ана	1928	В 1965 г. полет на спутнике „Джемини VII“, в 1966 г. полет на спутнике „Джемини XIIе
17	III	Дэвид Скотт	Капитан ВВС. Магистр наук (астронавтика)	1932	В 1966 г. на спутнике „Джемини VIIIй
18	III	Юджин Сернан	Лейтенант ВМС	1934	В 1966 г. на спутнике „Джемини IXй
19	III	Майкл Коллинз	Капитан ВВС	1931	В 1966 г. на спутнике „Джемини Xй
20	III	Ричард Гордон	Капитан-лейтенант ВМС. Аспирант	1929	В 1966 г. на спутнике „Джемини ХГ
21	III	Эдвин Олдрин	Майор ВВС. Доктор наук (астронавтика)	1930	В 1966 г. па спутнике „Джемини XIIй
22	III	Чарльз Бассет	Капитан ВВС	1931	Погиб в 1966 г. при аварии учебно-тренировочного реактивного самолета [129]
В дополнение к общей теоретической подготовке (изучение астро-номии, астрофизики, метеорологии, геофизики, ракетной техники, навигации, аэродинамики, физиологии), проводимой до получения конкретного полетного задания, перечисленные космонавты совершали следующие тренировки [9]:
1.	Тренировка по аварийному катапультированию (на тренажерах).
2.	Тренировка по выходу из приводнившегося корабля и тренировка с имитацией спасательных операций.
3.	Тренировка по распознаванию небесных объектов в планетарии Университета Северной Каролины в Чепел-Хилле.
4.	Тренировка в условиях невесомости на специально оборудованном самолете КС-135. При полете самолета по параболе создавалось состояние невесомости длительностью до 22 сек. В этот период космонавты имитировали выход из спутника в открытый космос. Для испытаний использовался макет отсека экипажа (рис. 35). Космонавт, экипированный как при фактическом выходе, освобождался от привязной системы кресла, открывал крышку люка, вставал на кресло, выходил из макета спутника, а затем возвращался в кабину и закрывал крышку люка. В ходе этих тренировок выявлялись недостатки оборудования и вносились соответствующие изменения.
5.	Тренировка в условиях, близких к условиям невесомости — под водой (рис. 36). Так например, космонавт Олдрин, готовясь к проведению экспериментов в открытом космосе при полете спутника «Джемини XII», тренировался под водой в общей сложности 12 час. По мнению американских специалистов, имитация состояния невесомости под водой
66
Рис. 35. Имитация состояния невесомости при полете самолета КС-135
Рис. 36. Имитация состояния невесо мости под водой
67
имеет следующие преимущества по сравнению с тренировками в самолете, движущемся по параболе:
1)	неограниченная, длительность/что позволяет лучше отрабатывать действия космонавта в состоянии невесомости, а также проводить измерения частоты пульса, дыхания и других биологических параметров в течение длительного времени;
2)	большая безопасность, поскольку на самолете состояние невесомости сменяется ускорением до 2 g. При этом тренирующийся может оказаться в этот момёнт в опасной позе;
3)	относительная простота имитации состояния невесомости.
6.	Тренировка с имитацией некоторых условий космического полета. Космонавтов подвергали перегрузкам до 16, одновременному вращению по трем осям со скоростью до 30 об1мин. Условия вакуума, соответствующие высоте до 55 ял, создавались в специальной барокамере диаметром ~6 л/Испытывалось также воздействие на космонавтов высокой температуры, искусственной дезориентации, повышенного содержания углекислого газа в искусственной атмосфере, шумов и вибрации.
7.	Тренировка по управлению спутником и проведению стыковки (на тренажере).
8.	Тренировка на реактивных самолетах для совершенствования в управлении аппаратами.
Космонавты проводили, также спортивные тренировки, занимаясь в основном подводным плаванием, водными лыжами, играми с мячом, легкой атлетикой. Все космонавты бросили или почти бросили курить; склонные к полноте соблюдали диету.
Единого центра для подготовки космонавтов не создано, она проводится там, где имеются подходящие условия и соответствующее оборудование. Широко используется не только оборудование Научно-исследовательских центров NASA, но и оборудование Научно-исследовательских центров ВВС и ВМС. Так, при подоготовке космонавтов использовали, в частности:
1)	имитатор с вращением по трем осям в Научно-исследовательском центре Льюиса (NASA) ;
2)	центрифугу в Научно-исследовательском центре им. братьев Райт (ВВС);
3)	центрифугу в Лаборатории авиационной медицины ВМС;
4)	установку для искусственной дезориентации в Училище авиационной медицины ВМС;
5)	барокамеру в Лаборатории авиационного оборудования ВМС.
Космонавты детально изучали системы спутника «Джемини», ракеты «Аджена D» и ракеты-носителя «Титан II» и участвовали в испытаниях этих систем [132~137].
Как правило, за два дня до старта основной экипаж спутника «Джемини» проходил медицинский осмотр с целью проверки готовности космонавтов к космическому полету. Полученные медицинские данные затем сравнивались с результатами ^послеполетного медицинского обследования.
НАЗЕМНАЯ ОТРАБОТКА И ЛКИ
При осуществлении программы «Джемини» очень большое внимание уделялось наземной отработке всех систем. Ниже приводятся сведения о некоторых видах наземных испытаний.
1.	Отработка системы парашютов с использованием макета спутника в 1/2 натуральной величины (четыре испытания) и с использованием макета в натуральную величину (15 испытаний). При этом макеты спутников сбрасывались с самолетов и вертолетов на разных высотах [138, 139}.
2.	Отработка парашютов, используемых в случае аварийного катапультирования. Летчики в скафандрах для космонавтов совершали прыжки с этими парашютами с транспортного самолета С-130, летевшего на высоте 1,8—2,3 км. Предварительно при подобных испытаниях использовались манекены.
3.	Отработка техники обнаружения и спасения спутника «Джемини» с использованием макета, который сбрасывался с военного самолета С-130.
Рис. 37. Макет спутника «Джемини» на рельсовых салазках
4.	Отработка системы катапультирования с использованием натурного макета спутника. Кресла с манекенами катапультировались из неподвижных макетов, а также из макетов, которые разгонялись на рельсовых салазках (рис. 37) до скорости 1000 км!час. Катапультирование кресла осуществлялось также с истребителя F-106 на высоте 4,5 км [77, 140, 141}.
5.	Испытания на плавучесть и живучесть систем после приводнения спутника. Во время этих испытаний инженеры находились четыре часа в плавающем на воде макете с задраенными люками. При этом проверя-’ лась работа бортовых систем жизнеобеспечения и электропитания, кроме того, измерялась качка [142].
69
6.	Испытания оборудования спутника в термобарокамере высотой 2,4 м. Высота и диаметр рабочей части камеры 1,8 м. Температура может устанавливаться в диапазоне от —195 до + 163°С [143].
7.	Испытания скафандров в термобарокамерах, где создавался вакуум, соответствующий высотам до 55 км. Некоторые типы скафандров проходили испытания в течение 200 час [144—146].
8.	Испытания экипировки космонавтов в термобарокамере (диаметр 6 м, вакуум, соответствующий высоте 45 км, температура до—184°С). Испытывались ранцевые системы жизнеобеспечения и реактивные устройства, обеспечивающие перемещение космонавтов в открытом космосе [147].
9.	Испытание окон для спутника с использованием сирены, создающей уровень шумов до 160 дб. Сирена включалась несколько раз и каждый раз работала до 5 мин. При этих испытаниях имитировались вибрационные колебания звуковой частоты, которые спутник «Джемини» должен был испытывать на атмосферном участке полета в процессе вывода на орбиту [148].
10.	Испытания топливных элементов, в ходе которых они проработали 1100 час, что более чем в три раза превышает максимальную продолжительность пребывания спутника «Джемини» на орбите (14 суток). До включения топливные элементы прошли вибрационные испытания, при которых имитировались условия запуска спутника [149].
Бортовое оборудование, прошедшее предварительную проверку, монтировалось на заводе-изготовителе в отсеках, также прошедших проверку. Перед сборкой спутника отдельно проверялось оборудование в каждом отсеке. Поскольку оборудование отсеков взаимосвязано, при этой проверке для имитации недостающих отсеков использовались электронные моделирующие устройства [23].
Для комплексных ЛКИ использовались непилотируемые спутники «Джемини I» и «Джемини II». На спутнике «Джемини I» (выводился на орбиту) регистрировались 104 различных параметра (шумы, вибрация, давление, ускорения, нагрев и пр.).
На спутнике «Джемини II» (запускался по баллистической траектории) проводились, в частности, испытания следующих систем:
1. Испытания системы теплозащиты при наиболее неблагоприятных, с точки зрения нагрева, условиях входа в атмосферу. Такие условия возникают при аварийном возвращении спутника непосредственно перед выходом его на орбиту. В этом случае во время входа в атмосферу температура нагрева боковой поверхности, согласно расчетам, будет достигать 948°С, а температура нагрева донной части в месте соединения ее с теплозащитным экраном 360°С. Измеренная при запуске спутника «Джемини II» температура нагрева оказалась несколько выше расчетной, однако теплозащитный экран и корпус спутника, как показал произведенный после полета осмотр, выдержали нагрев. Впоследствии для того, чтобы температура нагрева спутника соответствовала расчетной, на корпус наносили дополнительные белые полосы (окраска или белые ленты).
2. Испытания систем жизнеобеспечения, электропитания, связи, телеметрии, наведения и ориентации, пиротехнических устройств, ТДУ, а также средств, облегчающих обнаружение и спасение опустившегося на воду спутника. В полете управляющие команды выдавались «роботами». Эти «роботы», установленные вместо кресел космонавтов, имитировали дыхание и тепловыделение космонавтов, а также выдавали команды на
70
управление спутником. Вес каждого «робота» (рис. 38) 36,3 кг. Робот включает в себя электрические батареи, временные и записывающие механизмы, две камеры для фотографирования пультов управления, датчики температуры и вибрации и пр. В полете через эти устройства прокачивалась охлаждающая жидкость. Все оборудование спутника «Джемини II» работало хорошо за исключением испарителя в системе жизнеобеспечения, который перегрелся, и топливных элементов, которые не включились вследствие неисправности клапана.
Рис. 38. Устройства («роботы»), имитирующие дыхание и тепловыделение космонавтов
Характерно, что такие принципиально новые и ответственные узлы, как топливные элементы и бортовой радиолокатор, на непилотируемых спутниках не испытывались, поскольку их разработка задержалась. Эти узлы испытывались сразу на пилотируемых спутниках. При этом неполадки в топливных элементах, впервые установленных на спутнике, едва не заставили прервать полет.
ВЫПОЛНЕНИЕ ОСНОВНЫХ ЗАДАЧ ПРОГРАММЫ
1. Длительное пребывание человека в условиях космического полета
Пилотируемые спутники «Джемини» находились на околоземной орбите от нескольких часов («Джемини III») до 14 суток («Джемини VII»). Было установлено, что длительное (до 14 суток) пребывание в кислородной атмосфере не оказывает вредного влияния на организм космонавтов. Однако в некоторых случаях отмечалось раздражение слизистых оболочек носа и горла. Характерно, что для длительных полетов (30 и более суток) в рамках других программ американские специалисты предполагают использовать кислородо-азотную или кислородо-гелиевую атмос-феру.
Самочувствие космонавтов, находящихся в спутниках, как правило, было хорошим. Состояние невесомости и длительное пребывание в положении «сидя» не вызвали существенных изменений в организме. В некоторых полетах космонавты проделывали упражнения с эспандерами, чтобы усилить кровообращение в конечностях. Была продемонстрирована
Таблица 10
Частота пульса космонавтов на участке выведения и на участке входа в атмосферу
Спутник	Космонавт	Частота пульса, в минуту	
		на участке выведения	на участке входа в атмосферу
„Джемини IIIм	Гриссом	152	165
	Янг	120	130
„Джемини IV*	Макдивитт	148	140
	Уайт	128	125
„Джемини V*	Купер	148	170
	Конрад	155	178
„Джемини VI*	Ширра	125	125
	Стаффорд	150	140
„Джемини VII*	Борман	152	130
	Ловелл	125	134
адаптация сердечной деятельности к условиям полета. Так, в период выведения пульс превышал нормальный в 2—2,5 раза, но через два—три часа после окончания работы двигателей ракеты-носителя приходил в норму. Пульс возрастал, как и ожидалось, при интенсивной деятельности космонавтов внутри спутника и на участке входа (табл. 10). Наблюда
72
лись некоторые несущественные изменения в организме космонавтов. Так, например, отмечены изменения в составе крови, несколько снижалось содержание кальция в костях, у некоторых космонавтов происходило обезвоживание организма и уменьшался вес [150—152].
Наибольшее значение для изучения возможности длительного космического полета, имел полет спутника «Джемини VII», продолжавшийся 13 суток 18 часов 35 минут. Космонавты спутника выполнили большинство запланированных экспериментов. Бортовые системы спутника работали нормально, за исключением топливных элементов, неполадки в которых, однако, не помешали успешному проведению программы полета.
Космонавты этого спутника в течение продолжительных периодов совершали полет без скафандров и хорошо перенесли почти 14-суточное пребывание в космосе. Никаких болезненных явлений (кроме кратковременного затекания поясницы) ни во время полета, ни после полета не наблюдалось. По-видимому, столь длительный полет космонавты перенесли бы гораздо тяжелее, если бы у них не было возможности снимать скафандры.
При восьмисуточном полете спутника «Джемини V» у космонавтов возникали трудности, связанные с длительным пребыванием в скафандрах, а также трудность со сном. По программе полета космонавты должны были спать поочередно. Однако непрерывная связь бодрствующего космонавта с наземными станциями мешала спать другому космонавту. Поэтому в последующих полетах космонавты спали одновременно, а в случае возникновения какой-либо неисправности срабатывала специальная сигнализация, обеспечивающая пробуждение космонавтов.
Была продемонстрирована правильность выбора пищевого рациона. В полетах космонавты питались 3 раза в день. Пища состояла из обезвоженных продуктов, в которые вода вводилась специальным пистолетом перед приемом пищи, а также из натуральных продуктов. В зависимости от поставленных задач и длительности полета космонавты получали в сутки от 2000 до 2600 ккал.
Ниже приведен типичный рацион космонавтов при трехсуточном по-
лете [9].
Первый день
Первый’прием пищи	ккал
Фруктовый коктейль	87
Печенье из овсяной муки	91
Жареная ветчина	180
Ветчина в яблочном соусе	127
Порционный хлеб	56
Апельсиновый сок	83
Ананасово-грейпфрутовый напиток	83
707"
Второй прием пищи
Салат из креветок	119
Цыпленок с гарниром	92
Поджаренный хлеб	161	.
Ананасный кекс	253
Апельсиново-грейпфрутовый напиток	83
Какао (из кубиков)	175
“883
Третий прием пищи Бифштекс	119
Салат из картофеля	143
73
Порционный хлеб	56
Шоколадный пудинг	307
Печенье	241
Чай	32
898
Второй день
Первый прием пищи
Яблочный соус	139
Кукуруза в са.харе	139
Жареная ветчина	180
Порционный хлеб	56
Какао	190
Апельсиновый сок	83
787
Второй прием пищи Гороховый суп	220
Салат из филе тунца	214
Порционный хлеб	56
Финиковый кекс	262
Ананасово-грейпфрутовый напиток	83
835
Третий прием пищи Бифштекс с овощами	98
Мясо с макаронами	70
Сэндвичи с сыром	158
Абрикосовый пудинг	300
Имбирные пряники	183
Грейпфрутовый сок	83
892
Третий день
Первый прием пищи
Персики	98
Клубничный пудинг	171
Сосиски	223
Порционный хлеб	56
Апельсиновый сок	83
Грейпфрутовый сок	83
714’
Второй прием пищи
Салат из креветок	119
Бифштекс с гарниром	160
Кукуруза	105
Поджаренный хлеб	161
Ананасный кекс	253
Апельсиново-грейпфрутовый напиток	83
"88Г
Третий прием пищи
Картофельный суп	220
Салат из цыпленка	237
Сэндвичи с мясом	268
Шотландский пудинг	311
Чай	_ 32
1068’
74
Рацион космонавтов спутника «Джемини VI» (суточный полет) был составлен с таким расчетом, чтобы они получали — 2600 ккал в сутки. Космонавты спутника «Джемини VII» (14-суточный полет) должны были получать~2400 ккал в сутки, причем для них предусматривалось четыре типа суточного меню, которые чередовались:
Тип I — на 1; 5; 9 и 13-ые сутки полета.
Тип II — на 2; 6; 10 и 14-ые сутки полета.
Тип III — па 3; 7 и 11-ые сутки полета.
Тип IV — на 4; 8 и 12-ые сутки полета.
2.	Выход космонавтов в открытый космос
Первый выход американского космонавта (Эдвард Уайт) в открытый космос состоялся при полете спутника «Джемини IV» (рис. 39).
Рис. 39. Уайт во время пребывания вне спутника / — фал; 2 — фотокамера; 3 — нагрудный ранец; / - реактивное устройство
Первоначально выход в космос при этом полете не планировался. Уайт должен был только открыть люк и встать на сиденье кресла. Выход в космос планировался при одном из последующих полетов. Однако успешный выход в открытый космос Алексея Леонова позволил американцам отказаться от предварительного эксперимента с открыванием люка и сразу приступить к осуществлению выхода. Эксперимент по выходу предусматривал маневрирование с помощью ручного реактивного устройства.
Перед выходом из спутника Уайт надел нагрудный ранец (вес 3,6 кг, размеры 33X15x5 см) с аварийным запасом кислорода. К спут-
75
нику космонавт был привязан фалом с золотым покрытием (фдл крепился к лямкам парашютного ранца на спине космонавта). Внутри фала были проложены трубопровод для подачи в скафандр кислорода от бортовой системы жизнеобеспечения спутника, электрические провода и нейлоновый трос, удерживающий космонавта. Длина трубопровода для подачи кислорода 7,6 м, диаметр 0,63 см. В случае аварии с трубопроводом космонавт может дышать в течение 9—12 мин кислородом из нагрудного ранца и за это время должен успеть возвратиться в кабину. По электрическим проводам, проложенным в фале, передавались телеметрические данные от укрепленных на теле космонавта электрокардиографа и прибора, регистрирующего частоту дыхания (рис. 40),
200
1Б0
iZO
80
40
о
,/П
3.40 4.00	4.Z0 4 40 500	520
Время с момента старта, часмин
Рис. 40. Частота пульса и дыхания Уайта во время эксперимента по выходу в открытый космос
------— частота дыхания ------— частота пульса
А — открывание люка; В — получение команды на выход из кабины; С — выход из кабины; D — возвращение в кабину; Е - закрывание люка
Длина электрических проводов 7,6 м. По ним также поддерживалась связь космонавта со спутником и с Землей. Длина троса 7 м, диаметр 1,9 см. Общий вес фала с проложенным в нем трубопроводом, электрическими проводами и тросом, составлял 4,1 кг.
Для маневрирования в открытом космосе Уайт использовал ручное реактивное устройство (рис. 41), имеющее три сопла, которые работали на сжатом кислороде. Кислород под давлением 280 атм хранился в двух баллонах (по 0,3 кг в каждом). Одно из сопел (тяга 0,9 кг) обеспечивало перемещение космонавта назад. Два других сопла (тяга по 0,45 кг) обеспечивали перемещение вперед. Управление работой устройства космонавт осуществлял нажатием курка. Запас сжатого кислорода обеспечивал полный импульс 18 кгсек (суммарное приращение скорости 1,8 м/сек). Вес реактивного устройства вместе с вмонтированной в него фотокамерой составлял 3,4 кг.
76
Устройство было привязано к руке космонавта тонким тросом, и при включении Уайт старался держать его на уровне центра тяжести своего тела (примерно на 10 см ниже пояса). Запасы газа в устройстве кончились через 3 мин и в дальнейшем космонавту пришлось перемещаться, подтягиваясь за фал, что привело к запутыванию фала. Кроме того, космонавта все время относило к задней части спутника, где он мог попасть под струю бортовых двигателей.
Рис. 41. Реактивное устройство для перемещения вне спутника
1 — фотокамера; 2 — сопло, обеспечивающее перемещение вперед; 3 — сопло, обеспечивающее перемещение назад:
4 —баллоны со сжатым кислородом; 5 — трос; 6 — рукоятка
Находясь вне спутника, Уайт производил съемку с помощью фотокамеры, вмонтированной в реактивное устройство. Наводить эту камеру на выбранный объект съемки космонавт мог только приблизительно, поскольку нельзя было поднести камеру к глазам.
По словам Уайта, во время пребывания вне спутника он не терял ориентации, но его маневрирование затрудняло оставшемуся в спутнике космонавту управление положением спутника. После возвращения Уайта в спутник космонавты в течение 25 мин не могли закрыть люк, так как в условиях вакуума, по-видимому, произошла сварка некоторых деталей механизма закрывания люка. Поэтому космонавты были вынуждены отказаться от повторного открывания люка, предусматривавшегося программой полета.
Очень много времени космонавты также потратили на извлечение оборудования, необходимого для выхода в открытый космос, а затем на уборку и размещение его по местам.
При подготовке и осуществлении последующих выходов в открытый космос были учтены рекомендации Уайта. Часть свободной внутренней поверхности стенки кабины была покрыта липкой лентой, к которой космонавты приклеивали мелкие предметы, чтобы они не плавали в спутнике. Кроме того, в кабине было оборудовано несколько специальных карманов для таких предметов.
77
Рис. 42. Установка AMU
/ — антенна; 2 — осветительная лампа: приборная панель; 4 — нагрудный ранец; 5 — ручка управления перемещением в пространстве; в — ручка управления ориентацией: 7—'«подлокотник»; 8 — управляющие реактивные сопла; 9 — нижняя часть заплечного ранца, где размещен бак с перекисью водорода; 10 — верхняя часть заплечного ранца, где размещен баллон с кислородом; // — батареи
Маневрирование с помощью подтя-
Следующий выход в космос совершил космонавт Сернан (спутник «Джемини IX»), Основной его задачей было маневрирование с использованием ранцевой установки AMU (рис. 42). Вес установки 75,3 кг. В ней используются 12 реактивных управляющих сопел, работающих на продуктах разложения перекиси водорода. Бак с перекисью водорода, а также баллон с кислородом для дыхания (запас кислорода рассчитан на 1 час) снабжены датчиками расхода, связанными со световыми и звуковыми сигнальными устройствами, которые предупреждают космонавта, если запас перекиси или кислорода уменьшится до критической величины.
Установка AMU снабжена также радиооборудованием для двусторонней связи с космонавтом, оставшимся в спутнике, и с Землей. Реактивная система может работать автоматически, обеспечивая заданное положение тела космонавта в пространстве, либо управляться вручную [153-159].
Установка AMU размещалась во вспомогательном отсеке спутника. Выйдя из кабины, космонавт начал передвигаться по корпусу спутника к вспомогательному отсеку. Передвигаясь по корпусу спутника, космонавт использовал накладки из клейкого материала «Велкро». Это не всегда удавалось, поскольку некоторые накладки, особенно на передней части корпуса, отставали от стенки,
гивания на 7,6-метровом фале также оказалось затруднительным, так как фал «заплывал» и обвивался вокруг космонавта.
Перед входом спутника в тень Земли Сернан произвел проверку установки AMU. Проверка предусматривала 35 отдельных операций. За время пребывания спутника в тени Земли Сернан должен был одеть установку AMU и после выхода спутника из тени начать маневры. Однако с заходом спутника в тень Земли основной козырек шлема Сернана запотел. Кроме того, ухудшилась связь с космонавтом, оставшимся в кабине. Поэтому эксперимент с установкой AMU был отменен, тем более, что один из рычагов установки заклинило. Стекло шлема несколько очистилось только тогда, когда спутник вышел из тени. Запотевание стекла шлема объясняется резким перепадом температуры при входе спутника в тень Земли и замерзанием на стекле выделяемой организмом космонавта влаги.
Система отвода влаги оказалась недостаточно эффективной, поскольку космонавт затрачивал на проведение операций значительно большие усилия, чем предполагалось. По оценке Сернана, проведение запланированных операций в открытом космосе требовало в 4—5 раз больших усилий, чем при тренировках в барокамерах на Земле. Тепловыделение организма Сернана (250—500 ккал! час) значительно превышало расчетную величину.
78
Опыт Сернана был учтен, и при полете спутника «Джемини X» для предотвращения запотевания стекла шлема на него изнутри наносился состав 350-AF, который используется в оптических устройствах для предотвращения конденсации влаги на деталях.
При выходе космонавта Коллинза из спутника «Джемини X» запотевания стекла не наблюдалось. Однако при следующем полете («Джемини XI») космонавт Гордон „вынужден был преждевременно прекратить работу в открытом космосе, поскольку пот залил ему глаза и он очень устал.
После полетов спутников «Джемини IX, X, XI» стало ясно, что усилия, затрачиваемые при выполнении различных операций в открытом космосе, значительно превосходят усилия, на которые были рассчитаны эти операции. Это объяснялось тем, что за основу при разработке программы операций были взяты усилия, которые затрачивал космонавт Уайт, фактически не производивший никаких трудоемких операций. Кроме того, стало ясно, что космонавт тратит много энергии только на то, чтобы удержаться в определенном положении при осуществлении необходимых операций в открытом космосе. Поэтому для последнего спутника («Джемини XII») основной задачей было объективное определение нагрузок на организм космонавта при операциях в открытом космосе, оценка эффективности системы жизнеобеспечения в открытом космосе, выявление допустимой сложности и быстроты осуществления операций, определение необходимых интервалов для отдыха, а также сравнение эффективности различных привязей и опор, облегчающих перемещение космонавта по корпусу спутника и закрепление его в определенном положении, удобном для проведения операции. Для этого Олдрин, второй пилот спутника «Джемини XII», находясь в открытом космосе, должен был провести следующие операции:
1.	Отрывать от корпуса спутника ленты различной длины из липкого материала «Велкро» и снова приклеивать их к корпусу.
2.	Накидывать петли, находящиеся на концах тросиков, на крюки различного размера.
3.	Несколько раз расстыковывать и состыковывать электрические разъемы.
4.	Расстыковать и состыковать разъемы трубопроводов.
5.	Разрезать многожильные кабели стандартными ножницами.
6.	Отвернуть и завернуть гаечным ключом два болта.
Кроме этого, Олдрин должен был соединить тросом ракету «Аджена D» и спутник «Джемини XII». Для проведения всех этих операций на спутнике были оборудованы две «рабочие площадки», где размещалось необходимое оборудование. Одна площадка (размер 0,6 X 0,6 м) находилась на вспомогательном отсеке, вторая площадка, имевшая меньшую площадь, размещалась в передней части спутника у места сты--ка его с ракетой. У каждой площадки были смонтированы «колодки» для крепления ног космонавта. Для фиксирования положения корпуса космонавт использовал два нейлоновых шнура регулируемой длины (384-75 см), которые одним концом крепились к скафандру у пояса, а другим концом, снабженным крючком,—к петлям, расположенным вдоль корпуса спутника.
Для передвижения по корпусу космонавт использовал также специальные «лопаточки», которые приклеивались поочередно к накладкам из материала «Велкро» на корпусе спутника. Плоскости лопаточек (7,6 X 17,8 см) были также снабжены накладками из этого материала.
79,
а на черенке их имелись петли, к которым космонавт мог цеплять шнуры. Помимо обычных поручней, использовавшихся и на предыдущих спутниках «Джемини», на спутнике «Джемини XII» в специальном пазу размещался раздвижной телескопический поручень, который перед выходом Олдрина в открытый космос был раздвинут на длину~2,4 м.
Олдрин пробыл в открытом космосе более 2 час и успешно осуществил все запланированные операции. При этом пульс его составлял 88—120, что соответствовало пульсу при проведении аналогичных операций под водой. За весь период выхода Олдрина в открытый космос его пульс не поднимался выше 130 и космонавт не испытывал особой усталости (рис. 43). Это объясняют в первую очередь правильным чередованием работы и отдыха. В течение пребывания в открытом космосе Олдрин отдыхал 12 раз (по 2 мин).
^/27
1
80
>1
F GH
АВ С О Е
^40
Ш7. 42.40 43.00 43.20 43.40 44.00 44.20 44.40 45.00 Время с момента стпарта^ас.мин
Рис. 43. Часота пульса и дыхания Олдрина во время эксперимента по выходу в открытый космос ---------------частота пульса ---------------— частота дыхания
А — понижение давления в кабине; В — открывание люка; С — крепление тросом к корпусу спутника; О — опробование фиксаторов («колодок») для ног; Е — начало операций у вспомогательного отсека; F —возвращение в кабину; G — закрывание люка; Н — восстановление номинального давления в кабине
На основании результатов этого полета был сделан вывод, что космонавты могут проводить в открытом космосе различные несложные операции с соответствующей предварительной тренировкой на Земле. Находясь в открытом космосе, космонавт должен каким-либо способом фиксировать свое положение, а инструменты, которыми он пользуется, должны быть специально приспособлены. Обязательным условием успешного проведения работ в открытом космосе является периодический отдых космонавта.
При разгерметизации кабины спутника, в скафандрах космонавтов автоматически устанавливалось давление 0,26 ата. Однако действия космонавтов, находящихся в скафандрах с таким наддувом, затруднены. Отмечается, что космонавты теряли предметы. Сернан выронил кассету с пленкой, на которую был снят его выход. Коллинз выпустил фотокамеру для съемок вне спутника. При закрывании люка на спутнике «Джемини X» из кабины «выплыли» бортжурнал с полетным заданием и некоторые другие предметы. Все это поставило вопрос о необходимости более эффективного крепления предметов, используемых в открытом космосе, а также предметов в кабине, которые могут «выплывать» через открытый люк.
Выходы космонавтов спутников «Джемини» в открытый космос перечислены в табл. 11, где указаны также эксперименты, проводившиеся 80
Таблица 11
Выход космонавтов спутников ,Джемини” в открытый космос и эксперименты при открытом люке
Спутник	Космонавт, совершивший выход в космос	Продолжительность эксперимента с момента открытия до закрытия люка		Основные операции, проведенные во время эксперимента	Примечания
		Запланированная, мин	Фактическая, мин		
«Джемини IVй	Уайт	12	20	Установка на корпусе спутника кинокамеры; перемещение в пространстве с помощью ручного реактивного устройства; фотографирование	Длина фала 7,6 м
«Джемини IX*	Сернан	145	125	Установка на корпусе спутника кинокамеры; снятие держателя с ловушками метеорных частиц; установка зеркал на корпусе спутника; перемещение вдоль корпуса; маневрирование с фалом; проверка установки AMU; подключение к скафандру систем жизнеобеспечения и связи установки AMU	Вследствие запотевания стекла шлема, ухудшения радиосвязи с кораблем и неисправности установки AMU эксперимент по маневрированию с установкой был отменен, и космонавт преждевременно вернулся в корабль. Длина фала 7,6 м
«Джемини Xй	Коллинз	55*	35	Фотографирование	Эксперименх прерван из-за утечки паров гидроокиси лития (пары начали разъедать глаза)
		55	38	Маневрирование с помощью ручного реактивного устройства; снятие держателя с ловушками метеорных частиц со спутника и с ракеты «Аджена VIII*, фотографирование	Продолжительность выхода в космос сокращена из-за перерасхода топлива в системе стабилизации спутника «Джемини Xе. Длина фала 15 м
to	i	Продолжениетабл. 11
Спутник	Космонавт, совершивший выход в космос	Продолжительность экспери-: мента с момента открытия до закрытия люка		Основные операции, проведенные во время эксперимента .	Примечания
		Запланит рован-ная, мин	Фактическая, мин		
„Джемини Х1“	Гордон	115	40	Соединение спутника и ракеты „Аджена D“ тросом длиной 30 м', снятие с корпуса спутника стопки ядерной эмульсии	Эксперимент по выходу в космос прерван ввиду сильного потения космонавта. Длина фала 9. м
		140*	128	Фотографирование	-
„Джемини XII“	Олдрин	140*	149	Установка телескопического поручня, установка на корпусе кинокамеры,  фотографирование	
		123	129,5	Соединение спутника и ракеты тросом, установка держателя с ловушками, перезарядка кинокамеры, операции на „рабочих площадках"	
		72*	59 *	Фотографирование	
*) Эксперименты при открытом люке.
при открытом люке (космонавт при этом встает на сиденье кресла и по плечи высовывается в люк).
3.	Встреча и стыковка на орбите, групповой полет
В качестве мишени для спутников «Джемини» при экспериментах по встрече и стыковке на орбите и групповому полету последовательно использовались вышедшая на орбиту вторая ступень ракеты-носителя «Титан II», специальный аппарат REP, ранее запущенный спутник «Джемини» и ракета «Аджена D». При одном полете («Джемини IX») вместо взорвавшейся ракеты «Аджена D» использовался аппарат ATDA.
Эксперименты с использованием второй ступени ракеты-носителя «Титан II»
Эти эксперименты проводились при запусках спутников «Джемини IV», «Джемини V» и «Джемини VII». При запуске спутника «Джемини IV» ставилась задача сближения с ракетой с расстояния 600 м [160]. Эксперимент не удался. Оказалось, что космонавт, управляющий спутником, не может при визуальном наблюдении правильно оценивать расстояние, иногда он ошибался в 5 раз. При запуске спутника «Джемини V» и «Джемини VII» ставилась задача группового полета спутника со ступенью сразу после отделения спутника. Эксперименты прошли успешно.
Эксперимент с использованием аппарата REP
Этот эксперимент должен был проводиться на спутнике «Джемини V» с использованием бортового радиолокатора спутника (после эксперимента по групповому полету со второй ступенью). Аппарат REP (рис. 44) имел вес 34,5 кг, его размеры 35,6 X 58,3 X 91,4 см.
В аппарате размещались импульсные источники света, радиолокационный приемоответ-чик, три антенны (дипольная антенна, вынесенная на стержне и две спиральные антенны) и батарея для электропитания оборудования аппарата. Оборудование аппарата было рассчитано на работу в течение шести часов. Аппарат был установлен на корпусе вспомогательного отсека спутника «Джемини» и после выхода спутника на орбиту отделился от него. Операции по осуществлению встречи должны были начаться, когда аппарат удалился бы от спутника не менее чем на 10 км. После начала
Рис. 44. Аппарат REP
этих операций на первых двух
витках с помощью бортового радиолокатора и счетно-решающего устройства спутника необходимо было определить направление и расстояние до аппарата REP, а также рассчитать импульсы бортовых двигателей, потребные для обеспечения встречи с ним. На третьем витке предполагалось сделать попытку с помощью бортовых двигателей обеспечить «встречу» с аппаратом, т. е. подойти к нему на расстояние менее 30 м. В качестве ориентира при сближении космонавты должны были использовать импульсные источники света в аппарате [23, 166]. Однако непосред
83
ственно после отделения аппарата отказали топливные элементы на спутнике, и эксперимент проведен не был- Позже, когда топливные элементы стали снова вырабатывать достаточно энергии, был проведен эксперимент по встрече с «воображаемой» мишенью, поскольку аппарат REP уже нельзя было использовать (разрядилась батарея, питающая приемоответчик на аппарате).
Эксперимент по встрече с ранее запущенным спутником «Джемини»
Этот эксперимент проводился с использованием спутника «Джемини VI» в качестве активного аппарата и ранее выведенного на орбиту спутника «Джемини VII» в качестве мишени (первоначально в качестве мишени для спутника «Джемини VI» предполагали использовать ракету «Аджена D», но она на орбиту не вышла). Азимут запуска спутника «Джемини VI», рассчитанный по данным самых последних измерений орбиты спутника «Джемини VII» (круговая орбита высотой ~300 юи), был введен в систему наведения ракеты-носителя, спутника «Джемини VI» лишь за 3 мин до запуска. На участке работы двигателя второй ступени ракеты-носителя был произведен маневр, сместивший азимут с 81,4 до 85,2°, что привело к изменению наклонения орбиты спутника на . 0,2° и практически совместило плоскости орбит двух спутников.
После выхода спутника «Джемини VI» на эллиптическую орбиту были проведены следующие основные маневры:
—	увеличение высоты апогея за счет приращения скорости в перигее;
—	увеличение высоты перигея за счет приращения скорости в апогее;
—	коррекция наклонения орбиты для окончательного совмещения плоскостей орбит;
—	дополнительные приращения скорости с целью сближения со спутником-мишенью.	}
В результате девяти маневров спутник «Джемини VI» перешел с начальной орбиты (перигей 161,ot апогей 260 км) на орбиту, по которой обращался спутник «Джемини VII», и подошел к нему (на 4-ом витке) на расстояние до 36 м. На этом эксперимент по встрече был завершен. Групповой полет двух спутников продолжался 5,5 час, при этом расстояние между ними составляло от 1 до 30 м.
На основании данных этого эксперимента был сделан вывод, что при наличии бортового радиолокатора космонавты спутников «Джемини» могут обеспечить встречу на орбите и последующую стыковку, а бортовые системы, обеспечивающие встречу, в целом надежны и эффективны.
Эксперименты с использованием ракеты «Аджена D»
Такие эксперименты проводились на спутниках «Джемини VIII», «Джемини X», «Джемини XI» и «Джемини XII». Ракеты «Аджена D» запускались с комплекса № 14 на мысе Кеннеди в составе ракет-носителей «Атлас-Аджена D» (рис. 45). Первая ступень представляла собой несколько модифицированную межконтинентальную баллистическую ракету-носитель «Атлас». Ниже приведены основные характеристики ракеты «Атлас». Высота, м Диаметр, м Вес, т Тяга, т Горючее Окислитель Система подачи меру сгорания
23,5
3,05 (по юбке 4,9)
118
Два стартовых ЖРД тягой по 77 т и основной ЖРД тягой 27 т
RP-I (углеводородное, типа керосина)
Жидкий кислород
топлива в ка- Турбонасосная. ТНА работает от газогенератора
84
Модификация ракеты «Атлас» при использовании для вывода на орбиту мишени «Аджена D» заключалась в следующем:
1.	Установлен специальный автопилот.
2.	Установлена система регулирования расхода топлива, обеспечивающая одновременную выработку окислителя и горючего.
3.	Увеличена толщина стенок корпуса, чтобы выдерживать ракету «Аджена D».
4.	Модифицирована пневматическая система.
5.	Тормозные ракеты переставлены из отсека оборудования на переходник.
6.	Установлено дополнительное телеметрическое оборудование [9]. Основные характеристики модифицированной ракеты «Аджена D» (рис. 46), предназначенной для использования в качестве мишени, указаны ниже.
Длина, м Диаметр, м Вес, т Тяга, кг	11,1 (без обтекателя и переходника 7,9 м) 1,52 3,8 (на орбите после частичной выработки топлива) Основной двигатель — 6800 Вспомогательные двигатели 1-го типа — 2x90 Вспомогательные двигатели 2-го типа —? 2X7,2
Горючее Окислитель	Несимметричный диметилгидразин Ингибированная красная дымящаяся азотная кислота в основном двигателе и окись азота во вспомогательных двигателях.
Основной и вспомогательные двигатели ракеты «Аджена D» допускают многократные включения. Основной двигатель выводил ракету на орбиту и затем использовался для существенных изменений параметров орбиты. Назначение вспомогательных двигателей (двигатели неохлажда-емые, с вытеснительной подачей топлива) — сообщить ускорение находящейся в состоянии невесомости ракете, чтобы обеспечить забор компонентов топлива из баков в ТНА основного двигателя. Вспомогательные двигатели использовались также для коррекции орбиты и орбитальной скорости ракеты, чтобы облегчить ее встречу со спутником «Джемини». Отсечка этих двигателей производилась по сигналу датчика скорости ракеты. Управление по тангажу, крену и рысканию осуществлялось с помощью шести реактивных сопел, работающих на сжатом азоте.
Ниже приводится перечень основных модификаций, проведенных на ракетах «Аджена D», предназначавшихся для использования в качестве мишеней спутников «Джемини»:
1.	Установлен стыковочный насадок для обеспечения стыковки со спутником «Джемини».
2.	Установлен приемоответчик.
3.	Установлены приборы, индикаторы, а также источники света для визуального обнаружения ракеты «Аджена».
4.	Увеличено число вспомогательных двигателей.
5.	Внесены изменения в схему управления, чтобы ракетой можно было управлять как с Земли, так и с корабля «Джемини».
6.	Внесены изменения в устройство включения двигателя, чтобы обеспечить возможность многократного включения.
7.	Установлен обтекатель, закрывающий стыковочный насадок (рис. 47). После выхода ракеты из плотных слоев атмосферы обтекатель сбрасывался. Он имел длину ~3 м, диаметр большего основания 1,5 м. Изготовлен из стеклопластика.
85
Рис. 45. Запуск ракеты-носителя «Атлас-Ад-жена D»
86
I
Рис. 46. Ракета «Аджена D>, модифицированная для использования в экспериментах по встрече на орбите
1— насадок; 2 — отсек с оборудованием (командная система, программное устройство, передатчик, записывающее устройство); 3— баковый отсек; 4 — баллоны со сжатым азотом для реактивных сопел системы ориентации и стабилизации; 5 — основной двигатель, допускающий многократное включение; 6 — вспомогательная двигательная установка;
7 — датчик горизонта; 8 — оборудование системы наведения и источни ки электропитания; 9 — сбрасываемый носовой обтекатель
Рис. 47. Обтекатель для ракеты «Аджена D» во время наземных испытании
87
8. Установлены гибкие медные пальцы для рассеивания заряда статического электричества, которое могло накопиться как на ракете, так и на стыкуемом с ней спутнике. На стыковочном насадке устанавливался также прибор для измерения зарядов обоих аппаратов [9, 161—165],
9. Установлено радиооборудование, обеспечивающее связь с наземными станциями и спутником «Джемини»:
— телеметрическая система с Передачей информации в реальном масштабе времени;
— телеметрическая система с записью для последующей передачи;
— приемоответчик, работающий в диапазоне L;
— приемоответчик, работающий в диапазоне S;
— приемоответчик, работающий в диапазоне С;
— командный приемник системы самоликвидации;
— командный приемник системы управления.
Ниже приводится расчетная программа выведения ракеты «Аджена D» на круговую орбиту:
Т	— включение двигателей ракеты «Атлас»;
Г+138 сек — выключение стартовых двигателей ракеты «Атлас»;
Г+141 сек — отделение стартовых двигателей;
Г + 282 сек — выключение основного двигателя ракеты «Атлас»;
Г+299 сек — выключение верньерных двигателей ракеты «Атлас»;
Т+305 сек — отделение ракеты «Атлас»;
Г+355 сек — включение вспомогательных двигателей ракеты «Аджена D»;
7’4-371 сек — включение основного двигателя ракеты «Аджена D»;
Г+451 сек — выключение основного двигателя ракеты «Аджена D».
Ракета выходит на орбиту. Расчетная орбита ракеты круговая высотой 300 км с наклонением к плоскости экватора 28,87°.
Первый эксперимент по встрече и стыковке с использованием в качестве мишени ракеты «Аджена» был произведен при полете спутника «Джемини VIII». Схема полета этого спутника для обеспечения встречи с ракетой была аналогична описанной выше схеме полета спутника «Джемини VI» для обеспечения встречи со спутником «Джемини VII». Всего спутником «Джемини VIII» было проведено 9 маневров. При первых пяти маневрах использовались только расчеты, проведенные на Земле, а при последующих четырех, помимо этих расчетов, использовались данные бортового счетно-решающего устройства, связанного с радиолокатором, и расчеты второго пилота, сделанные по навигационным таблицам. Причем, при расхождении за основу брались данные счетно-решающего устройства.
При сближении спутника и ракеты на расстояние 45 м был осуществлен групповой полет, а затем стыковка. При стыковке спутник подошел к ракете со стороны стыковочного насадка и был установлен в такое положение, чтобы направляющий штырь на его передней части вошел в V-образный вырез насадка (рис. 48). Затем спутнику придали поступательное движение и он вошел передней частью в насадок. При этом сработали три пружинные защелки, обеспечивающие жесткое соединение спутника и ракеты. Одновременно автоматически соединились электрические цепи спутника и ракеты, так что космонавты смогли подавать на ракету различные команды. Космонавты отмечали, что ракета была хорошо стабилизирована и стыковка прошла очень легко. Разрядов статического электричества не наблюдалось. По показаниям индика
88
торов, установленных на специальной панели на насадке ракеты «Аджена D», космонавты определили, что бортовые системы ракеты находятся в нормальном состоянии [167]. Однако через 20 мин после стыковки началось вращение с большой скоростью системы «спутник—ракета» по рысканию и по крену, так как один из двигателей системы OAMS вследствие неисправности в электросистеме самопроизвольно включился.
Рис. 48. Схема стыковки спутника «Джемини» с ракетой «Аджена D» (в верхней части рисунка показана панель с индикаторами на насадке ракеты «Аджена D»)
1 — панель с индикаторами на насадке 2; 2 — насадок ракеты «Аджена D»; 3 — спутник «Джемини»; 4—направляющий штырь на передней части спутника «Джемини»
Расшифровка обозначений на индикаторах: DOCK (docking — стыковка) — индикатор (зеленая лампочка) исправности защелок; PWR (power — мощность) — индикатор (зеленая лампочка) включения бортовых источников питания на ракете; RIGID (жесткий) — индикатор (зеленая лампочка) срабатывания защелок; MAIN (основной)—два индикатора (красная и зеленая лампочки) с таким обозначением на центральном щите панели указывают соответственно на неисправность основного двигателя и на наличие нормального давления в топливных баках основного двигателя; ARMED (взведен) — индикатор (янтарная лампочка) подвода электропитания к системе включения основного или вспомогательного двигателей; SECHI (secondary high — вспомогательные двигатели большой тяги) —индикатор (зеленая лампочка) нормального давления в топливных баках вспомогательных двигателей тягой по 90 кг\ SECLO (secondary low — вспомогательные двигатели малой тяги) — индикатор (зеленая лампочка) нормального давления в топливных баках вспомогательных двигателей тягой по 7,2 кг\ ATT (attitude — ориентация) — индикатор (зеленая лампочка) включения системы ори ентации
После того, как космонавтам удалось снизить скорость вращения настолько, чтобы исключить возможность последующего удара спутника о ракету, он был выведен из зацепления с ракетой. Скорость вращения
89
отделившегося спутника достигла 1 об/сек, поэтому космонавтам пришлось стабилизировать спутник с помощью двигателей системы RCS. К тому времени запас топлива в системе OAMS (314 кг) был полностью израсходован.
Отмечается, что при вращении спутника со скоростью 1 об!сек космонавты не испытывали затруднений в наблюдении индикаторов, но с трудом отыскивали необходимые переключатели.
Ввиду угрозы перерасхода топлива в системе RCS «Джемини VIII» совершил вынужденную посадку [167—171].
Следующий эксперимент по встрече и стыковке с ракетой «Аджена D» был проведен при запуске спутника «Джемини X». В ходе маневров по сближению радиолокатор спутника обнаружил ракету «Аджена D» на расстоянии 440 км, и сближение было завершено, как и планировалось, на четвертом витке. Во время проведения эксперимента по встрече космонавты отмечали несовпадение данных от наземных и бортовых цифровых счетно-решающих устройств. Величина требуемого приращения скорости, рассчитанная бортовым счетно-решающим устройством по данным бортового радиолокатора, на 2,1 м!сек превышала величину, рассчитанную наземными станциями. Коллинз произвел контрольный расчет с использованием секстанта и навигационных таблиц. Его результат совпал с результатом, выданным счетно-решающим устройством, и был сочтен правильным. Спутнику было придано соответствующее приращение скорости. Однако примерно через 10 мин стало ясно, что это приращение было слишком большим, и космонавтам пришлось израсходовать очень много топлива, чтобы его компенсировать. В период проведения этих маневров спутник находился вне зоны видимости станций слежения. Стыковку космонавты осуществили без осложнений. Однако в конечном итоге расход топлива на эти эксперименты более чем в два раза превышал запланированный.
Поэтому в дальнейшем для ориентации и стабилизации системы «спутник—ракета» использовались двигатели ракеты «Аджена D».
После стыковки был проведен эксперимент по измерению изгибных нагрузок на стыковочный узел системы «спутник—ракета». При этом в течение 3 сек система поворачивалась по тангажу в одном направлении, а затем в течение 3 сек в противоположном. На две минуты системе дали успокоиться, а затем были проведены аналогичные эксперименты с поворотом по рысканию. Никаких смещений в стыковочном узле не произошло.
С помощью основного двигателя ракеты «Аджена D» спутник был переведен на орбиту с высотой апогея 766 км. При полете на этой «высокой» орбите космонавты производили фотографирование и другие запланированные эксперименты. Затем система «спутник—ракета» была переведена на круговую орбиту высотой ~ 400 км. Полет спутника с пристыкованной к нему ракетой продолжался 39 час. Разделение произошло нормально. После разделения, используя двигатели спутника «Джемини X», космонавты осуществили также встречу с другой ракетой «Аджена D», получившей название «Аджена VIII». Эта ракета обращалась по орбите со времени полета спутника «Джемини VIII». В то время, как командир корабля удерживал спутник на определенном расстоянии от ракеты, Коллинз, находящийся в открытом космосе, с помощью ручного реактивного устройства приблизился к ракете «Аджена VIII» и снял с нее держатель с ловушками метеорных частиц и биологическими образцами. Этот эксперимент имеет практическое значение
90
для последующих полетов,, когда может возникнуть необходимость спасения экипажей космических кораблей, терпящих в космосе бедствие. В этом случае появится необходимость перехода космонавтов из одного корабля в другой [172—174].
При полете спутника «Джемини XI» космонавты осуществили встречу с ракетой «Аджена D» на первом витке. Во время осуществления маневров по встрече спутник находился вне видимости наземных станций слежения и использовал только информацию бортового радиолокатора и бортового счетно-решающего устройства. Совершая групповой полет с ракетой, космонавты несколько раз с нею стыковались, причем, управление кораблем во время проведения стыковок попеременно осуществляли командир корабля и второй пилот. При осуществлении маневров по встрече космонавтам спутника «Джемини IX» впервые удалось затратить меньше топлива, чем предусматривалось.
Практическое подтверждение возможности встречи и стыковки двух космических аппаратов на первом витке без участия наземных станций слежения имеет большое значение для программы «Аполлон». Схема полета корабля «Аполлон» предусматривает встречу на первом витке взлетной ступени лунной кабины с основным блоком корабля «Аполлон», обращающимся по селеноцентрической орбите.
При полете спутника «Джемини XI» был также проведен эксперимент по переводу системы «спутник—ракета» с помощью основного двигателя ракеты «Аджена D» на более высокую орбиту. Для этого вначале на 58 сек были включены два вспомогательных двигателя ракеты для подачи топлива в ТНА основного двигателя. Затем на 25 сек был включен основной двигатель этой ракеты. В момент начала работы двигателей вес спутника составлял ,3478 кг, вес ракеты 3155 кг. По окончании работы основного двигателя вес ракеты за счет выработки топлива снизился до 2504 кг.
Двигатель ракеты «Аджена D» сообщил системе «спутник—ракета» приращение скорости 274 м/сек и вывел ее на орбиту с высотой перигея 289 км и высотой апогея 1370 км. Ускорение на борту спутника за 5 мсек после включения двигателя достигло 1,1 g. Скорость движения системы «спутник—ракета» в апогее эллиптической орбиты составляла 6903 м/сек-, в перигее 7788 м/сек.
Полет по «высокой» орбите продолжался —3 час 22 мин, после чего снова на 24 сек был включен двигатель ракеты «Аджена D», и система перешла на орбиту с высотой апогея 304 км и высотой перигея 288 км. радиации, полученная космонавтами во время обращения по орбите с высоким апогеем, была незначительной [175—179].
Последний эксперимент по встрече с ракетой «Аджена D» был проведен при полете спутника «Джемини XII». Ракета и спутник были выведены на расчетные орбиты. Бортовой радиолокатор спутника засек ракету, когда расстояние между ними сократилось до 380 км. После того, как спутник «Джемини XII» сблизился с ракетой до расстояния ~ 111 км, вышел из строя радиолокационный приемоответчик на ракете и дальнейшее сближение космонавты проводили без помощи бортового радиолокатора спутника. Используя секстант и бортовое счетно-решающее устройство, космонавты определили потребную величину приращения скорости при первом маневре на конечном участке наведения. Эта величина (A V=6,7 м/сек} отличалась от величины, вычисленной наземными станциями, только на 0,22 м/сек. Расход топлива для обеспечения встречи и стыковки был близок к расчетному, несмотря на то, что сближение осуществлялось без использования радиолокатора. Стыковка была проведена дважды, космонавты управляли спутником поочередно.
91
Поскольку на участке выведения ракеты «Аджена XII» наблюдалось падение давления в камере сгорания основного двигателя, от эксперимента по переводу системы «спутник—ракета» на орбиту с высотой апогея 740 км отказались. Система «спутник—ракета» совершила ряд маневров с использованием вспомогательных двигателей ракеты. Цель этих маневров—вывод спутника в зону полного солнечного затмения с целью его фотографирования.
Космонавты отмечали, что необходимая ориентация и стабилизация системы «спутник—ракета» осуществлялась с трудом. Это объясняется большой массой ракеты, у которой топливо не было израсходовано для планировавшегося перевода системы «спутник—ракета» на орбиту с высотой апогея 740 км.
Эксперимент с использованием аппарата ATDA
Аппарат ATDA был изготовлен фирмой AlcDonnell Aircraft в качестве запасного на тот случай, если какую-либо из ракет «Аджена D» не удалось бы вывести на орбиту. Этот аппарат (рис. 49) был собран из
Рис. 49. Макет аппарата ATDA (справа макет спутника «Джемини»)
/ — отсек батарей; 2 — отсек двигателей системы ориентации; 3 —Лаковый отсек; 4 — отсек электронного оборудования системы ориентации и преобразователей мощности постоянного тока; 5 — отсек оборудования; 6 — насадок для обеспечения стыковки со спутником «Джемини» (на насадке установлен радиолокационный приемоответчик)
ранее разработанных узлов, многие из которых успешно прошли испытания в условиях космического полета:
1.	Носовой обтекатель, разработанный для ракеты «Аджена D».
2.	Переходник, разработанный для стыковки ракет «Аджена D» и «Атлас».
3.	Насадок, разработанный для обеспечения стыковки спутника «Джемини» и ракеты «Аджена D».
4.	Двигатели, разработанные для системы ориентации спутника «Джемини» при входе в атмосферу.
5.	Электронное оборудование, разработанное для системы ориентации спутника «Джемини».
6.	Батарейная система электропитания, разработанная для спутника «Джемини».
Специально для аппарата ATDA был разработан только корпус, служащий для размещения перечисленных узлов. Вес аппарата 1090 кг, в том числе вес носового обтекателя 320 кг. На аппарате был установлен специальный держатель, который космонавт спутника «Джемини IX» должен был снять и перенести в кабину спутника для возвращения на Землю.
92
Двигатель, обеспечивающий маневры системы «мишень—спутник», на аппарате ATDA не устанавливался [180—182].
Аппарат ATDA был использован для эксперимента по встрече со спутником «Джемини IX», поскольку ракету «Аджена IX» вывести на орбиту не удалось. Встречу спутника. «Джемини IX» с аппаратом ATDA удалось осуществить несколько раз, но стыковка не была проведена, так как не отделился обтекатель, прикрывающий стыковочный насадок аппарата ATDA на восходящем участке траектории.
Послеполетный анализ показал, что обтекатель не отделился вследствие ошибки, допущенной операторами при сборке механизма отделения. Секции обтекателя раскрылись (рис. 50), однако не были отброшены пружинным устройством (рис. 51) и, по наблюдению космонавтов, повисли на электрических проводах. После безуспешных попыток сбросить обтекатель путем многократного срабатывания защелок, а также путем раскрутки аппарата ATDA с помощью бортовых двигателей системы ориентации, от эксперимента по стыковке в этом полете отказались.
Спутник «Джемини IX» отошел от аппарата до расстояния 20 км, после чего, используя только ручной секстант (радиолокатор был выключен), космонавты провели второе сближение с аппаратом. Эксперимент прошел успешно. В третий раз имитировали некоторые условия встречи лунной кабины с основным блоком корабля «Аполлон». Сближение началось, когда спутник находился на несколько сот километров впереди аппарата и на 13 км выше его. Спутник подходил к аппарату сверху и спереди, и' космонавты старались визуально обнаружить аппарат на фоне Земли. Это оказалось трудной задачей, и космонавты смогли осуществить встречу только с использованием радиолокатора. При этом бортовое счетно-решающее устройство спутника работало неудовлетворительно, и космонавтам самим приходилось рассчитывать потребные приращения скорости [183—187].
Эксперимент по групповому полету связанных тросом спутника и ракеты
Во время полетов спутников «Джемини XI» и «Джемини XII» проводились эксперименты по групповому полету спутника и ракеты «Аджена D», связанных тросом. Первоначально программа «Джемини» таких экспериментов не предусматривала. Целью этих экспериментов являлось изучение возможности стабилизации на орбите связанных тросом аппаратов за счет гравитационных сил, а также за счет центробежной силы, возникающей при вращении связанных тросом спутника и ракеты, относительно общего центра масс.
Дакроновый трос в обоих случаях размещался в специальном кармане на стыковочном насадке ракеты «Аджена». Во время выхода в космос второй пилот перемещался к стыку спутника с ракетой и накидывал самозатягивающуюся петлю на свободном конце троса на направляющий штырь спутника. Эксперимент с тросом проводился через некоторое время после завершения эксперимента по выходу. Спутник выходил из зацепления с ракетой и отходил от нее на длину троса. При этом спутник и ракета должны были расположиться по одной прямой, проходящей через центр Земли, причем ракета должна быть обращена к Земле двигателем, а спутник, находящийся выше ракеты,—передней частью. Согласно расчетам, система стабилизируется при этом за счет гравитационных сил (гантельный эффект).
93
Рис. 50. Аппарат ATDA на орбите (снимки из кабины спутника «Джемини IX»)
/ — отсек батарей; 2 — отсек двигателей системы ориентации; 3 — отсек электронного оборудования; 4 — держатель с ловушками; 5— дипольная антенна радиолокационного приемоответчика, работающего в диапазоне L; 6 — обтекатели взрывных болтов; 7 — секция носового обтекателя; — стыковочный насадок; 9 — крепления на обруче 10; 10 — обруч, стягивающий секции обтекателя; И — пружинные устройства для отбрасывания секций обтекателя
Рис. 51. Схема отделения обтекателя аппарата ATDA
/ — пружинное устройство для отбрасывания секций обтекателя; 2 — обруч, стягивающий секции обтекателя; 3 — взрывные болты
94
При полете спутника «Джемини XI» эксперимент с гравитационной стабилизацией не удался, поскольку трос вытянулся из кармана только на половину длины, потом трос заклинило и возник вращающий момент, воспрепятствовавший стабилизации (рис. 52).
а	б
Рис. 52. Групповой полет с использованием троса а — до. закрутки; б — после закрутки
1 — спутник; 2 — трос; 3 — центр масс; 4 — ракета «Аджена Г>
Затем с помощью кратковременного включения двигателей спутни-' ка системе «спутник—ракета» было придано вращательное движение вокруг общего центра масс. Центр масс находился на тросе на расстоянии ~ 10,7 м ст спутника. Система совершала один оборот за 9 мин. а плоскость вращения находилась под углом 30° к плоскости орбиты. Возникшая при вращении центробежная сила обеспечила- полный выход троса из кармана и его натяжение. В результате произошла стабилизация системы, хотя при этом ракета продолжала медленно вращаться вокруг своей продольной оси, что объясняют колебаниями топлива в баках.
Через некоторое время с Земли поступила команда включить двигатели спутника примерно на 3 сек, чтобы сообщить приращение скорости 0,6 м',сек для увеличения скорости вращения и некоторого увеличения искусственной силы тяжести. Вначале этот маневр дестабилизировал систему, вращение почти прекратилось, трос ослаб, затем система успокоилась, трос натянулся. Скорость вращения составляла 55 град{мин, появилась искусственная сила тяжести: выпущенные космонавтами из рук предметы стремились переместиться к задней части спутника. Согласно оценке, сила тяжести составляла 0,00015 g. В Т + 53 час эксперимент был прекращен. Направляющий штырь с прикрепленным к нему тросом был отстрелен. Трос постепенно обмотался вокруг корпуса ракеты. Проведенный эксперимент, в частности, показал, что закручивание аппаратов, связанных тросом, возможно и при ненатянутом тросе, и что после закручивания система может быть успокоена путем обеспечения определенной ориентации аппаратов. Позднее при проведении второго эксперимента по встрече с ракетой «Аджена D» космонавты спутника «Джемини XI» обнаружили, что прикрепленный к ракете трос под действием гравитационных сил вытянулся в направлении от Земли [178, 179, 188, 189].
95
Во время полета спутника «Джемини XII» космонавтам с трудом удалось обеспечить натяжение троса и предотвратить колебания системы, поскольку управлять спутником при двух неисправных двигателях системы ориентации было сложно.
4. Сход спутников с орбиты и спуск на Землю "		; Г-
Для схода с орбиты на спутниках «Джемини» включалась ТДУ, состоящая, как указывалось выше, из четырех РДТТ тяг.ой по 1,14 т. Перед сходом с орбиты гироплатформа в бортовом инерциальном блоке устанавливалась в такое положение, чтобы она все время была перпендикулярна местной вертикали (с точностью ±5°). В бортовое счетнорешающее устройство с Земли^ вводились уточненные, данные об орбите спутника и точные координаты выбранного места посадки. На основании этих данных определялся момент включения ТДУ с таким расчетом, чтобы обеспечить посадку спутника в заданный район при некотором использовании подъемной силы корпуса спутника; В случае планирующего спуска при угле атаки 32° аэродинамическое качество спутника составляло ~0,3. При этом космонавты испытывали четырех-пятикратную перегрузку, а во время баллистического спуска перегрузка доходила до 8 [190, 191].
Перед включением ТДУ от спутника отделялась секция оборудования, для чего подрывался профилированный заряд между этой секцией и секцией ТДУ. Одновременно с помощью специальных «гильотинок» обрезались все трубопроводы, идущие из секции ТДУ в секцию оборудования; обрезанные трубопроводы перекрывались зажимами. Примерно через 5 мин после отделения секции оборудования космонавты ориентировали спутник таким образом, что угол между его продольной осью и местной вертикалью составлял 24° [192], и включали ТДУ. После прекращения работы тормозных двигателей секция ТДУ отделялась с помощью взрывных болтов.
До высоты 120 км спуск спутника осуществлялся без использования системы ориентации, а затем она начинала работать по командам бортового счетно-решающего устройства или спутник управлялся космонавтами. На высоте ~15 км от спутника отделялся отсек радиолокатора, который спускался на парашюте. Посадка спутников «Джемини» осуществлялась с помощью парашютов на воду. Тормозной парашют развертывался на высоте ~ 15 км, вытяжной парашют — на высоте 3,2 км и, наконец, на высоте ~3 км вводился в действие основной парашют, который обеспечивал приводнение спутника со скоростью ~ 9 м}сек [9, 193].
На спутниках «Джемини III»..., «Джемини VII» программа операций при посадке вводилась в память бортового счетно-решающего устройства до запуска. В память бортового счетно-решающего устройства спутника «Джемини VIII» и последующих спутников программа операций на посадку до запуска не вводилась, чтобы максимально использовать емкость памяти для программы операций по встрече на орбите. Штатная программа операций при посадке была введена до запуска в специальное бортовое запоминающее устройство на магнитной ленте ATM.
Программа, записанная в устройстве ATM, в случае необходимости, могла корректироваться с Земли, а перед сходом спутника с орбиты скорректированная программа вводилась из устройства ATM в память бортового счетно-решающего устройства. Когда выявилась не
96
обходимость аварийной посадки спутника «Джемини VIII», то на ввод данных из устройства ATM в память счетно-решающего устройства потребовалось 4 мин.
При полетах спутников «Джемини III», «Джемини X» на участке спуска спутником управляли космонавты, используя ручное или полуавтоматическое управление.
Спутники «Джемини XI» и «Джемини XII» на участке спуска управлялись автоматической системой. Спутник «Джемини IV» совершил баллистический спуск. В табл. 12 и на рис. 53 показана точность приводнения спутников «Джемини».
Таблица 12
Точность приводнения спутников „Джемини*
Спутник	Отклонение точки приводнения от расчетной, км	Примечание
„Джемини III-	ПО	Неправильно определена подъёмная сила корпуса спутника и, как следствие, неправильно рассчитаны маневры при спуске
.Джемини IVе	90	Вследствие неисправности бортового счетно-решающего устройства спутник осуществил баллистический спуск. Большое отклонение объясняется преждевременным включением ТДУ
„Джемини Vй	175	В бортовое счетно-решающее устройство были выданы ошибочные данные с наземной станции слежения
„Джемини VI"	13	. Спуск осуществлялся с использованием подъёмной силы корпуса
„Джемини VIIй	16	»
„Джемини VIIIй	5	м
„Джемини IXй	2	и
„Джемини X*	5	
„Джемини XIй	7	»
„Джемини XIIй	5	»
Районы посадки спутников «Джемини» подразделялись на два типа:
1. Штатные районы посадки, куда заранее высылались средства для поиска и спасения. Основной штатный район посадки находится в западной части Атлантического океана. Запасные штатные районы посадки находятся в восточной части Атлантического океана, а также в западной и центральной частях Тихого океана.
2. Аварийные районы посадки, куда средства спасения заранее не высылались. Предусматривалось однако, что до прибытия средств спасения в аварийный район не должно проходить более 18 час [9].
Спасение спутников обеспечивалось кораблями и самолетами ВМС США. Все спутники, кроме «Джемини VIII», приводнялись в основном
97
штатном районе. Средства спасения достигали спутника через несколько минут после приводнения. В нескольких случаях вертолеты оказывались так близко от района приводнения, что спуск спутника удавалось снимать с помощью установленных на вертолетах телевизионных камер и через ретрансляционную станцию на флагмане спасательной флотилии и спутник-ретранслятор «Эрли Бёрд I» передавать в коммерческую телевизионную сеть США.
Рис. 53. Точность приводнения спутников «Джемини»
Спутник «Джемини VIII» приводнился в аварийном районе и был поднят на борт авианосца через 3 час после приводнения.
ЭКСПЕРИМЕНТЫ
На спутниках «Джемини» проводилось большое число медико-биологических, физико-технических и военно-прикладных экспериментов. Для обозначения медико-биологических экспериментов использовалась буква М (Medical); физико-технических — S (Scientific — научный); MSC (т. е. по программе Центра MSC) и Т (Technical — технический); военно-прикладных — буква D (Defense — оборона).
. Медико-биологические и физико-технические эксперименты проводились по ' программам различных научно-исследовательских центров NASA, военно-прикладные — по программам Министерства обороны США.
Ниже перечислены проводившиеся эксперименты и даются краткие сведения о ходе их выполнения и полученных результатах. В табл. 14 на стр. 114 приведены сводные данные о проведении всех перечисленных экспериментов на спутниках «Джемини».
А. Медико-биологические эксперименты [195—198]
1.	Эксперимент М-1. Исследование воздействия невесомости на сердечно-сосудистую систему космонавтов. В рамках этого эксперимента изучалась, в частности, возможность использования пневматических манжет для предотвращения застоя крови у космонавтов в состоянии невесомости. Две такие манжеты одевались на бедра космонавтов, и автоматическое устройство обеспечивало наддув манжет до давления 80 мм рт. ст. на 2 мин через каждые 4 мин.
На время сна космонавты должны были выключать это автоматическое устройство. Эксперимент с манжетами по полной программе ни разу провести не удалось, поскольку автоматическое устройство наддува выходило из строя. Медицинский осмотр космонавтов показал, что, независимо от использования манжет, даже после длительного полета значительного застоя крови в конечностях не наблюдается. Использование манжет на бедрах, по-видимому, не оказывало существенного влияния на кровообращение. В рамках эксперимента М-1 проводилось также изучение изменений в составе крови космонавтов после полета. Сообщалось, например, что у космонавта Купера после восьмисуточного полета на спутнике «Джемини V» наблюдались следующие изменения в составе крови: объем красных кровяных телец уменьшился на 13%, их масса на 20%, количество плазмы на 8%. Для измерений использовался метод меченых атомов: в кровь космонавтов было введено очень незначительное количество радиоизотопа хром-51.
99
2.	Эксперимент М-2 также имел целью изучение воздействия невесо-мости на сердечно-сосудистую систему космонавтов. Эксперимент предусматривал сравнительные испытания космонавтов на ортостатическом столе в различных положениях (стоя, сидя, лежа) до и после полета.
3.	Эксперимент М-3. Изучение состояния космонавтов по реакции организма на физические упражнения. Космонавты использовали эспандеры, прикрепленные одним концом к подножью кресел. Для растягивания эспандера до предельной длины (30 см) требуется усилие 27 кг. В различные периоды полета космонавты в течение 1 мин проводили серию упражнений, растягивая эспандер до предельной длины 60 раз. При этом измерялись частота пульса и дыхания. Критерием состояния космонавтов считалось время, необходимое для восстановления частоты пульса и дыхания, которая была до начала упражнений.
Полагают, что упражнения с эспандерами помогли космонавтам избежать застоя крови в конечностях при длительных полетах. Исключение составили космонавты спутника «Джемини V», которые после восьмисуточного полета жаловались на боли в ногах. Считают, что это является естественным после продолжительного пребывания в скафандре в состоянии почти полной неподвижности. При 14-суточном полете спутника «Джемини VII» космонавты снимали скафандры.
4.	Эксперимент М-4. Измерение частоты сокращения сердечной мышцы по фонокардиограмме. На груди космонавта укреплялся микрофон, и удары сердца регистрировались записывающим устройством. На Земле фонокардиограмма сравнивалась с электрокардиограммой.
Во время полетов наблюдалась хорошая адаптация сердечной деятельности космонавтов. Пульс возрастал примерно в 2—2,5 раза в период выведения на орбиту, а затем через два—три часа стабилизировался и лишь несколько падал во время сна космонавтов. Значительное увеличение пульса наблюдалось во время интенсивной работы космонавтов в спутнике (в частности, при закрытии люка), при проведении ответственных экспериментов внутри спутника и во время выходов в открытый космос. Пульс возрастал также при работе ТДУ и входе в атмосферу.
5.	Эксперимент М-5. Биохимический анализ проб мочи, взятых до, во время и после полетов с целью определения содержания гормонов (стероиды и катехин), белков, аминокислот, ферментов и др. веществ. Это давало представление о реакции организма космонавтов на условия космического полета. В течение одного полета бралось до 24 проб.
6.	Эксперимент М-6. Исследование деминерализации костей космонавтов в условиях невесомости. До и после полетов с помощью рентгеновской установки определялось содержание кальция в пяточной кости и костях мизинца правой руки. Было установлено, что содержание кальция в костях после полета уменьшается. Так, у космонавтов спутника «Джемини IV» после четырех суток полета было отмечено снижение содержания кальция на 8—10%, а у космонавтов спутника «Джемини V» после восьмисуточного полета — на 12—15%.
7.	Эксперимент М-7. Исследование кальциевого баланса организма космонавтов. За две недели до старта для космонавтов была организована кальциевая диета, которая продолжалась во время полета и в течение некоторого периода после полета. Это позволило контролировать потребление кальция. Выделение кальция контролировалось путем анализа проб кала, мочи, а также солей на внутренней поверхности скафандра, образовавшихся при потении космонавтов. Этот эксперимент проводился только на спутнике «Джемини VII».
100
8.	Эксперимент М-8. Исследование (по электроэнцефалограмме) глубины сна, а также степени активности нервной системы космонавтов в состоянии бодрствования. Отмечены некоторые особенности сна человека в состоянии невесомости в изолированном объеме. Так во время полета спутника «Джемини V» малейший шум, даже переворачивание страниц борт-журнала, будил космонавтов, поскольку общий уровень щумов в спутниках очень низок.
Установлено также, что пребывание космонавтов в корабле без скафандров способствует их лучшему самочувствию. При полете спутника «Джемини VII» Борман спал беспокойно (в среднем по 5 час в сутки), Ловелл спал более глубоким сном (по 6—7 час в сутки). На Земле оба космонавта обычно спали по 7—8 час. Считают, что эта разница обусловлена тем, что Ловелл более продолжительное время был без скафандра.
Психическое состояние космонавтов, как правило, было хорошим даже в аварийных ситуациях (таких как отказ топливных элементов на спутнике «Джемини V», потеря стабилизации на спутнике «Джемини VIII»). Кратковременное понижение тонуса наблюдалось только у экипажа спутника «Джемини VII» непосредственно после возвращения на Землю спутника — «Джемини VI»-
9.	Эксперимент М-9. Вестибулярные пробы с использованием очков с непрозрачными стеклами и лампочкой. Космонавт в очках должен был держать голову так, чтобы луч света от лампочки попадал в центр мишени. Второй космонавт регистрировал величину «промаха».
При полетах спутников «Джемини» значительных расстройств вестибулярного аппарата космонавтов не отмечено. В период выходов в открытый космос они не теряли ориентации.
Б. Физико-технические эксперименты
10.	Эксперимент S-1. Фотографирование зодиакального света с помощью камеры Widelux. Эта камера имеет следующие характеристики: угол обзора 50 X 130°, фокусное расстояние 20 жж, ширина цветной пленки 35 жж, запас пленки рассчитан на 18 кадров. Вес камеры 1,6 кг.
Во время проведения съемки через открытый люк космонавт стоит на сиденье кресла. Фотографирование продолжается в течение 5—10 мин, при этом камера автоматически включается каждые 40 сек (экспозиция при получении одного кадра 30 сек). Эти сеансы фотографирования проводятся непосредственно после входа спутника в тень Земли или непосредственно перед выходом из тени [199].
11.	Эксперимент S-2. Изучение развития яиц морского ежа в состоянии невесомости. При полете спутника «Джемини III» программа этого эксперимента предусматривала, что один из космонавтов, через 20 мин после старта заливает сперму морского ежа, хранившуюся в специальном сосуде, в два из восьми контейнеров с яйцами этого животного. Через определенные интервалы, предусмотренные программой эксперимента, сперма заливается и в остальные контейнеры [200].
12.	Эксперимент S-3. Изучение развития икры лягушки в состоянии невесомости. Икра собирается и оплодотворяется за несколько часов до запуска спутника. На спутнике она размещается в четырех пластмассовых контейнерах [201].
13.	Эксперимент S-4. Изучение комбинированного воздействия невесомости и радиации на белые кровяные тельца и нервные клетки. Экспериментальное оборудование включает в себя два герметичных
101
алюминиевых контейнера размером 8,3 X 8,3 X 2,5 см с рукояткой длиной 9 см. В одной из них содержится кровь и источник радиации, а в другом нервные клетки и источник радиации. Кровь и нервные клетки были взяты у добровольцев. Источником радиации является фосфор-32, излучающий р -частицы (интенсивность — 12,5 милликюри в каждом контейнере). При длительных полетах оборудование для этого эксперимента включало холодильник, который поддерживал температуру 4±2°С внутри контейнера с кровью. Контроль за температурой осуществлялся по одному из каналов телеметрии.
При проведении этого эксперимента космонавты с помощью курка на рукоятке контейнера «включали» и «выключали» радиоизотоп. О моменте начала эксперимента и о его конце космонавты сообщали по радио [9].
14.	Эксперимент S-5. Фотографирование Земли. Каждый сеанс фотографирования продолжается 5—10 мин, съемка проводится каждые 6 сек. Ширина снимаемой полосы земной поверхности ~ 160 км. Цель этих экспериментов — разработка общей методики анализа снимков поверхности планеты, полученных с искусственного спутника этой планеты, а также изучение возможности использования спутников для геологической разведки, картографирования Земли, гидрологических исследований и т. п. Так, например, во время полета спутника «Джемини IV» производилась съемка Аравийского полуострова, части территории США и Африки, так как считается, что рельеф Аравийского п-ва и Восточной Африки близок к рельефу Луны, а рельеф Сахары — к рельефу Марса. Фотографирование происходило в периоды максимальной освещенности (с 9 до 15 час по местному времени) при облачности не более 50%. Для фотографирования использовалась камера Hasselblad с объективом, имеющим фокусное расстояние 80 мм, ширина пленки 70 мм. Спутник во время фотографирования ориентировался так, чтобы его передняя часть была обращена к Земле [9].
15.	Эксперимент S-6. Фотографирование облачного покрова Земли на цветную пленку камерой Hasselblad. Целью этого эксперимента является получение более детальных снимков по сравнению со снимками, передаваемыми с помощью телевизионных камер метеорологических спутников [9, 195].
Экипаж спутника «Джемини V» обнаружил тайфун «Дорин» в западной части Тихого океана и определил его точное расположение (погрешность ±1° по широте) [195].
16.	Эксперимент S-7. Спектрометрия облаков для разработки методики определения высоты облачности с помощью метеорологических спутников. Эксперимент осуществлялся с помощью камеры с диффракцион-ной решеткой. Съемка производилась на 35-миллиметровую пленку, чувствительную к инфракрасному излучению [195].
17.	Эксперимент S-8/D-13. Изучение способности космонавтов видеть' и опознавать специальные знаки, выложенные на поверхности Земли. Для этой цели в районе Ларедо (США, шт. Техас) были выложены белым гипсом 12 полос (рис. 54), а в районе Вули Рэнч (Австралия, близ Карнарвона) — 16 полос белым ракушечником. Для целеуказаний космонавтам в этих районах поджигались дымовые шашки.
102
При отсутствии облачности космонавты легко могли видеть и распознавать выложенные знаки и сигнальные дымы на расстоянии до 640 км [195].
Рис. 54. Знаки, выложенные в районе Ларедо
18.	Эксперимент S-9. Исследование воздействия космической радиации на земную атмосферу, детализация распределения тяжелых частиц в первичной радиации и поиск редких частиц. В состав оборудования для проведения эксперимента входят стопка ядерных эмульсий (размер 22x15x8 мотор для открывания экранирующей крышки и временной механизм для включения мотора. Стопка ядерных эмульсий устанавливается на корпусе вспомогательного отсека спутника перед стартом, а затем снимается космонавтом (во время выхода в открытый космос) и передается в кабинуг где до возвращения на Землю хранится в специальном ящике [9].
19.	Эксперимент S-10. Улавливание метеорных частиц и микроорганизмов. Для этой цели на стыковочном насадке ракеты «Аджена D» устанавливается двухстворчатый держатель (рис. 55) с различными ловушками, а также с биологическими образцами для исследования воз-
Рис. 55. Держатель с ловушками метеорных ча-тиц (эксперимент S-10)
а — в открытом положении; б — в закрытом положении 1 — нержавеющая сталь; 2 — люсит; 3 — стекло с титановым покрытием; 4 — биологические образцы; 5 — два слоя золота толщиной по 1 мк на пластмассовой подложке; 6 — медь с покрытием из нитроцеллюлозы и стеклянным экраном; 7 — оптическое стекло; 8—стекло Vycor
103
действия на них условий космического полета. Держатель устанавливается с закрытыми створками. Снаружи на створках также имеются ловушки. Предусматривается, что после стыковки спутника с ракетой, космонавт во время выхода в открытый космос раскрывает створки держателя. Во время одного из следующих полетов другой спутник «Джемини» или корабль «Аполлон» сближается с этой ракетой и космонавт снимает держатель для возвращения его на Землю.
В случае, если космонавту не удается раскрыть створки держателя, функционируют только ловушки, смонтированные на створках снаружи [202, 203]. Снять держатель удалось только один раз: космонавт спутника «Джемини X» снял держатель с ракеты «Аджена VIII». Держатель пробыл в космосе более 4 месяцев, однако функционировали ловушки только на крышке (космонавты спутника «Джемини VIII» в связи с ава-оией выход в космос не совершали и створок держателя не открывали) [204].
20.	Эксперимент S-11. Фотографирование свечения воздуха у земного горизонта. Целью этого эксперимента является определение яркости свечения верхних слоев атмосферы на длинах волн излучения спектральных линий кислорода и натрия. Для фотографирования использовалась фотокамера Maurer (рис. 56) с объективом, имеющим фокусное расстояние 50 мм и светосилу 0,95. Ширина пленки 70 мм. При съемке использовался интерференционный светофильтр. Для обеспечения необходимой ориентации спутника при проведении этого эксперимента в левом окне кабины устанавливался оптический визир. Фотографирование ведется через окно [9, 193, 194].
Рис. 56. Камера Maurer (линейка градуирована в дюймах)
21.	Эксперимент S-12. Испытания ловушек различной конструкции для улавливания метеорных частиц и живых организмов, а также исследование воздействия условий космического полета (вакуум, экстремальные температуры, радиация) на взятые с Земли микроорганизмы (фаг Л, вирус табачной мозаики, bacillus subtillus, penicillium roquefortium, бактерии полиомиелита, оспы, гриппа и пр.). Для проведения этого эксперимента на корпус спутника позади люка устанавливается четырехстворчатый алюминиевый держатель (длина 28 см, ширина 14 см, глубина 3,18 см, вес ~ 3,2 кг). Держатель (рис. 57) разделен перегородками на четыре отделения, два из них стерилизованы. В держатель вмонтирован электромотор и питающая его батарея. Электромотор по командам космонавтов раскрывает или закрывает створки держателя. При запуске спутника створки закрыты. На время отдыха космонавтов створки раскрываются. Для проведения эксперимента выбран период отдыха космонавтов, поскольку в это время бортовые двигатели выключены, и отсутствует опасность загрязнения ловушек истекающими газами. Во время
104
выхода в открытый космос космонавт снимает держатель и передает его в кабину. На Земле определяется выживаемость взятых с Земли организмов, а также делается попытка обнаружить организмы, которые, возможно, удастся уловить в космосе. Для этого ловушки биологических организмов погружаются в специальный бульон.
В ходе этих экспериментов никаких живых организмов неземного происхождения не было обнаружено. В то же время некоторые земные организмы уцелели после 18-часового пребывания в открытом космосе [202, 203].
Рис. 57. Держатель с ловушками и образцами (эксперимент S-12)
I и 11 — стерилизованные отделения (до размещения образцов); /// и IV— нестерилизованные отделения
1 — стекло с алюминиевым покрытием; 2 — нитроцеллюлоза с палладиевым покрытием на медной сетке; 3 — лю-сит; 4 — стекло Vycor ; 5 — стекло с бериллиевым покрытием; 6--стекло с титановым покрытием; 7, 8— биологические образцы; 9 — медная сетка с покрытием из нитроцеллюлозы; 10 — нержавеющая сталь; 11 — медь с покрытием; 12 — стекло с титановым покрытием; 13—два слоя сетки, чередующиеся с двумя слоями пластмассы; 14 — медная сетка; 15 — нитроцеллюлоза с палладиевым покрытием; 16 — эксперимент Института Макса Планка (содержание не раскрывается); 17, /6—биологические образцы; 19 — сетка; 20 — нержавеющая сталь; 21 — целлюлоза с алюминиевым покрытием; 22, 23 — металл с покрытием из нитроцеллюлозы; 24 — нитроцеллюлоза с алюминиевым покрытием
22.	Эксперимент S-13. Фотографирование небесных тел в ультрафиолетовых лучах. Целью эксперимента является отработка методики фотографирования в условиях вакуума в спектральном диапазоне длин волн о
от 2000 до 4000 А. Для фотографирования используется зеркальная фотокамера Maurer (ширина пленки 70 мм), в которую вмонтированы интерференционная решетка и призма. Объектив камеры (f = 33 мм) пропускает исследуемую область ультрафиолетового спектра. Этот эксперимент проводится при открытом люке, когда спутник находится в тени Земли. Например, космонавт Коллинз на спутнике «Джемини X» должен был сфотографировать звезды Спика из созвездия Девы, Бета из созвездия Южный Крест, Ламбда из созвездия Скорпион и Гамма из со
105 <
звездия Паруса. Эти звезды относятся к сравнительно молодым и наблюдения их в ультрафиолетовых лучах важны для выяснения проблемы формирования звезд [205].
23.	Эксперимент S-26. Исследование ионного следа спутника. Во вре-мя этого эксперимента определяется ионная и электронная концентрация в следе спутника, измеряются параметры возмущения окружающей среды, вызванные движением спутника, а также исследуется распределение ионов и электронов при работе двигателей спутника. Спутник при проведении этого эксперимента совершает полет в непосредственной близости от ракеты «Аджена D», на которой установлены датчики для регистрации указанных параметров: ионный датчик на стыковочном насадке и ионный и электронный датчики на боковой стороне основного двигателя ракеты. Эти датчики определяют ионную и электронную концентрации в диапазоне от 5 X 106 до 50 частиц в см3, а также электронную тем,-пературу в диапазоне 0 4- 3 эв
Во время проведения этого эксперимента ракета «Аджена D» и спутник «Джемини» стабилизируются в пространстве, так чтобы их продольные оси были расположены по одной прямой. Интервал между ракетой и спутником —6 м. Космонавты с помощью радиолокатора контролируют это расстояние. Информация от размещенных на ракете датчиков передается на Землю по телеметрическим каналам. Конечной целью этого эксперимента является изучение возможности создания системы автоматической стыковки, использующей ионные датчики, а также изучение возможности опознавания спутника по ионному следу [9].
24.	Эксперимент S-29. Фотографирование возможных скоплений метеорного вещества в районах либрации системы Земля—Луна. Цель эксперимента “ исследование области точек либрации L-4 и L-5 системы Земля—Луна (точки Лагранжа), чтобы определить, имеются ли там скопления метеорного вещества. Фотографирование производится с помощью камеры Maurer через правое окно кабины спутника, а необходимая ориентация спутника осуществляется с помощью оптического визира в левом окне [9].
25.	Эксперимент S-30. Изучение возможности использования бортовой телевизионной установки для наблюдения за космическими объектами при слабой освещенности. Для проведения этого эксперимента на спутнике установлены телевизионная камера типа «Ортикои», блок управления камерой, портативный монитор с экраном, кинокамера и соответствующая электронная контрольная аппаратура. Телевизионная камера закреплена в секции ТДУ и ее объектив направлен на зеркало, которое во время эксперимента устанавливается в рабочее положение под углом 45° к днищу секции. После прогрева аппаратуры (в течение 30 мин) космонавты засекают объект и производят за ним слежение. В то время как кинокамера производит съемку с экрана монитора, второй пилот диктует на магнитофон свои впечатления о видимом на экране, а командир корабля диктует свои впечатления от наблюдения за тем же объектом через окно спутника [9].
26.	Эксперимент S-51. Фотографирование облаков натрия, создаваемых двумя французскими высотными ракетами «Кентавр» на высоте 100—150 км. Ракеты запускаются с полигона в Хаммагире (пустыня Сахара) в момент прохождения спутника над Сахарой. При полете спутника «Джемини XII» космонавты дважды визуально не смогли обнаружить облако, но фотографировали ту область пространства, где должно было находиться облако [206, 207].
27.	Эксперимент MSC-1. Обнаружение и измерение электростатического заряда на корпусе спутника. При встрече спутника на орбите с
106
другим объектом накопленный заряд может вызвать электрический разряд, способный повредить корпус, вывести из строя электронное оборудование или заставить сработать пиротехнические устройства. Электростатический заряд измерялся с помощью специального прибора, размещенного во вспомогательном отсеке спутника заподлицо с корпусом. Вес прибора и связанного с ним электронного оборудования составлял 0,82 кг. Прибор включался космонавтами. Отмечается, что при осуществлении стыковок спутников с ракетами «Аджена D» электростатические разряды не наблюдались.
28.	Эксперимент MSC-2. Измерение радиации вне спутника с помощью протонно-электронного спектрометра. Прибор (вес 5,7 кг) включался космонавтами во время полетов в районе так называемой Южно-атлантической геомагнитной аномалии, где внутренний пояс радиации подходит наиболее близко к поверхности Земли. Данные, полученные от спектрометра, сравнивались с данными детекторов радиации, расположенных в кабине. Предполагают, что в результате этих измерений можно будет предсказывать уровень радиации в кабине космонавтов при различных полетах.
29.	Эксперимент MSC-3. Измерение трех составляющих напряженности магнитного поля Земли с помощью магнитометра, установленного на стержне, который выдвигается из вспомогательного отсека. Магнитометр включался на те же периоды, что и протонно-электронный спектрометр. Показания обоих приборов сопоставлялись.
30.	Эксперимент MSC-4. Связь спутника с Землей с помощью портативной бортовой установки на основе лазера. Основные цели эксперимента:
—	исследование возможности связи на оптических частотах;
—	оценка способности космонавта точно нацеливать портативную установку;
—	изучение прохождения излучения лазера через атмосферу;
—	регистрация фонового излучения.
Установка (рис. 58) весит 2,7 кг и имеет размеры 21,6X12,7X7,6 см. Она включает в себя четыре лазера на кристаллах арсенида галлия, телескоп для наведения установки на наземный лазерный маяк, микрофон для модулирования голосом излучения лазеров, зачерненные стекла для защиты глаз космонавта и никель-кадмиевую батарею (10 в). Установка разработана фирмой RCA по контракту (88,7 тыс. долл.) Центра MSC. Пиковая выходная мощность оптического излучения 16 вт, длина волны 9000А, ширина луча~ 3 мрад. Установка работает в импульсном режиме (100 имп1сек) Продолжительность работы без нием 40 мин.
Рис. 58. Портативная установка для связи на основе лазера
и модулируется частотой 7±1 кги
2,5 час. с мотулирова
модулирования
107
Оборудование для приема излучений лазера было установлено на полигоне Уайт Сандс, а впоследствии также на о. Вознесения и на о. Кауаи (Гавайские о-ва). Оно включает в себя 30-дюймовый телескоп, смонтированный на станине радиолокатора наведения зенитной ракеты «Ника Аякс» (рис. 58). На телескопе крепится лазерный маяк. Мощность светового излучения маяка 3 вт, ширина диаграммы направленности 0,17°. Второй пилот спутника «Джемини» должен обнаружить излучение лазерного маяка и навести на него портативную установку. Если излучение установки зарегистрировано наземным телескопом, то лазерный маяк начинает работать отдельными вспышками. Это служит для космонавта сигналом к началу передачи голосом (космонавт должен считать от 1 до 5 и обратно). На Земле модулированное излучение улавливается телескопом, проходит через фотоумножитель, а затем демодулируется.
Рис. 59. Оборудование для приема излучений бортовой установки на основе лазера
1 ~ телескоп; 2 — регулируемые зеркала; 3 — лазерный маяк; 4 — станина
Этот эксперимент проводился только на спутнике «Джемини VII». Во время полета спутника наземное оборудование неоднократно выходило из строя, а в те периоды, когда оно было исправно, Земля, как правило, была закрыта облаками. Всего два раза за время 14-суточного полета спутника создавались благоприятные условия для проведения эксперимента. Второй пилот засекал наземный лазерный маяк и посылал на Землю модулированный голосом световой сигнал. Однако принять эти сигналы на Земле, по-видимому, не удалось [209—216].
31.	Эксперимент MSC-5. Исследование отражения ультрафиолетовых лучей от поверхности Луны.
32.	Экперимент MSC-6. Исследования с использованием бета-спектрометра.
33.	Эксперимент MSC-7. Регистрация тормозного излучения с использованием спектрометра.
34.	Эксперимент MSC-8. Фотографирование на цветную пленку «эталонной» цветовой гаммы в условиях космической освещенности. Космонавт, высунувшись по плечи в открытый люк, фотографирует пластину,
108
раскрашенную в разные цвета (красный, желтый, синий, серый). На Земле полученные фотографии должны использоваться в качестве эталона при анализе различных снимков, полученных в космосе [217—219].
35.	Эксперимент MSC-10. Фотографирование ореола Земли, чтобы определить возможность его использования в качестве ориентира для навигационных приборов. Съемка центральной части каждого кадра производится через красный фильтр, периферийной — через синий. Фотографирование происходит, когда спутник находится над освещенной Солнцем стороной Земли. Эксперимент предусматривает получение девяти серий по три кадра, интервал между сериями — 5 мин. В интервалах космонавт может снимать другие объекты. Во время эксперимента спутник ориентирован так, чтобы его продольная ось совпала с вектором скорости.
36.	Эксперимент MSC-12. Наблюдение элементов рельефа земной поверхности (например, береговой линии) для выяснения возможности использования их в качестве ориентиров при полете корабля «Аполлона. Наблюдение ведется с помощью специального фотометра [217—219].
37.	Эксперимент Т-1. Связь в период входа в атмосферу. Этот эксперимент проводился только на спутнике «Джемини III». Начиная с высоты 90 км один из космонавтов производил впрыскивание воды в ионизированную оболочку, окружающую входящий в атмосферу спутник. Всего в несколько приемов в течение 2,5 мин в оболочку было введено ~ 1 кг воды, которая подавалась под давлением сжатого азота. Это позволило станциям слежения во время входа спутника в атмосферу принимать информацию от телеметрического передатчика, работавшего в диапазоне С, а также слышать, хотя и нечетко, передачу голосом [220],
В. Военно-прикладные эксперименты
38.	Эксперимент D-1. Изучение способности космонавтов обнаруживать объекты в космосе, следить за ними и фотографировать их, В число таких объектов входили последние ступени ракет-носителей, специальный контейнер (REP), отделившийся от спутника, ракеты-мишени «Аджена D», а также Луна и другие небесные тела. Для фотографирования объектов использовалась камера Zeiss с двумя сменными объективами: объектив с фокусным расстоянием 200 мм использовался при фотографировании объектов искусственного происхождения, объектив с фокусным расстоянием 1270 мм — при фотографировании небесных тел. Фотографирование производилось на 35-миллиметровую пленку [195].
39.	Эксперимент D-2. Фотографирование космических объектов искусственного происхождения с близкого расстояния при облете вокруг них. Космонавты фотографировали контейнер REP и ракеты «Аджена D». Экипаж спутника «Джемини VI» сфотографировал также спутник «Джемини VII» в период группового полета. Кроме этого космонавты неоднократно фотографировали в полете другие спутники, в частности, во время полета «Джемини XI» им удалось сфотографировать советский спутник «Протон-3». Съемка проводилась той же камерой, которая использовалась при эксперименте D-1 (объектив с фокусным расстоянием 200 мм).
40.	Эксперимент D-3. Определение массы объекта, обращающегося по околоземной орбите. Предварительно определяется масса выведенного на орбиту спутника «Джемини» (вес на орбите в связи с расходом топлива отличается от стартового веса). Для этого включаются двигатели на спутнике и по известной тяге и замеренному ускорению вычисляется масса. После стыковки спутника «Джемини» с ракетой «Аджена D» включается двигатель ракеты и определяется масса системы «спутник-
109
ракета», а затем только ракеты по замеренному ускорению системы и известной тяге двигателя ракеты. Этот эксперимент был проведен только на спутнике «Джемини XI» [9].
41.	Эксперимент D-4/D-7. Регистрация излучений объектов, находящихся на Земле и в космосе. Для этого эксперимента использовался трехканальный (0,2—0,7 мк\ 1—3 мк\ 1—12 мк) спектрорадиометр, двухканальный (1—3 мк и 3—7 мк) интерферометр-спектрометр Мейкельсо-на, а также интерферометр-спектрометр Мейкельсона (8—12 мк), охлаждаемый криогенной жидкостью до —238°С.
Первые два прибора регистрировали излучение от горячих объектов (города, факелы ракетных двигателей), третий прибор — излучения от холодных объектов (планеты). Угол обзора этого прибора очень мал (2°), поэтому при проведении эксперимента космбнавты должны были очень точно обеспечивать ориентацию спутника. Система охлаждения рассчитана на работу в течение 12 час [195, 221—223].
Космонавты неоднократно засекали запуски баллистических ракет с различных полигонов и регистрировали с помощью радиометров инфракрасное излучение факелов двигателей ракет, находящихся как в полете, так и на стендах при наземных испытаниях. При полете спутника «Джемини VII» было зарегистрировано также излучение головной части МБР «Минитмен» во время входа в плотные слои атмосферы.
42.	Эксперимент D-5. Наблюдение захода звезд за земной горизонт с целью выяснения возможности использования этого явления для определения параметров орбиты спутника.
Космонавты спутников «Джемини X» и «Джемини XI» отмечали, что звезды труднее видеть, чем предполагалось. Так, космонавты, проводившие наблюдения, стоя на сиденьи, в открытом люке, могли, видеть только звезды ярче пятой величины, так как светопоглощающий щиток на смотровом стекле скафандра не пропускал излучение меньшей яркости.
43.	Эксперимент D-6. Обнаружение и фотографирование объектов на Земле. Космонавтам удавалось различать на Земле объекты, сравнительно небольших размеров. В частности, они видели находящиеся в полете самолеты и плывущие корабли. Этот эксперимент подтвердил, что в условиях орбитального полета у человека возрастает острота зрения.
Предполагается, что космонавты по секретной программе исследовали также возможность обнаружения подводных лодок, находящихся на большой глубине [224, 225].
44.	Эксперимент D-8. Измерение радиационной дозы, полученной космонавтами (табл. 13). Отмечается, что за время 14-суточного полета
Таблица 13
Дозы радиации, полученные космонавтами некоторых спутников «Джемини» при длительных полетах
Спутник	Космонавт		Доза радиации, мрад			
		зарегистрирована дозиметром на левой стороне груди космонавта	на правой стороне груди	на бедре	на шлеме
«Джемини IV»	Макдивитт	38,5+4,5	40,0 ±4,2	42,5+4,5	45,0 ±4.5
	Уайт	1 42,5±4,7	45,7±4,6	42,5 ±4,5	69,3±3,8
НО
Продолжение табл. 13
Спутник	Космонавт		 Доза радиации, мрад				
		зарегистрирована дозиметром на левой стороне груди космонавта	на правой стороне груди	на бедре	на шлеме
«Джемини V»	Купер	190±19	173±17,3	183± 18,3	195± 19,5
	Конрад	140± 14	172 ±77,2	186+18,6	172±17,2
«Джемини VII»	Борман	178±10	105± 10	163+10	—
	Ловелл	98.8 ± 10	215±15	151 + 10	—
спутника «Джемини VII» полученная космонавтами радиационная доза была весьма незначительной. Облучение, которому подвергались космонавты спутников «Джемини X» и «Джемини XI» при прохождении на «высокой» орбите внутренних поясов радиации, также не представляло угрозы для их здоровья.
45.	Эксперимент D-9. Определение углового расстояния между звездами, а также между звездой и каким-либо космическим объектом (например, второй ступенью ракеты-носителя) с помощью ручного секстанта (рис. 60).
Рис. 60. Ручной секстант, используемый на спутниках «Джемини»
Секстант фирмы Kollsman Instrument весит3,6 кг, обеспечивает увеличение 4,5 и точность измерений ±20". При наземных испытаниях секстант выдерживал ускорения до 40 g [226].
В ходе этого эксперимента определялась также возможность автономной ориентации по земному горизонту. Данные, полученные с помощью секстанта, после полета сравнивались с данными, полученными расчетным путем и путем траекторных измерений. Отмечается, что при пользовании секстантом космонавты не испытывали затруднений.
46.	Эксперимент D-10. Изучение возможности ориентации спутника с использованием ионных датчиков. Из корпуса спутника выдвигаются два стержня длиной по 0,9 м, расположенных перпендикулярно друг к другу. На концах стержней установлены ионные датчики, которые реги
Ш
стрируют изменение ионного потока при вращении или поступательном движении спутника.
Предполагают, что такие датчики смогут обеспечивать ориентацию спутника более точно, чем гироскопы, потребляя при этом меньшую мощность [227].
47.	< Эксперимент D-11/D-12. Испытания автономной установки AMU1, обеспечивающей перемещение космонавта в открытом космосе. Эти испытания были запланированы для спутника «Джемини 1Х«Э но провести их не удалось.
48.	Эксперимент D-14. Изучение поляризации КВ и УКВ сигналов в ионосфере. Для проведения этого эксперимента на спутнике устанавливается передатчик, работающий в обоих указанных диапазонах. Раздвижная антенна передатчика (длина антенны 2,4 м) монтируется на вспомогательном отсеке спутника. Передатчик включается во время прохождения спутника над станциями слежения на о. Кантон и па о. Антигуа, где для регистрации сигналов передатчика используются антенны диаметром 9 м [202, 203].
49.	Эксперимент D-15. Наблюдение наземных объектов в ночное время с помощью телевизионной камеры. Целью этого эксперимента является опробывание телевизионной системы как добавочного средства для наблюдения характерных объектов земной поверхности. Наблюдения проводятся в основном сразу после входа спутника в тень Земли, когда глаза космонавтов еще не приспособились к темноте. Оборудование и методика этого эксперимента те же, что и в эксперименте S-30 [9].
50.	Эксперимент D-16. Опробывание инструментов для работы вне спутника. Целью эксперимента является оценка возможности осуществлять работу в космическом пространстве с помощью обычного гаечного
Рис. 61. Универсальный инструмент
ключа, а также специального универсального инструмента как без использования привязи, так и с использованием привязей различного типа для крепления космонавта во время работы. Специальный универсальный инструмент (рис. 61) имеет малый реактивный момент (7,2-10“4кгл<).
1 Подробнее об установке AMU см. на стр. 78.
112
Вес инструмента 3,6 кг, размеры 26,7X22,9X12,7 см. Ручка сконструирована в расчете на то, чтобы ее было удобно держать космонавту в перчатке. Сменные насадки позволяют использовать инструмент как гаечный ключ, отвертку, сверло и пр. Инструмент работает от никель-кадмиевой батареи, вмонтированной в его корпус.
Инструменты и объекты работы размещены в инструментальном ящике, который закреплен в углублении вспомогательного отсека позади люка. Эксперимент проводится во время выхода космонавта из корабля в открытый космос и снимается 16-миллиметровой кинокамерой.
Космонавт приближается к вспомогательному отсеку, вынимает инструментальный ящик из углубления и достает универсальный инструмент. Ящик фиксируется в определенном положении, а его крышка, на которой установлен «рабочий» болт, откидывается под углом 90° к корпусу ящика. С помощью универсального инструмента космонавт затягивает и ослабляет болт. В начале колено космонавта прикреплено тросом длиной —23 см к поручню на корпусе спутника, а при повторении операции привязь не используется. Затем операции проводятся еще раз, но уже с использованием гаечного ключа [9, 228—230].
Усилия, прикладываемые космонавтами при вращении болта, регистрируются датчиком величины вращающего момента, связанным с этим болтом.
Помимо перечисленных экспериментов, запланированных достаточно заблаговременно и получивших обозначения, на некоторых спутниках «Джемини» проводились физико-технические эксперименты, включенные в программу незадолго перед запуском и обозначений не полечившие. В качестве примера ниже указаны подобные эксперименты, проведенные на спутнике «Джемини XII».
Эксперимент по фотографированию Солнца и Земли в период полного солнечного затмения над Южной Америкой.
Эксперимент по сбору вещества, осаждающегося на стеклах окон кабины и препятствующего наблюдению. К корпусу спутника лентами липкого материала Velcro крепились четыре стеклянные пластины, на которых должно осаждаться это вещество. Пластины были перенесены в кабину и доставлены на Землю для анализа осадка. По мнению некоторых специалистов, причиной загрязнения стекол является дегазация в вакууме кремнийорганических уплотнений. Чтобы проверить это, все такие уплотнения перед полетом были сняты со спутника «Джемини XII», дегазированы в барокамере, а затем снова установлены на спутник. Загрязнения окон почти не наблюдалось. По-видимому, причиной этого была действительно дегазация уплотнений.
Эксперимент по наблюдению звезд в дневное время. Наблюдения проводились через открытый люк и через окна с использованием секстанта.
Космонавты спутников «Джемини» наблюдать звезды в дневное время не могли. Отмечается, что такие наблюдения исключительно важны для полетов кораблей «Аполлон» к Луне, когда космонавты будут осуществлять навигацию по звездам. Ученые предполагают, что затруднения при наблюдении звезд возникают только на сравнительно небольшом расстоянии от Земли вследствие ее отраженного излучения, однако неизвестно, на каком расстоянии отраженное излучение Земли перестает создавать помехи [231].
В табл. 14 приводятся сводные данные о выполнении экспериментов на спутниках «Джемини». Условные обозначения, использованные в таблице, см. на стр. 118.
113
Обозначение эксперимента	Содержание эксперимента	Организация, проводящая эксперимент
М-1	Исследование воздействия невесомости на сердечно-сосудистую систему космонавтов.	Центр MSC
М-2	Исследование воздействия невесомости на организм космонавтов.	»
М-3	Изучение состояния космонавтов по реакции организма на физические упражнения.	»
М-4	Измерение частоты сокращения сердечной мышцы по фонокардиограмме	»
М-5	Биохимический анализ мочи	»
М-6	Исследование деминерализации костей.	Техасский университет
М-7	Исследование кальциевого баланса организма.	Национальный инст-т здравоохранения
М-8	Исследование глубины сна космонавтов по электроэнцефалограмме.	Медицинская школа Бейлора
М-9	Вестибулярные пробы.	ВМС
S-1	Фотографирование зодиакального света.	Миннесотский университет
S-2	Изучение развития яиц морского ежа в состоянии невесомости.	Центр Эймса
S-3	Изучение развития икры лягушки в состоянии невесомости.	»
S-4	Изучение совместного воздействия радиации и невесомости на белые кровяные тельца и нервные клетки.	Комиссия по атомной энергии
S-5	Фотографирование Земли.	Центр Годдарда
Таблица 14
Сведения о выполнении эксперимента на спутниках «Джемини III» — «Джемини XII»
III	1 IV	V	VI	VII	VIII	IX I	1 х	XI I	XII
		+		+					
	4-	X							
	+	X		4-					
				4-	—	X			
	+	4-		4-					
		X		4-					
		+			—	X	X		
+					4~				+
X								X	
	_1_	+	X "	+				X	+
Продолжение табл. 14
8 Программа „Джемини1
Обозначение эксперимента
Содержание эксперимента
Организация, проводящая эксперимент
	Сведения о выполнении эксперимента на спутниках «Джемини III» — «Джемини XII»
ш	| IV 1 V VI I VII I VIII I IX I X I XI I XII
S-6
S-7
S-8
S-9
S-10
S-11
S-12
S-13
S-26
S-29
S-30
Фотографирование облачного покрова Земли.
Спектрометрия облаков.
Проверка остроты зрения космонавтов (объединен с экспериментом D-13).
Исследование воздействия космической радиации на земную атмосферу
Улавливание метеорных частиц и микроорганизмов.
Фотографирование свечения воздуха у земного горизонта.
Улавливание метеорных частиц и микроорганизмов.
Фотографирование небесных тел в ультрафиолетовых лучах.
Исследование ионного следа спутника.
Фотографирование возможных скоплений метеорного вещества в районах либрации системы Земля—Луна.
Изучение возможности использования бортовой телевизионной установки для наблюдения за космическими объектами при слабой освещенности.
Бюро погоды
Национальный центр спутников для исследования окружающей среды
Калифорнийский университет
Научно-исследовательская лаборатория ВМС и Центр Годдарда
Обсерватория Дадли
Научно-исследовательская лаборатория ВМС
Обсерватория Дадли
Дирборнская обсерватория
Фирма Electro Optical Sistems
Отдел непилотируемых спутников и космических аппаратов NASA и Центр астрогеологии Геологического управления США
Отдел непилотируемых спутников и космических аппаратов NASA, Обсерватория Дадли и Миннесотский университет
Обозначение эксперимента
Содержание эксперимента
Организация, проводящая эксперимент
S-51	Фотографирование облаков паров натрия над пустыней Сахара.	
MSC-1	Обнаружение электростатического заряда на корпусе спутника.	Центр MS С
MSC-2	Измерение радиации вне спутника с помощью протонно-электронного спектрометра.	»
MSC-3	Измерение трех составляющих напряженности магнитного поля Земли с помощью магнитометра.	»
MSC-4	Связь с использованием портативной бортовой установки на основе лазера.	»
MSC-5	Исследование отражения ультрафиолетового излучения от Луны.	»
MSC-6	Исследования с использованием бета-спектрометра.	»
MSC-7	Регистрация тормозного излучения с использованием спектрометра.	»
MSC-8	Фотографирование на цветную пленку «эталонной» цветовой гаммы.	»
MSC-10	Фотографирование ореола Земли.	»
MSC-12	Наблюдение элементов рельефа земной поверхности.	»
Т-1	Связь в период входа в атмосферу.	Центр Лангли
D-1	Обнаружение и фотографирование	Лаборатория бортового
	космических объектов.	электронного оборудования ВВС
Продолжение табл. 14
Обозначение эксперимента	Содержание эксперимента	Организация, проводящая эксперимент
D-2	Фотографирование объектов искус-	Лаборатория бортового
	ственного происхождения, обращаю-	электронного оборудова-
	щихся по орбите вблизи спутника.	ния ВВС
D-3	Определение массы объекта, обращающего по орбите.	Центр MSC и ВВС
D-4	Регистрация излучения объектов,	Кембриджская лабора-
	находящихся на Земле и в космосе.	тория ВВС
D-5	Наблюдение захода звезд за земной	Лаборатория бортового
	горизонт с целью выяснения возмож-	электронного оборудова-
	ности использования этого явления для определения параметров орбиты спутника.	ния ВВС
D-6	Обнаружение и фотографирование объектов на Земле.	»
D-7	Регистрация излучения объектов,	Кембриджская лабора-
	находящихся на Земле, в атмосфере и в космосе (объединен с экспериментом D-4).	тория ВВС
D-8	Измерение радиационной дозы, по-	Лаборатория вооруже-
	лученной космонавтами.	ния ВВС
D-9'	Определение углового расстояния	Лаборатория бортового
	между звездами.	электронного оборудова-
		ния
D-I0	Изучение возможности ориентации	Кембриджская лабора-
	спутника с использованием ионных	тория ВВС
	датчиков.	
 D-11 -	! Испытание автономной установки	Центр MSC и ВВС
D-12	1 AMU, обеспечивающей перемещение	
	;космонавта вне спутника.	
Продолжение табл. 14
Сведения о выполнении эксперимента на спутниках «Джемини III» — «Джемини XII»									
III	1 IV	1 V	| VI 1 VII		1 VIII	1 IX	X	1 XI	XII
		+			—			X	
		+							
				—		X	X		
		+							
		+		+					
	+		+				+	+	
	+			+		—	X		+
Продолжение табл, 14
Обозначение эксперимента
Содержание эксперимента
Организация, проводящая эксперимент
Сведения о выполнении эксперимента на спутниках «Джемини III» — «Джемини XII»
III 1 IV 1 V I VI 1 VII I VIII 1 IX | X 1 XI | XII
D-13	Определение способности космонавта видеть .специально выложенные знаки на Земле (объединен с экспериментом S-8).	Калифорнийский университет
D-14	Исследование поляризации к. в. и у. к. в. сигналов в ионосфере.	Научно-исследовательская лаборатория ВМС
D-15	Наблюдение наземных объектов в ночное время с помощью телевизионной камеры.	Лаборатория бортового электронного оборудования ВВС
D-16	Опробование инструментов для работы вне спутника.	Авиационный научно-исследовательский центр ВМС
Условные обозначения:
Ч---эксперимент был запланирован и имеются сведения, что он фактически проводился;
X — эксперимент был запланирован, но сведений о том, проводился ли он фактически, нет;
----эксперимент был запланирован, но имеются сведения, что он не проводился.
ЗАКЛЮЧЕНИЕ
Американские специалисты расценивают программу «Джемини», как чрезвычайно успешную. Эта программа, ранее планировавшаяся лишь как переходный этап между программами «Меркурий» и «Аполлон», приобрела самостоятельное значение. Первоначально запланированные задачи были значительно расширены, что, естественно, привело к увеличению расходов и сдвигу сроков. Фактические расходы на программу (1,3 млрд, долл.) были примерно вдвое больше первоначально запланированных, а по срокам отдельные этапы программы задержались на 1—2 года.
Все первоначально предусмотренные и дополнительные задачи программы «Джемини» считаются выполненными, за исключением отработки системы управляемой посадки на сушу. Опыт, полученный в ходе работ по этой программе, имеет решающее значение не только для программы «Аполлон» (практически доказано, что принципиальных препятствий для успешного осуществления программы «Аполлон» нет), но и для ряда других программ, осуществление которых планируется в близком или более отдаленном будущем, в частности, для программы MOL, предусматривающей создание обитаемой орбитальной базы-станции военного назначения.
Основным достижением программы «Джемини» считают доказательство возможности длительного (до 14 суток) пребывания человека в космическом пространстве, что имеет определяющее значение для программы «Аполлон», предусматривающей полет общей длительностью примерно восемь суток.
Система жизнеобеспечения спутников «Джемини» в целом функционировала нормально. Пребывание космонавтов в течение 14 суток в чисто кислородной атмосфере не оказало вредного воздействия на организм. До пожара в кабине космического корабля «Аполлон I» считалось, что полеты спутников «Джемини» доказали полную безопасность чисто кислородной атмосферы. Восьмисуточный полет спутника «Джемини V» показал, что пребывание космонавтов в скафандрах в течение длительного полета осложняет работу и отдых космонавтов. Эксперимент на спутнике «Джемини VII», при котором космонавты длительное время находились без скафандров, показал пути разрешения этой проблемы. Однако пока трудно обеспечить достаточную свободу движений для космонавта, пребывающего в скафандре с наддувом в разгерметизированной кабине или в открытом космосе.
Важные результаты были получены при проведении экспериментов по выходу космонавтов в открытый космос и осуществлению различных
119
операций. В частности выяснилось, что на выполнение работ в открытом космосе космонавты затрачивают значительно большие усилия, чем можно было предположить, основываясь на данных наземных тренировок в имитированных условиях. Использованная система жизнеобеспечения в период выхода в открытый космос в большинстве случаев не обеспечивала необходимое терморегулирование и отвод влаги в скафандре космонавта. Только после радикального, пересмотра метода наземных тренировок и программы проведения операций в открытом космосе удалось обеспечить полное выполнение полетного задания. Было выяснено, что для обеспечения выполнения операций в открытом космосе должны быть приняты следующие меры:
1.	Перед полетом космонавт должен проводить длительные и интенсивные тренировки в условиях, имитирующих состояние невесомости. Особенно целесообразны тренировки под водой, где состояние близкое к невесомости, имитируется в принципе в течение неограниченного времени. Кроме того, тренировки под водой значительно более безопасны, чем при полетах на самолетах.
2.	Находясь в открытом космосе, космонавт должен каким-либо способом фиксировать положение своего тела, иначе чрезвычайно большие усилия будут затрачиваться только на то, чтобы удерживаться около места проведения работы. Необходимо также обратить внимание на крепление предметов, используемых космонавтом, поскольку применявшиеся способы были недостаточно эффективны.
3.	Космонавт должен выходить в открытый космос отдохнувшим ив течение всего времени пребывания за бортом спутника периодически отдыхать.
В полетах были опробованы простейшие ручные реактивные устройства, с помощью которых космонавты сравнительно легко маневрировали в открытом космосе. Испытания более сложной установки (AMU), предназначенной для этой цели, провести не удалось.
В ходе выполнения программы «Джемини» были успешно осуществлены при различных исходных условиях эксперименты по встрече на орбите, групповому полету и стыковке космических аппаратов. Управление активным аппаратом при этом осуществляли космонавты. Эти эксперименты, в частности, показали:
1.	При использовании радиолокатора и бортового вычислительного устройства встреча осуществляется сравнительно легко, однако затраты топлива в некоторых случаях могут превышать расчетные.
2.	При малых исходных расстояниях возможна встреча с использованием ручных навигационных приборов. Встреча с мишенью, визуально наблюдаемой на фоне-Земли, связана с определенными трудностями.
3.	При проведении стыковки необходимо учитывать слепящее действие солнечных лучей.
4.	Медленное вращение связанных тросом спутника и ракеты вокруг общего центра масс обеспечивает групповой полет и стабилизацию двух объектов друг относительно друга без затрат топлива. Практически подтверждена возможность создания при вращении космического объекта искусственной силы тяжести.
5.	Связанные тросом аппараты при соответствующей их ориентации относительно друг друга и Земли могут стабилизироваться за счет гравитационных сил,
.	6. Использование двигательной установки ракеты, пристыкованной к спутнику, позволяет успешно осуществлять стабилизацию системы «спутник—ракета», а также маневрирование с существенным изменением параметров орбиты.
120
Американские специалисты считают, что в результате проведения экспериментов по встрече и стыковке на спутниках «Джемини» проблема встречи взлетной ступени лунной кабины с основным блоком корабля «Аполлон» на селеноцентрической орбите может считаться практически решенной.
В ходе полетов спутников «Джемини» была продемонстрирована надежность ракет-носителей «Титан II», оборудования Наземного командно-измерительного комплекса, а также эффективность средств спасения. Спутники, как правило, совершали посадку в заданных районах с высотой точностью (порядка нескольких километров от расчетной точки приводнения) и в большинстве случаев еще до приводнения обнаруживались средствами спасения. Даже при аварийной посадке спутника «Джемини VIII» легкие водолазы были сброшены через 15 мин, а корабль подошел к месту посадки через три часа.
Руководители программы «Джемини» считают, что в результате проведенных медико-биологических, физико-технических и военно-прикладных экспериментов получено значительно больше данных, чем ожидалось. /Многочисленные эксперименты, часть которых засекречена, проводились по программе Министерства обороны, которое не имеет своих пилотируемых спутников. Эксперименты на спутниках «Джемини» ставили не только правительственные организации, но также ВУЗы, некоммерческие научно-исследовательские организации частные фирмы. Космонавты проявили себя отличными наблюдателями. Была подтверждена правильность принятой методики отбора и подготовки космонавтов.
Полеты по программе «Джемини» показали правильность большинства технических решений, положенных в основу конструкции и оборудования спутников. Однако некоторые узлы и системы (бортовые двигатели, топливные элементы) требуют дальнейшей доработки для повышения надежности. Неисправность топливных элементов в значительной мере помешала выполнению программы полета космонавтами спутника «Джемини V».
Неполадки в этих элементах наблюдались и на некоторых последующих спутниках, включая «Джемини XII». Неисправность бортовых двигателей вызвала необходимость аварийной посадки спутника «Джемини VIII». Практически на каждом спутнике «Джемини» выходил из стрся один или несколько двигателей системы OAMS.
Неисправность вычислительного устройства заставила отказаться от управляемого спуска спутника «Джемини IV». При дальнейших полетах неполадки в этом устройстве не возникали.
Во время полетов спутников возникали и другие более мелкие неполадки, но они, как правило, после принятых мер не повторялись.
В дальнейшем предполагается использовать спутники серии «Джемини» в качестве транспортных кораблей для орбитальных военных станций MOL.
Краткие сведения о ходе подготовки и осуществлении полетов спутников «Джемини» представлены в приложении. Некоторые данные, приводимые в приложении, несколько отличаются от данных в основном тексте обзора. Это объясняется тем обстоятельством, что в приложении использованы данные, опубликованные во время или сразу после полетов, а в основном тексте обзора использованы обобщенные и уточненные данные, опубликованные спустя значительное время после полетов.
1’21
источники
1.	Electronic News, 1966, 21/XI, vol. 11, № 53, p. 4, 5.
2.	Astronautics and Aeronautics, 1965, VII, vol. 3, № 7, p. 114—116.	>
3.	Missiles and Rockets, 1962, 26/VIII, vol. 11, № 6, p. 31.
4.	Missiles and Rockets, 1962, 17/IX, vol. 11, № 12, p. 11.
5.	Aviation Week, 1962, 29/X, vol. 77, № 18, p. 23.
6.	Astronautics, 1962, XI, vol. 71, № 11, p. 173, 174.
7.	Interavia Air Letter, 1962, 1/IV, № 5004, p; 1, 2.
8.	«Работы ,США по исследованию и использованию космоса». Обзор по материалам иностранной печати. 1964 г.
9.	NASA Release, № 66—226, 1966, 2/IX.
10.	Interavia Air Letter, 1963, 24/1, № 5167, p. 1.
11.	Interavia Air Letter, 1963, 29/1, № 5170, p. 1.
12.	Interavia Air Letter, 1963, 26/III, №. 5210, p. 4.
13.	Aviation Week, 1962, 2/VII, vol. 77, № 1, p. 94—97.
14.	Missile/Space Daily, 1966, 25/11, vol. 17, p. 298, 299.
15.	Electronic News, 1965, 24/111, vol. 10, № 481, p. 1, 34.
16.	Missiles and Rockets, 1965, 29/III, vol. 16, № 13, p. 11.
17.	Missiles and Rockets, 1964, 13/IV, vol. 14, № 15, p. 24, 25, 28, 31.
18.	Technology Week, 1966, 21/XI, vol. 19, № 21, p. 13—17, 50.
19.	New York Times, 1966, 4/XI.
20.	New York Times, 1963, 15—17/V.
21.	Aviation Week, 1963, 22/VII, vol. 79, № 4, p. 175—181', 184—194, 195, 196,225,227.
22.	Flight, 1963, 24/X, vol. 84, № 2850, p. 702, 703.
23.	Aviation Week, 1963, 13/V, vol. 78, № 19, p. 52—55, 57, 59, 62, 65, 66, 71, 73,
75, 76, 82, 83.
24.	Aviation Week, 1963, 22/VII, vol. 79, № 4, p. 175—181, 184—194, 195, 196,225,227.
25.	Aviation Week, 1963, 19/VIII, vol. 79, № 8, p. 37, 52, 53, 55, 59, 61, 62, 67, 69.
26.	Missiles and Rockets, 1963, 18/Ш, vol. 12, № 11, p. 21.
27.	Science News Letter, 1963, 30/111, vol. 83, № 13, p. 199.
28.	Aviation Week, 1963, 8/IV, vol. 78, № 14, p 99.
29.	Electronic News, 1963, 24/VI, vol. 8, № 381, p. 35.
30.	Adhesives Age, 1966, VI, vol. 9, № 6, p. 35.
31.	Interavia Air Letter, 1963, 8/X, № 5345, p. 1, 2.
32.	Space/Aeronautics, 1963, VII, vol. 40, № 1, p. 55, 57, 88—93.
33.	Alissiles and Rockets, 1965, 27/IX, vol. 17, .№ 13, p. 9.
34.	NASA Release № 65—362, 1965, 29/XI.
35.	Interavia Air Letter, 1963, 2/IV, № 5215, p. 8.
36.	Missiles and Rockets, 1964, 25/V, vol. 14, № 21, p. 31.
37.	Astronautics and Aeronautics, 1964, XI, vol. 2, № 11, p. 28, 29.
38.	Aviation Week, 1964, 23/XI, vol. 81, № 21, p. 79.
39.	NASA Release № 65—158, 1965, 21/V.
40.	Aviation Week,	1965,	31/V, vol. 82, № 22, p. 15—17, 63,	64.	/
41.	Aviation Week,	1965,	18/X, vol. 83,. № 1.6, p. 18.
42.	Missiles and Rockets, 1965, 18/X, vol. 17, № 16, p. 17.
43.	Aviation Week,	1966,	20/VI, vol. 84, № 25, p. 183, 186,	189,	190
44.	Aviation Week,	1966,	4/VII, vol. 85, № 1, p. 48, 49, 51,	53.
122
45.	Aviation Week, 1965, 13/XII, vol. 83, № 24, p. 30—33, 71, 74, 79, 81.
46.	Aviation Week, 1962, 12/111, vol. 16, № 11, p. 313.
47.	Missiles and Rockets, 1'964, 8/VI, vol. 14, № 23, p. 29—32, 34.
48.	Aviation Week, 1962, 9/1V, vol. 76, № 15, p. 54, 55, 59, 61, 63.
49.	Missiles and Rockets, 1962, 14/V, vol. 10, p 11.
50.	Raumfahrtforschung, 1966, IV—VI, Bd. 10, № 2, S. 75—84.
51.	Flight, 1966, V, vol. 15, № 5, p. 302, 303.
52.	Interavia, 1965, VIII, vol. 20, № 8, p. 1297—1299.
53.	Electronic Design, 1965, 21/VI, vol. 13, № 13, p. 6—9.
54.	Astronautics, 1962, XI, vol. 7, № 11, p. 113.
55.	Aviation Week, 1965, 30/VIII, vol. 83, № 9, p. 24—29.
56.	Missiles and Rockets, 1965, 30/VIII, vol. 17, № 9, p. 7, 15, 16.
57.	Missiles and Rockets, 1965, 16/IX, vol. 17, № 10, p. 14, 15.
58.	Aviation Week, 1965, 6/IX, vol. 83, № 10, p. 26—29.
59.	Missiles and Rockets, 1963, 13/V, vol. 12, № 19, p. 23.
60.	Aviation Week, 1963, 8/VIL vol. 79, № 3, p. 23, 59, 61, 63, 65, 67.
61.	Aviation Week, 1965, 5/IV, vol. 82, № 14, p. 74, 75, 80—82.
62.	Interavia, 1965, VI, vol. 20, № 6, p. 954—958.
63.	Missiles and Rockets, 1963, 7/X, vol. 13, № 15, p. 52, 53.
64.	Interavia Air Letter, 1963, 27/XI, № 5381, p. 5.
65.	Aviation Week, 1965, 20/IX, vol. 83, № 12, p. 68, 69, 71. 73.
66.	Electronic News, 1964, 9/XI, vol. 9, № 460, Sec. 2, p. 4, 5.
67.	Aviation Week, 1966, 25/VII, vol. 85, № 24, p. 26—30.
68.	Aviation Week, 1963, 1/IV, vol. 78, № 13, p. 23.
69.	Aviation Week, 1965, 8/XI, vol. 83, № 19, p. 93, 95.
70.	Electronic News, 1965, 13/IX, vol. 10, № 507, p. 14.
71.	Electronics Weekly, 1965, 13/X, № 267, p. 23.
72.	Electronic News, 1963, 6/V, vol. 8, № 374, p. 4, 5.
73.	Electronic News, 1963, 21/VIII, vol. 8, № 390, p. 30, 46.
74.	Electronic Design, 1963, 26/IV, vol. 11, № 9, p. 27.
75.	/Missiles and Rockets, 1963, 19/VIII, vol. 13, № 8, p. 36, 37.
76.	Electronics, 1963, 23/VIII, vol. 36, № 34, p. 16—18.
77.	Flight ,1963, 19/IX, vol. 84, № 2845, p. 525.
78.	Missiles and Rockets, 1963, 24/VI, vol. 12, № 25, p. 25.
79.	Signal, 1963, V, vol. 17, № 9, p. 50—55.
80.	Flight, 1963, 1/VIII, vol. 84, № 2838, p. 185.
81.	New York Times, 1966, 24/11.
82.	Interavia Air Letter, 1965, 3/VIII, № 5803, p. 11.
83.	Missile/Space Daily, 1965, 9/VIII, vol. 14, № 27, p. 241.
84.	Aviation Week, 1963, 28/1, vol. 78, № 4, p. 55.
85.	Aviation Week, 1963, 4/11, vol. 78, № 5, p. 36.
86.	Aviation Week, 1963, 29/IV, vol. 78, № 17, p. 19, 65.
87.	Design News, 1963, 15/V, vol. 18, № 10, p. 244.
88.	Astronautics and Aeronautics, 1964, XI, vol. 2, № 11, p. 52—55.
89.	Interavia, 1965, V, vol. 20, № 5, p. 686—689.
90.	Aviation Week, 1962, 3/IX, vol. 77, № 10, p. 38-41, 45.
91.	Astronautics and Aeronautics, 1964, XI, vol. 2, № 11, p. 52—56.
92.	Aviation Week, 1964, 14/XII, vol. 81, № 24, p. 17.
93.	Aviation Week, 1964, 28/XII, vol. 81, № 26, p. 20.
94.	Missile/Space Dailv, 1964, 22/XII, vol. 10, № 35, p. 274.
95.	Interavia Air Letter, 1963, 10/X, Ns 5347, p. 7.
96.	Flight, 1963, 24/X, vol. 84, № 2850, p. 702, 703.
97.	.Missile/Space Daily, 1963, 24/X, vol. 3, № 38, p. 231.
98.	Missile/Space Daily, 1963, 28/X, vol. 3, № 40, p. 240.
99.	Missiles and Rockets, 1963, 15/IV, vol. 12, № 15, p. 9, 15.
100.	Aviation Week, 1963, 15/IV, vol. 78, № 15, p. 27.
101.	Aviation Week, 1963, 6/V, vol. 78, № 18, p. 22.
102.	Missiles and Rockets, 1963, 6/V, vol. 12, № 18, p. 16.
103.	Missile/Space Daily, 1963, 8/XI, vol. 4, № 6, p. 31.
104.	New York Times, 1963, 30/X.
105.	Missile/Space	Daily,	1963,	17/X, vol. 3,	№ 33, p.	196, 197.
106.	Missile/Space	Daily,	1963,	30/X, \ol. 3,	№ 42, p.	251, 252.
107.	Missile/Space	Daily,	1963,	24/VIII, vol.	2, № 39,	p. 229, 230.
108.	Missile/Space	Daily,	1963,	26/VIII, vol.	2, № 40,	p. 235.
109.	Aviation Week, 1963, 21/X, vol. 79, № 17, p. 29.
110.	Missiles and Rockets, 1963, 15/VII, vol. 13, № 3, p. 16, 17.
111.	Aviation Week, 1964, 30/III, vol. 80, № 13, p. 38, 39, 41.
123
112.	Aviation Week, 1964, 6/IV, vol. 80, № 14, p. 45.
113.	Aviation Week, 1964, 13/IV, vol. 80, № 15, p. 30.
114.	Missiles and Rockets, 1964, 13/IV, vol. 14, № 15, p. 26, 27.
115.	Aviation Week, 1964, 20/IV, vol. 80, №> 16, p. 37.
116.	Aviation Week, 1964, 4/IV, vol. 80, № 18, p= 27.
117.	Flight, 1964, 14/V, vol. 85, № 2879, p. 825..
118.	Missiles and Rockets, 1964, 18/V, vol. 14, № 20, p. 23.
119.	Missiles and Rockets, 1964, 25/V, vol. 14, № 21, p. 9.
120.	Aviation Week, 1962, 3/IX. vol. 77, № 10, p. 38—41, 45.
121.	Missiles and Rockets, 1965, 2/VI1I, vol. 17, № 5, p. 10.
122.	Electronic News, 1965, 7/VI, vol. 10, № 492, p. 6.
123.	Time, 1965, 11/VI, vol. 85, № 24, p. 13—19.
124.	Electronic News, 1965, 31/V, vol. 10, № 491, p. 8.
125.	Missiles and Rockets, 1965, 15/III, vol. 16, №? II, p. 16, 17.
126.	Electronic News, 1965, 22/111, vol. 10, № 480, p. 43.
127.	Missile/Space Daily, 1965, 23/III, vol. 12, № 17, p. 134.
128.	Electronic News, 1965, 24/111, vol. 10. № 481, p. 1, 34, 35.
129.	New York Times, 1966, 29/11.
130.	Missiles and Rockets, 1963, 28/X, vol. 13, № 18, p. 20.
131.	Flight, 1963, 7/XI, vol. 84, № 2852, p. 779.
132.	Missiles and Rockets, 1964, 22/VJ, vol. 14, № 25, p. 9, 10.
133.	Aviation Week, 1964, 29/VL vol. 80, № 26, p. 72, 73.
134.	NASA Release № 65—158, 21/V.
135.	Missile/Space Daily, 1965, vol. 13, № 18, p. 137.
136.	Aviation Week, 1965, 31/V, vol. 82, № 22, p. 15—17, 63, 64.
137.	Interavia Air Letter, 1965, 24/VI, № 5775, p. 7—9.
138.	Aviation Week, 1963, 28/1, vol. 78, № 4, p. 55.
139.	Aviation Week, 1963, 4/II, vol. 78, № 5, p. 36.
140.	Aviation Week, 1963, 5/VIII, vol. 79, № 6, p. 79
141.	Missiles and Rockets, 1965, 4/1, vol. 16, № 1, p. 31.
142.	Missile/Space Daily, 1964, 27/XI, vol. 10, № 18, p. 143.
143.	Interavia, 1963, V, vol. 18, №5, p. 649.
144.	Journal of the Armed Forces, 1964, 28/XII, vol. 102, № 13, p. 15.
145.	Missiles and Rockets, 1965, 20/IX, vol. 17, № 12, p. 9.
146.	Missile/Space Daily, 1965, 27/IX, vol. 15, № 18, p. 124.
147.	Aviation Week, 1965, 29/XI, vol. 83, № 22, p. 23.
148.	Missiles and Rockets, 1964, 19/X, vol. 15, № 16, p. 13.
149.	Missile/Space Daily, 1964, 2/XI, vol. 10, № 1, p. 6.
150.	Missiles and Rockets, 1966, 3/1, vol. 18, № 1, p. 1, 16—18, 21, 22, 26, 28, 31.
151.	Aviation Week, 1966, 10/1. vol. 84, № 2, p. 83, 86, 89, 91, 94.
152.	Aviation Week, 1965, 20/XII, vol. 83, № 25, p. 16—20.
153.	Time, 1965, 26/XI, vol. 86, № 22, p. 38.
154.	Aviation Week, 1965, 7/VI, vol. 82, № 23, p. 20.
155.	Electronic News, 1965, 14/VI, vol. 10, № 493, p. 16.
156.	Missile/Space Daily, 1965, 22/VI, vol. 13, № 36, p. 282.
157.	Air Force Times, 1965, 7/VII, vol. 25, № 47, p. 30.
158.	Missile/Space Daily, 1965, 3/1, vol. 17, № 1, p. 4.
159.	Interavia Air Letter, 1966, 14/1, № 5918, p. 5, 6.
160.	Time, 1965, 18/VI, vol. 85, № 25, p. 17—22.
161.	Astronautics and Aeronautics, 1964, XI, vol. 2, № 11, p. 44—47.
162.	Missiles and Rockets, 1965, l/II, vol. 16, № 15, p. 8.
163.	Missile/Space Daily, 1963, 3/XII, vol. 4, № 20, p. 119.
164.	Aviation Week, 1964, 6/1, vol. 80, № 1, p. 67.
165.	Flight, 1964, vol. 85, № 2863, p. 146.
166.	Aviation Week, 1965, 19/VII, vol. 83, № 3, p. 22, 23.
167.	Missiles and Rockets, 1966, 11/III, vol. 18, № 10, p. 15, 40.
168.	Aviation Week, 1966, 21/Ш, vol. 84, № 12, p. 30—34.
169.	Electronic News, 1966, 21/III, vol. 11, № 534, p. 56.
170.	New York Times, 17/111, 1966.
171.	Flight, 1966, 14/IV, vol. 89, № 2979, p. 642—647.
172.	Aviation Week, 1966, 25/VII, vol. 85, № 24, p. 26—30.
173.	Technology Week, 1966, 25/VII, vol. 19, № 4, p. 13, 14, 16, 18.
174.	Flight, 1966, 28/VII, vol. 91, № 2994, p. 157, 158.
175.	Aviation Week, 1966, 19/IX, vol. 85, № 12, p. 27—30.
176.	Interavia, 1966, X, vol. 21, № 10, p. 1460.
177.	Aviation Week, 1'966, 3/X, vol. 19, № 14, p. 19, 20.
178.	Technology Week, 1966, 3/X, vol. 19, № 14, p. 19, 20.
179.	Technology Week, 1966, 19/IV, vol. 19, № 12, p. 16—18.
124-'-
180.	Aviation Week, 1965, 20/XII, vol. 83, № 25. p. 20.
181.	Missiles and Rockets, 1965, 20/XII, vol. 17, № 25, p. 17.
182.	Aviation Week, 1966, 7/1, vol. 84, Ns 3, p. 23.
183.	New York Times, 1966, 5/VI, p. 1, 80.
184.	Interavia Air Letter, 1966, 6/VI, № 6015, p. 5.
185.	New York Times, 1966, 18/VI, p. 11.
186.	Technology Week, 1966, 13/VI, vol. 18, № 24, p. 14, 15.
187.	Aviation Week, 1966, 4/VII, vol. 85, № 1, p. 48, 49, 51, 53.
188.	Aviation Week, 1966, 19/IX, vol. 85, № 12, p. 27—30.
189.	Time, 1966, 23/IX, vol. 88, № 13, p. 67, 68.
190.	Missile/Space Daily, 1965. 8/VI, vol. 13, № 26, p. 202, 203.
191.	Aviation Week, 1965, 14/VI, vol. 82, № 24, p. 71, 79—83.
192.	Aviation Week, 1962, 5/XI, vol. 77, № 19, p. 23. 42.
193.	NASA Release № 66—97, 1966, 10/V.
194.	Skv and Telescope, 1966, X, vol. 32, № 4, p. 204, 205.
195.	NASA'Release, № 65—262, 1965, 12/VIII.
196.	Aviation Week, 1964, 1/VI, vol. 80, № 22, p. 20.
, 197. Missile/Space Daily, 1964, vol. 7, № 21, p. 132, 133.
198.	Missiles and Rockets, 1964, 8/VI, vol. 14, № 23, p. 41.
199.	NASA Release № 66, 1966, 10/V.
200.	Aviation Week, 1965, 29/III, vol. 82, № 13, p. 17—21.
201.	Missile/Space Daily, 1966. 28/III, vol. 18, № 20, p. 145.
202.	NASA Release № 66—97, 1966, 10/V.
203.	Aviation Week, 1966, 13/VI, vol. 84, № 24, p. 31—34, 91, 94.
204.	Aviation Week, 1966, 8/VIII, vol. 85, № 6, p. 32, 33.
205.	Interavia Air Letter, 1966, 22/VII, № 6049, p. 5.
206.	Flight, 1966, 10/XI, vol. 91, № 3009, p. 816.
207.	Technology Week, 1966, 21/XI, vol. 19, Ns 21, p. 13—17.
208.	NASA Release Ns 66—226, 1966, 2/IX.
209.	Electronic News, 1965, 19/VII. vol. 10, Ns 498, p. 25.
210.	Electronics, 1965, 26/VII, vol. 38, Ns 15, p. 34.
211.	Interavia, 1965, 29/VII, Ns 5800, p. 8.
212.	Electronic Design, 1965, 2/VIII vol. 13, Ns 16, p. 4.
213.	Journal of Armed Forces, 1965, 7/VIII, vol. 102, Ns 49, p. 14.
214.	NASA Release Ns 65—362, 29/XI.
215.	Aviation Week, 1965, 13/XII, vol. 83, Ns 24, p. 30—33, 71, 74, 79, 81.
216.	Electronics, 1965, 13/XII, vol. 38, Ns 25, p. 34.
217.	Electronic News, 1966, 27/VI, vol. 11, Ns 550, p. 24.
218.	Aviation Week, 1966, 1/VII, vol. 85, Ns 2, p. 37.
219.	Technology Week, 1966, 26/VII, vol. 19, Ns 4, p. 13. 14, 16, 18.
220.	Missiles and Rockets, 1965, 29/111, vol. 16, Ns 13, p. 11, 13, 14, 17, 19, 20.
221.	Electronic News, 1965, 25/VIII, vol. 10, Ns 504, p. 1, 16.
222.	Aviation Week, 1965, 30/VIII, vol. 83, Ns 9. p. 24—29.
223.	Electronics, 1965, 6/IX, vol. 38, Ns 18, p. 25, 34, 35.
224.	Missiles and Rockets, 1966, 28/Ш. vol. 18, Ns 13, p. 9.
225.	Missile/Space Daily, 1965, 28/Ш, vol. 18, Ns 20, p. 140.
226.	Aviation Week, 1965, 31/V, vol. 10, № 491, p. 8.
227.	New York Times, 1966, 18/VII, p. 11.
228.	Missile/Space Daily, 1965, 14/VII, vol. 14, Ns 9, p. 68.
229.	Missiles and Rockets, 1965, 19/VII, vol. 17, Ns 3, p. 39.
230.	Interavia Air Letter, 1965. 29/VII, Ns 5800, p. 9.
231.	Technology Week, 1966, 7/X, vol. 19, Ns 16, p. 3, 18, 19.
125
ПРИЛОЖЕНИЕ
СПУТНИК «ДЖЕМИНИ ь
Запуск спутника «Джемини I» состоялся 8 апреля 1964 г. Задачи запуска:
1.	Проверка совместимости ракеты-носителя «Титан И» и спутника «Джемини».
2.	Исследование нагрева ракеты и спутника на активном участке полета ракеты.
3.	Проверка точности работы радиоинерциальной системы наведения ракеты-носителя.
4.	Испытания устройств, обеспечивающих включение запасных систем ракеты-носителя.
5.	Испытания установленного на ракете-носителе оборудования системы MDS (система обнаружения неисправностей).
6.	Испытания спутника при возникающих в полете динамических нагрузках.
7.	Проверка надежности и летных характеристик ракеты-носителя.
8.	Проверка методов расчета траектории полета и момента выключения двигателей.
9.	Проверка программы предстартовой подготовки.
10.	Испытания стартового и командно-измерительного комплексов.
11.	Оценка точности определения параметров траектории по сигналам бортового радиолокационного приемоответчика на спутнике.
12.	Тренировка персонала.
Первые семь задач считаются основными, остальные — второстепенными.
Спутник (рис. 62) представлял собой серийный образец, но без основного бортового оборудования, вместо которого были установлены измерительные приборы (общий вес 180 кг) для проведения 104 различных измерений, в частности, температуры (термопары), ускорений, давлений и вибрации. Помимо измерительных приборов, спутник был снабжен тремя телеметрическими передатчиками, радиолокационным приемоответ-чиком, работающим в диапазоне С, тремя антеннами, работающими в этом диапазоне, тремя телеметрическими антеннами и одной у.к.в. антенной. Для того чтобы довести вес спутника до расчетного (3265 кг), в нем было помещено 405 кг балласта. Стартовый вес ракеты-носителя «Титан II» со спутником составлял 148, 5 т.
П29
i
Рис. 62. Спутник «Джемини I»
Я — вспомогательный отсек; Б — отсек экипажа; В — отсек системы ориентации; Г — отсек радиолокатора
130
Спутник был запущен со стартового комплекса № 19 на мысе Кеннеди. Ниже приводится программа подготовки к запуску и программа
полета. Т — 1 сутки Т —360 мин Т —330 мин	.— предварительная заправка ракеты топливом; — окончательная заправка ракеты топливом; — контрольное включение и проверка работы бортовых источников питания ракеты и спутника; контрольное включение и проверка работы системы наддува ра-
Т —300 мин Т —290 мин	кеты; — начало предстартового отсчета времени; — контрольное включение телеметрической аппаратуры
Т —260 мин	спутника; — первая контрольная, запись станциями слежения те-
Т —240 мин	леметрических даннььк от ракеты-носителя; — контрольная запись телеметрической информации в
Т —230 мин Т —215 мин Т —140 мин Т —135 мин	Центре управления полетом на мысе Кеннеди; —	испытания с имитацией полета ракеты; —	проверка систем самоликвидации и отсечки, тяги; —	проверка системы MDS; — вторая контрольная запись станциями слежения те-
Т —90 мин Т —55 мин Т —35 мин Т —10 мин	леметрических данных от ракеты-носителя; —	проверка системы включения двигателей; —	проверка герметичности спутника; —	отвод башни обслуживания; —	включение источников питания и телеметрической
Т —6 мин	аппаратуры на спутнике; — завершение комплексной проверки ракеты и спут-
1 —90 сек Т —47 сек	ника; — включение источников питания на ракете; — открытие предварительных топливных клапанов (компоненты топлива начинают поступать к двигате-
Т —15 сек	лям первой ступени); — взведение инициирующих устройств в системе само-
Т	ликвидации ракеты; — включение двигателя первой ступени ракеты; отсоединение кабелей и трубопроводов от верхней части
Т +1,8 сек	спутника; — давление в камерах сгорания двигателей первой ступени достигает 77% от расчетного, и автоматически включается временной механизм, связанный с системой крепления рычагов, удерживающих ракету на
Т +3 сек	стартовом столе; — отсоединение кабелей и трубопроводов от нижней ча-
Т +3,8 сек	сти спутника; — срабатывание (по сигналу временного механизма)
Т +4 сек	взрывных болтов в системе крепления рычагов; — отрыв ракеты от стартового стола. Когда ракета поднимается на 5 см, включается временной механизм
Т +10,48 сек	системы наведения; — начало поворота ракеты относительно продольной
Т + 20,48 сек Т +23,04 сек	оси с целью установки расчетного азимута (72°); —	окончание поворота ракеты; —	начало запрограммированного изменения угла тангажа;
131
Т +153,34 сек — отсечка тяги двигателей первой ступени (ускорение 5,5 g); включение двигателя второй ступени; срабатывание взрывных болтов, соединяющих ступени;
Т +154,37 сек — отделение первой ступени (под напором истекающей струи газов двигателя второй ступени). Отделение произошло на высоте 72 км и на расстоянии 72 км от места старта;
Т +162,56 сек — окончание запрограммированного изменения угла тангажа;
Т +337,23 сек — отсечка тяги двигателя второй ступени (ускорение 7,3 g).
Ступень со спутником вышла на орбиту на расстоянии~ 1000 км от места старта. Элементы орбиты составляли: высота перигея 160,3 км (расчетная 162,5 км), апогея 328,3 км (299,3 км), наклонение 32,5°, период обращения 89,27 мин. Орбитальная скорость составляла ~7,853 км/сек (расчетная 7,859±0,007 км/сек). Общий вес вышедшей на орбиту второй ступени со спутником 5170 кг, общая длина 14 м. Отделение спутника от ступени и его возвращение не планировались. 12 апреля 1964 г. ступень со спутником вошла в плотные слои атмосферы и сгорела.
Слежение за этим спутником осуществляли станции на мысе Кеннеди, на Бермудских островах, в Австралии, на базе Пойнт-Аргуэльо, на полигонах Уайт Сандс и Эглин. Слежение осуществлялось до тех пор, пока не произошла разрядка батарей спутника, питающих радиолокационный приемоответчик. Разрядка произошла на втором витке.
Предварительная обработка телеметрической информации показала, что система MDS и радиоинерциальная система наведения ракеты-носителя «Титан II» работали хорошо. Была подтверждена эффективность мер, предпринятых для снижения амплитуды продольных колебаний ракеты-носителя «Титан II».
Missile/Space Daily, 1964, 3/IV, vol. 6, № 24, p. 149, 149 A.
Aviation Week, 1964, 13/IV, vol. 80, № 15, p. 29, 30.
Electronic News, 1964, 6/IV, vol. 9, № 427, p. 15.
Missiles and Rockets, 1964, 13/IV, vol. 14, № 15, p. 12, 13, 22, 23.
СПУТНИК «ДЖЕМИНИ и»
19 января 1965 г. был проведен запуск экспериментального спутника «Джемини II» (рис. 63) по баллистической траектории. В спутнике (вес 3130 кг) было установлено почти все штатное бортовое оборудование. Вместо кресел космонавтов были смонтированы два устройства («роботы»), имитирующие дыхание и тепловыделение космонавтов, а также выдающие команды на управление спутником. Вес каждого устройства 36,3 кг.
Задачи запуска:
1.	Испытания системы теплозащиты при наиболее неблагоприятных, с точки зрения нагрева, условиях входа в атмосферу. Такие условия возникнут при аварийном возвращении спутника непосредственно перед выходом его на орбиту. В этом случае во время входа в атмосферу температура нагрева боковой поверхности, согласно расчетам, будет достигать 948°С, а температура нагрева донной части в месте соединения ее с теплозащитным экраном 360°С. Измеренная при запуске спутника «Джемини II» температура нагрева оказалась несколько выше расчетной, однако теплозащитный экран и корпус спутника, как показал произведенный после полета осмотр, выдержали нагрев. Для того чтобы в будущем температура нагрева спутника соответствовала расчетной, на корпус будут нанесены дополнительные белые полосы.
Рис. 63. Установка спутника «Джемини II» на ракету-носитель «Титан II» на стартовом комплексе № 19
2.	Испытания систем жизнеобеспечения, электропитания, связи, телеметрии, наведения и ориентации, пиротехнических устройств, ТДУ, а
133
также средств, облегчающих обнаружение и спасение опустившегося на воду спутника. В полете управляющие команды выдавались «роботами». Все оборудование работало хорошо за исключением испарителя в системе жизнеобеспечения, который перегрелся, и топливных элементов, которые не включились вследствие неисправности клапана.
3.	Испытания ракеты-носителя «Титан II», в частности, ее способности обеспечить вывод спутника на расчетную орбиту. Ракета вывела спутник на баллистическую траекторию, весьма близкую к расчетной:
	Расчетное значение	Фактическое значение
Высшая точка траектории, км	160,2	159,1
Координаты точки падения	16°34' с. ш.	16°31,9' с. ш.
	50°03' з. д.	49°46,8/ з. д.
Дальность полета, км	3423	3555
4.	Проверка работы Координационно-вычислительных центров МСС и MSCC, а также станций слежения. На 315-й секунде полета вышла из строя система электроснабжения Центра МСС, и он в течение 47 сек не работал. Это считают единственной существенной неисправностью за все время полета. Отмечается, что при полете пилотируемых спутников выход из строя Координационно-вычислительного центра даже на несколько секунд может привести к серьезным последствиям, если выход из строя произойдет в тот период, когда на спутнике возникла какая-либо неисправность и Центр передает на борт необходимые инструкции. Центр MSCC, использовавшийся в качестве запасного, работал хорошо.
5.	Тренировка стартовой команды, а также персонала Координационно-вычислительных центров и станций слежения.
Ниже описывается ход полета экспериментального спутника «Джемини II» по баллистической траектории.
г т	+ 2 мин 32 сек — выключение двигателей первой ступени (расчет-			
	+	ный момент Т + 2 мин 33,5 сек);		
		2	мин 35 сек	— включение двигателя второй ступени и разделение ступеней;
т	+	3	мин 21 сек	— сбрасывание носового обтекателя;
т	+	5	мин 19 сек	— начало поворота второй ступени со спутником
по тангажу вниз. Угол между продольной осью ступени и местной горизонталью составил в конце поворота—2,48° (расчетное значение—2,28°);
7 + 5 мин				39 сек — выключение двигателя второй ступени. В этот момент скорость ракеты со спутником составля-	
т т	+ 5 мин			59 сек — 26 сек —	ла 7,469 км/сек (расчетное- значение 7,467 км/сек); отделение спутника от ступени; разворот спутника по рысканию на 180°;
	+	6	мин		
т	+	7	мин	01 сек —	отделение секции оборудования;
г	+	7	мин	25 сек —	включение ТДУ;
т	+	7	мин	46 сек —	отделение секции ТДУ;
т	-1-	9	мин	30 сек —	уменьшение перегрузки до 0,5'.
	На высоте 3,2 км				был выпущен тормозной, а на высоте 2,7 км ос-
новной парашют. Приводнение спутника (вертикальная составляющая
- 1 Максимальная перегрузка на активном участке составила 7,5, при входе в атмосферу—9,6.
134
скорости 9 м]сек) произошло в Т+19 мин 13 сек. Спутник приводнился в 40 км от флагмана спасательной флотилии авианосца «Лейк Чемп-лейн». С авианосца стартовал вертолет, сбросивший на парашютах трех водолазов, которые подвели под спутник понтон (рис. 64).
Рис. 64. Спутник «Джемини II» после приводнения с подведенным под него понтоном
Примерно через 85 мин после приводнения спутник был доставлен вертолетом на палубу авианосца «Лейк Чемплейн».
Science News Letter, 1964, 26/XII, vol. 86, № 26, p. 405.
Missiles and Rockets, 1965, 25/1, vol. 16, № 4, p. 13.
Aviation Week, 1965, 25/1, vol. 82, № 4, p. 30, 31.
New York Times, 1965, 20/1, p. 1, 3
Missile/Space Daily, 1965, 19/1, vol. 11, № 12, p. 93.
Flight, 1965, 28/1, vol. 87, № 2916, p. 153.
Electronic News, 1965, 29/1, vol. 10, № 472, p. 18.
Flight, 1965, 4/II, vol. 87, № 2917, p. 192.
Interavia Air Letter, 1965, 11/11, № 5684, p. 10.
СПУТНИК «ДЖЕМИНИ III»
Запуск первого пилотируемого спутника «Джемини III» состоялся 23 марта 1965 г. На борту спутника находились космонавты (рис. 65) Гриссом (командир корабля) и Янг (второй пилот).
Рис. 65. Космонавты Гриссом (справа) и Янг
Задачи запуска:
1.	Комплексные испытания и отработка ракеты-носителя и спутника перед дальнейшими полетами, которые будут предусматривать длительное пребывание на орбите и проведение экспериментов по встрече на орбите.
2.	Испытания командно-измерительного комплекса.
3.	Оценка пульта управления, системы жизнеобеспечения, скафандров, систем наведения и управления полетом, энергетической установки, бортовых двигателей, систем связи и слежения, пиротехнических устройств, приборов, системы возвращения и спасения, а также пищи, приспособлений для питья и ассенизационной установки.
136
4.	Проверка способности спутника маневрировать. Программой предусматривались следующие маневры:
а.	Снижение апогея орбиты. В конце первого витка (примерно через 93 мин после старта) во время пролета спутника над Техасом командир корабля должен включить на 104 сек бортовые двигатели блока В, в результате чего скорость спутника должна снизиться на 20 м!сек, и он должен перейти с начальной орбиты (расчетные элементы: высота перигея 160 км, высота апогея 240 км) на орбиту с высотой апогея 172 км.
б.	Изменение наклонения орбиты. На втором витке (примерно через 2 час 20 мин после старта) во время полета над Индийским океаном в пределах радиовидимости корабля «Коустал Сентри» командир корабля должен с помощью двигателей блока Е повернуть спутник на 180° по рысканию, чтобы вперед по полету было обращено большее днище, а затем повернуть спутник еще на 90° (скорость поворота 5 град!сек), так чтобы большее днище было обращено к югу. После этого командир корабля должен включить двигатели блока В, в результате чего спутник сместится к югу примерно на 1,6 км и перейдет на орбиту, плоскость которой на доли градуса отличается от плоскости первоначальной орбиты. Затем командир корабля должен включать попеременно двигатели группы В и группы Д, которые при этом будут работать короткими импульсами. Поскольку тяга двигателей группы Д больше, спутник должен сместиться к северу и в конце этого эксперимента оказаться снова в плоскости начальной орбиты, после чего он должен быть развернут меньшим основанием по полету.
в.	Снижение перигея орбиты. На третьем витке (через 4 час 20 мин после старта) командир корабля должен развернуть спутник по рысканию на 180° и включить двигатели группы Д на 106 сек, в результате чего скорость спутника должна снизиться на 28,3 м!сек, и он должен перейти на орбиту с высотой перигея 83 км. На такой высоте плотность атмосферы достаточно велика, чтобы спутник сошел с орбиты вследствие естественного торможения, даже если откажет ТДУ. Программой полета, однако, предусматривалось использование ТДУ, которую командир корабля должен был включить во время полета над Калифорнией через 13 мин после последнего маневра (до достижения спутником перигея).
5.	Проверка способности космонавтов обеспечить сход спутника с орбиты с приводнением в заданном районе.
6.	Эксперимент S-2.
7.	Эксперимент S-4.
8.	Эксперимент Т-1.
9.	Оценка космонавтами биомедицинской аппаратуры и средств личной гигиены.
10.	Наблюдение и фотографирование истекающей струи бортовых двигателей. Цель эксперимента — определить, насколько эта струя мешает видеть горизонт.
11.	Испытания датчика горизонта.
12.	Проверка системы телеметрии (переданные космонавтами данные о показаниях различных приборов должны сопоставляться с данными, переданными по телеметрическим каналам).
13.	Ориентация спутника по наземному ориентиру и удержание его в таком положении на время, необходимое для фотографирования ориентира.
137
14.	Наблюдение обращающейся по орбите второй ступени ракеты-носителя.
Первые пять задач считаются основными, остальные — второстепенными. Проводить эксперименты должны оба космонавта, причем командир корабля должен совершить 145 отдельных операций, а второй пилот—226 операций [5, 6].
Вес спутника «Джемини III» составлял около 3,2 т, в том числе вес топлива для бортовых двигателей 166 кг, основного запаса кислорода 7,1 кг, дополнительного запаса 6,2 кг [5]. В связи с задержкой разработки топливных элементов на спутнике «Джемини III» вместо них были установлены химические батареи. В связи с этим несколько уменьшилось количество тепла, выделяемое энергетической установкой. Чтобы сохранить расчетный тепловой баланс, на белый корпус вспомогательного отсека спутника были нанесены черные полосы шириной 17 мм [6]. Первоначально с космонавтами спутников «Джемини» во время полета предполагалось поддерживать связь в у.к.в. и к.в. диапазонах, причем при связи в к.в. диапазоне должна была использоваться выдвижная штыревая антенна из бериллиевой бронзы. На участке входа в атмосферу антенна должна убираться, а затем выдвигаться снова. Опасаясь того, что антенну не удастся убрать, а в этом случае может образоваться поток плазмы, который вызовет местный перегрев корпуса спутника, руководители полета решили выдвинуть антенну только после приводнения. Таким образом, во время полета спутника связь с космонавтами поддерживалась только в у.к.в. диапазоне [9].
Спутник «Джемини III» был запущен со стартового комплекса № 19 на мысе Кеннеди ракетой-носителем «Титан II». Предстартовый отсчет времени начался 23 марта в 2 час1, за 7 час до расчетного момента запуска. Космонавтов, которые провели ночь в специальном домике недалеко от стартовых площадок, разбудили в 4 час 40 мин и после завтрака (бифштексы) в 6 час 02 мин облачили в скафандры. В 6 час 45 мин космонавты были полностью готовы, и в 7 час 05 мин их повезли к комплексу № 19. В 7 час 12 мин космонавты заняли свои места в спутнике и начали предполетную проверку (согласно программе, космонавты должны были занять свои места в 7 час 20 мин, за 100 мин до запуска). В 8 час 20 мин при проверке ракеты-ноеителя была обнаружена течь в одном из клапанов на магистрали окислителя. На устранение течи потребовалось около 24 мин, и на это время предстартовая подготовка была приостановлена. В связи с упомянутой задержкой ракета со спутником стартовала не в 9 час, как было назначено, а в 9 час 24 мин [12]. Отмечается, что если бы до 12 час по местному времени запуск не состоялся, то его пришлось бы перенести на другой день, так как полет был рассчитан примерно на 5 час, а после приводнения спутника (в районе о. Гранд Тёрк) должно остаться не менее 2 час светлого времени на его поиски [4]. Отмечается также, что запуск пришлось бы отложить и в том случае, если бы в районе старта или в районе приводнения возникли неблагоприятные метеорологические условия. Средняя скорость ветра в районе старта должна быть не более 8,9 м)сек, а при отдельных порывах не более 12.5 м!сек, облачность не ниже 1,5 км, видимость не менее 8 км, высота волн у берега не более 1,5 м. В районе приводнения средняя скорость ветра (у поверхности воды) должна быть не более 15,2 м)сек, облачность не ниже 1,5 км, видимость не менее 8 км, высота волн не более 2,4 м [5]. Для выяснения метеорологических условий в районе приводнения использовались, в частности, спутники «Тирос» [9].
1 Здесь и ниже указано местное время на мысе Кеннеди, которое отличается от времени по Гринвичу на 5 час.
138
Двигательная установка первой ступени ракеты-носителя «Титан II» проработала 155 сек (на 0,5 сек больше, чем было предусмотрено программой); двигательная установка второй ступени — 180 сек (на 3 сек меньше, чем было предусмотрено программой). Скорость в момент выключения двигательной установки второй ступени составила 7830,7 м/сек (расчетная скорость 7833±6 м/сек). Примерно через 20 сек после выключения двигательной установки Гриссом подал сигнал на подрыв профилированного заряда для отделения спутника от второй ступени. С помощью двигателей блока Д, которые проработали 15 сек, спутнику было сообщено приращение скорости 3,8 м/сек, и он вышел на орбиту с высотой перигея 161 км и высотой апогея 224,5 км, Начальный период обращения спутника составлял 88,2 мин.
На первом витке Гриссом в течение 16 мин испытывал двигатели блока Е. Выяснилось, что из-за неисправности клапана в один из двигателей все время натекала четырехокись азота. Вследствие истечения паров четырехокиси азота из сопла этого двигателя создавался вращающий момент (0,25 град/сек) относительно оси рыскания, который в течение всего полета приходилось компенсировать. Неисправность была обнаружена также в основном преобразователе мощности, поэтому во время полета пришлось использовать резервный преобразователь [12}.
Через 20 мин после старта Гриссом залил сперму морского ежа, хранившуюся в специальном сосуде, в два из восьми контейнеров с яйцами этого животного. Через определенные интервалы, предусмотренные программой эксперимента, сперма была залита и в остальные контейнеры.
Во время пролета спутника над станцией слежения в Карнарвоне с Земли на борт были переданы результаты расчета потребного уменьшения скорости (14,9 м/сек) для первого маневра с целью снижения апогея орбиты на 55 км [42}. Для снижения апогея Гриссом включил двигатели блока В на 79 сек, и спутник перешел на орбиту с высотой перигея 158 км и высоГой апогея 169 км (период обращения 87,7 мин) [10, 12]. Схема маневров по изменению орбиты показана на рис. 66. Во время проведения Гриссомом маневра Янг провел эксперимент по облучению белых кровяных телец, а также развел водой обезвоженные пищевые продукты. При этом он использовал специальный «пистолет», подающий воду под давлением. Кроме того, Янг фотографировал струю, истекающую из бортовых двигателей. На этом витке Янг должен был наблюдать обращающуюся по орбите вторую ступень ракеты-носителя, однако, провести эти наблюдения не удалось.
На втором витке был проведен маневр с целью изменения наклонения орбиты спутника, в результате чего оно изменилось на 0,02°.
чение ТДУ
На третьем витке был проведен маневр по снижению перигея орбиты, для чего двигатели группы Д были включены на 79 сек[12]. Ско
Рис. 66. Орбита спутника GT-3
/ — отделение спутника от второй ступени ракеты-носителя и вывод на начальную орбиту; 2— маневр для снижения апогея; 3—маневр для снижения перигея; 4—вклю-
139
рость спутника была снижена на 29,3 м/сек, и он перешел на новую орбиту (высота перигея 83 км, высота апогея 155 км) [9, 10], по которой двигался ~ 10 мин, после чего была включена ТДУ (за 1 мин до включения ТДУ была отделена секция оборудования вспомогательного отсека). Четыре РДТТ тягой по 1,14 т, составляющие ТДУ, включались космонавтами последовательно с интервалами 5,5 сек. Заданную ориентацию спутника (угол тангажа минус 16°) во время работы ТДУ Гриссом обеспечивал вручную. Заданная ориентация (угол атаки ~20°) во время входа спутника в атмосферу также обеспечивалась Гриссомом вручную [12, 19]. Янг во-время входа спутника в атмосферу провел эксперимент Т-1 по впрыскиванию воды в ионизированную оболочку. Всего в несколько приемов в течение 2,5 мин в оболочку было введено— 7 кг воды. Вода вводилась под давлением сжатого азота, для чего космонавт нажимал на специальную ручку. Отмечается, что это позволило во время входа спутника в атмосферу принимать на Земле информацию от телеметрического передатчика, работающего в диапазоне С, а также слышать хотя и нечетко, передачу голосом 114]. Информацию со спутника на участке входа в атмосферу принимали станции на базах ВВС Эглин и Хоумстед (шт. Флорида), в Ки Уэсте (шт. Флорида) и на Багамских островах [13].
Полет спутника «Джемини III» продолжался 4 час 53 мин. Он пролетел ~130 тыс. км [10, 12]. Спутник опустился примерно в 100 км от расчетной точки. Первоначально предполагали, что причиной этого была неправильная ориентация, обеспечиваемая Гриссомом. Дальнейший анализ показал, что при испытаниях в аэродинамической трубе была неправильно определена подъемная сила корпуса спутника и, соответственно, неправильно было рассчитано место посадки. При последующих запусках спутников «Джемини» это обстоятельство было учтено [18].
Рис. 67. Подъем спутника «Джемини III» на борт авианосца «Пнтрепид»
После приводнения спутника с палубы флагмана спасательной флотилии авианосца «Пнтрепид» стартовали вертолет и самолет НС-54, которые сбросили в место приводнения легких водолазов-парашютистов. Они подвели под спутник понтон. Первоначально космонавтов предполагали доставить на авианосец в спутнике [12], но, поскольку оба космонавта чувствовали головокружение, а Гриссома тошнило, вертолет забрал их и доставил на борт авианосца (через 72 мин после приводнения спутника). Позже туда был доставлен и спутник (рис. 67).
140
Слежение за спутником осуществляли станции на мысе Кеннеди, о. Бол. Багама, о. Гранд Тёрк, о. Антигуа, о. Вознесения, на Бермудских и Канарских островах, в Кано, Тананариве, Карнарвоне, на о. Кантон, о. Кауаи, м. Аргуэльо, в Гуаймасе, на полигоне Уайт Сандс, в г. Корпус Кристи и на полигоне Эглин, а также специально оборудованные корабли «Коустал Сентри» (CSQ), «Рейнджер Трэкер» (RTK) и «Роуз Нот Вик-тори» (RKV) [5, 7]. Информация со станций слежения и кораблей поступала (см. рис. 34) в Научно-исследовательский центр Годдарда (г. Гринбелт, шт. Мэриленд), руководивший работой этих станций и кораблей, а также в Координационно-вычислительный центр МСС на мысе Кеннеди, который осуществлял руководство, полетом. Некоторые функции этого Центра дублировал Координационно-вычислительный Центр MSCC в Клир Лейке. При передаче информации, с корабля «Коустал Сентри», находившегося в Индийском океане, использовался спутник «Синком II», обращающийся по синхронной орбите над Индийским океаном. С корабля «Коустал Сентри» информация передавалась на стоящий неподалеку от него корабль «Кингспорт», специально оборудованный для связи со спутниками «Синком». С корабля «Кингспорт» через спутник «Синком II» информация ретранслировалась на базу ВВС Кларк и оттуда по подводному кабелю в центр связи NASA близ Гонолулу. Одновременно информация с корабля «Коустал Сентри» передавалась (к.в. диапазон) в центр связи NASA близ г. Перт (Австралия) и оттуда по наземной линии и подводному кабелю в упомянутый центр связи близ Гонолулу. В этом центре сопоставлялась информация, полученная через спутник «Синком II» и через центр связи в Перте. Более четко принятая информация передавалась по подводному кабелю и наземной линии связи в Центр Годдарда и Центр МСС [8]. Отмечается, что линия связи, использующая спутник «Синком II», работала хорошо [9].
Стоимость запуска спутника «Джемини III», включая стоимость изготовления ракеты-носителя и спутника, составила 40—45 млн. долл.. [9].
1.	Missile/Space Daily, 1965, 17/11, vol. 11, № 33, р. 291,292.
2.	Aviation	Week,	1965,	22/11,	vol. 82, №	8, p. 30.
3.	Aviation	Week,	1965,	8/III,	vol. 82, №	10, p.	19.
4.	Electronic News, 1965, 15/III, vol. 10, № 479, p. 1, 30.
5.	Missiles	and Rockets,	1965,	15/III, vol.	16, №	11,	p.	16, 17.
6.	Aviation	Week,	1965,	22/III, vol. 82, №	12, p.	22,	24.
7.	Electronic News, 1965, 22/III, vol. 10, № 480, p. 43.
8.	Missile/Space Daily, 1965, 23/III, vol. 12, № 17, p. 134.
9.	Electronic News, 1965, 24/III, vol. 10, № 481, p. 1, 34, 35.
10.	Interavia Air Letter, 1965, 24/111, № 5713, p. 5.
11.	Missile/Space Daily, 1965, 24/111, vol. 12, № 18, p. 137.
12; Aviation Week, 1965, 29/III, vol. 82, № 13, p. 17—21.
13.	Electronic News, 1965, 29/1II, vol. 10, № 482, p. 16.
14.	Missiles and Rockets, 1965, 29/III, vol. 16, № 13, p. 11,
13, 14, 17, 19, 20.
15.	Flight, 1965, 1/IV, vol. 87, № 2925, p. 504, 505.
16.	Time, 1965, 2/IV, vol. 85, № 14, p. 28—30.
17.	Missiles and Rockets, 1965, 12/IV, vol. 16, № 15, p. 21.
18.	Aviation Week, 1965, 3/V, vol. 82, № 18, p. 13.
19.	Aviation Week, 1965, 5/IV, vol. 82, № 14, p. 68—73.
СПУТНИК «ДЖЕМИНИ IV»
Запуск пилотируемого спутника «Джемини IV» состоялся 3 июня 1965 г. На борту спутника находились космонавты (рис. 68) Джеймс Макдивитт (командир корабля) и Эдвард Уайт (второй пилот).
Рис. 68. Космонавты Макдивитт (справа) и Уайт
Основная задача запуска — испытания спутника «Джемини» при продолжительном полете (более четырех суток, 62 витка) и исследование воздействия продолжительного космического полета на космонавтов [1]. Кроме того, предполагалось провести различные маневры на орбите (суммарное приращение скорости 26 м!сек [2]) и некоторые научные эксперименты. Однако примерно за неделю до запуска NASA объявило, что во время полета должен быть проведен также эксперимент по выходу космонавта из спутника и эксперимент по встрече спутника со второй ступенью ракеты-носителя [7]. Обозреватели характеризовали включение в программу этих двух дополнительных экспериментов как отход от «осторожной политики» постепенного усложнения полетов, которой придерживалось NASA [6].
Ниже приведены расчетные программы предстартовой подготовки и полета спутника «Джемини IV» с учетом этих двух дополнительных экспериментов.
Расчетная программа предстартовой подготовки н полета
Т—240 мин	— начало предстартового отсчета;
Т—225 мин	— завершение проверки двигательной установ-
ки ракеты-носителя;
142
Т—190 мин	— начало соединения электрических цепей;
Т—175 мин	— завершение соединения электрических цепей;
Т—168 мин	— завершение наддува топливных баков ракеты-носителя;
Т—120 мин	— завершение проверки готовности ракеты-носителя;
Т—100 мин	— космонавты занимают свои места в кабине спутника;
Т— 60 мин	— завершение подготовки к отводу вспомогательной башни;
Т— 35 мин	— начало отвода вспомогательной башни; начало работы полигонной телеметрической системы; — начало работы системы связи со спутником;
Т—- 30 мин	
Т— 25 мин	— переключение оборудования спутника на бортовые источники электропитания;
Т— 20 мин	— включение передатчика команд;
Т— 6 мин	— завершение комплексной проверки;
Т— 3 мин	— установка азимута запуска (72°); .— завершение	эвакуации обслуживающего персонала со стартовой площадки;
Т— 2 мин 30 сек	
Т— 1 мин 30 сек Т	— включение цепи программного устройства, обеспечивающего поворот ракеты-носителя на вертикальном участке траектории; — подача команды на включение двигателей
первой ступени ракеты-носителя [2].
Согласно расчетной программе, запуск спутника «Джемини IV» производится 3 июня 1965 г. в 14 час 00 мин1 [14]. Примерно через 6 мин вторая ступень ракеты-носителя со спутником выходит на орбиту с высотой перигея 161 км, высотой апогея 298 км и наклонением к плоскости экватора 32,5° (период обращения 90 мин). Расчетная скорость при выходе на орбиту 7850,5 м)сек. Через 20 сек после выхода на орбиту спутник с помощью бортовых двигателей отделяется от второй ступени, при этом его скорость возрастает на 1,5 м)сек [2, 26].
Первый виток. Через 80 сек после отделения производится первая попытка сближения спутника со второй ступенью (ступень в этот момент отстает от спутника примерно на 120 м). Макдивитт разворачивает спутник в плоскости рыскания на 180° и с помощью бортовых двигателей уменьшает его скорость на 1,5 м!сек [19, 26]. Если ступень кувыркается с угловой скоростью менее 10 град!сек [12], то Макдивитт делает попытку коснуться ее передней частью спутника, предварительно получив разрешение у руководителя полета Кристофера Крафта. Если скорость кувыркания превышает 10 град!сек, то сближение прекращается на расстоянии ~6 м, после чего спутник совершает групповой полет со ступенью, выдерживая это расстояние. Радиолокатор на спутнике «Джемини IV» не предусмотрен и сближение осуществляется визуально [9, 10]. Чтобы облегчить космонавтам визуальное наблюдение за второй ступенью, на ее средней части установлены две импульсные ксеноновые лампы по 2,25 млн. свечей. Лампы включаются с интервалами 0,9 сек, длительность импульса 0,1 сек [27].
1 Здесь и далее время по Гринвичу.
143
Второй виток. Космонавты начинают готовиться к выходу Уайта из спутника. Уайт надевает нагрудный ранец (вес 3,6 кг, размеры 33X15X5 см [6]) с аварийным запасом кислорода. Во время полета над Индийским океаном космонавты снижают давление в кабине до 0,14 кг]см\ в скафандрах при этом автоматически устанавливается давление на 0,14±0,007 кг]см2 выше, чем в кабине [6, 27]. При полете над Гавайскими островами давление в кабине стравливается полностью. На участке полета между Гавайскими островами и побережьем Северной Америки Уайт открывает свой люк и становится ногами на сиденье.
После этого, примерно через 6 мин, получив разрешение руководителя полета, Уайт вылезает из люка. К спутнику космонавт привязан фалом длиной 7,6 м.
Во время пребывания Уайта вне спутника Макдивитт свой люк не открывает. С помощью бортовых двигателей он старается ориентировать спутник так, чтобы Уайт был виден в окно, через которое его снимает установленная в спутнике кинокамера с 70-миллиметровой пленкой. Находясь вне спутника, Уайт использует реактивное устройство, позволяющее космонавту перемещаться относительно спутника, в частности, приблизиться ко второй ступени, которая в момент выхода космонавта должна быть на расстоянии ~ 6 м от спутника, и коснуться ее рукой (если скорость кувыркания ступени не делает сближение с ней опасным) [4, 9, 10]. На реактивном устройстве установлена фотокамера [9] с Зь-миллиметровой пленкой. Этой камерой космонавт должен снять спутник, вторую ступень ракеты-носителя, Землю, звезды.
Третий виток. В начале витка, когда спутник пролетает над восточным побережьем США, Уайт возвращается в кабину (длительность его пребывания в открытом космосе составляет 10—12 мин). Спустя примерно б мин (до того как спутник войдет в тень Земли), космонавты задраивают1 люк и снова наполняют кабину кислородом. В это время спутник находится над о. Вознесения [4, 6].
После проведения эксперимента по выходу Макдивитт перестает удерживать спутник рядом со ступенью, и она удаляется от спутника [10].
Четвертый — пятый витки. Производится вторая попытка сближения со ступенью. Сближение начинается с расстояния ~ 35 км и оканчивается на расстоянии — 6 м [10, 32].
Шестой и последующие витки. Космонавты проводят эксперименты по маневрированию на орбите, а также научные эксперименты. Программа проведения этих экспериментов указана в табл. 15. В таблицу не включены эксперименты М-4 и М-6. Эксперимент М-4 проводится в течение всего полета, эксперимент М-6 проводится до и после полета.
1 Позже Уайт снова открывает люк, чтобы выбросить некоторые предметы, которые он использовал во время выхода из спутника (фал, нагрудный ранец, реактивное устройство, дополнительные козырьки, специальные перчатки). Ближе к концу полета люк открывают третий раз для выбрасывания «мусора», накопившегося в кабине [10, 14].
Таблица 15
Виток	Эксперименты
6	MSC-2; MSC-3; MSC-10
8	D-8
9	D-9
12	М-3
16	S-5
19	D-9
20	S-6
21	MSC-2; MSC-3; D-8; S-6
22	D-8; S-6
23	D-8
26	М-3
27	S-6
28	S-5
29	М-3; S-6
30	В апогее—включение бортовых ЖРД для повышения перигея орбиты; во время движения от апогея к перигею — включение ЖРД на короткие интервалы для визуального наблюдения истекающей струи; в перигее—включение ЖРД для сообщения приращений скорости по трем взаимно перпендикулярным направлениям.
3 1	S-5; S-6
34	М-3; MSC-1
35	MSC-2; MSC-3; D-8; D-9
36	S-6
37	S-6
38	D-9
45	В апогее—включение бортовых ЖРД для повышения перигея орбиты; в перигее—включение бортовых ЖРД для понижения апогея орбиты.
46	М-3
49	М-3
50	D-9
52	D-8
57	М-3
60	М-3
На 62-ом витке включаются бортовые ЖРД для перевода спутника на орбиту с более низким перигеем, чтобы в случае неисправности ТДУ он совершил естественный вход в атмосферу. Через 12 мин после этого включается ТДУ. Через 17 мин после включения ТДУ спутник совершает посадку на воду в 640 км от Бермудских островов в пункте с координатами 25°12/ с.'ш. и 65° з. д.
145
Согласно программе полета, каждый космонавт спит по 8 час в сутки (два периода по 4 час, после каждого из которых следует 8 час работы) и принимает пищу 4 раза в сутки [2, 6]. Рацион включает 49 различных «бюд» (2500—2600 ккал в сутки на человека) [23, 28].
ЗАПУСК И ПОЛЕТ
Запуск ракеты-носителя «Титан II» со спутником «Джемини IV» был осуществлен, как и планировалось, 3 июня 1965 г., но не в 14 час, а в 15 час 15 мин 59 сек. Задержка была вызвана неисправностью в системе отвода вспомогательной башни. Запуск транслировался с мыса Кеннеди по телевидению на США и Европу (через спутник «Эрли Бёрд») [11, 27].
Полет ракеты-носителя со спутником протекал следующим образов:
т	(15 час 15 мин 56 сек)	— включение двигателей первой ступени р акеты-носителя;
т	+	3 сек	— отрыв ракеты-носителя со спутником от стартового стола;
т	+ 155 сек	— выключение двигателей первой ступени, после чего почти немедленно включился двигатель второй ступени и произошло разделение ступеней;
т	+ 336 сек	— выход второй ступени со спутником на орбиту; выключение двигателя ступени. Скорость в момент выключения двигателя составляла 7845 м!сек (на 5,5 м/сек меньше расчетной);
т	+ 366 сек	— отделение спутника от ступени.
Спутник вышел на орбиту с высотой перигея 161 км и высотой апогея 281,6 км [11, 14, 16].
На первом витке и в начале второго витка Макдивитт примерно в течение часа пробовал сблизиться со второй ступенью ракеты-носителя. В начале сближения ступень, по оценке Макдивитта, была на расстоянии ~ 120 м от спутника, а фактически на расстоянии 600 м [24]. Когда была истрачена почти половина (83 из 186 кг [20]) запаса топлива для бортовых двигателей, руководитель полета запретил дальнейшее сближение со ступенью. После прекращения маневров по сближению спутник оказался на орбите с высотой перигея 165,7 км и высотой апогея 290 км [14]. Такая высота орбиты была сочтена достаточной для обеспечения четырехсуточного полета спутника [13, 20]. В связи с перерасходом топлива от вторичного сближения (на четвертом — пятом витках) и от экспериментов по маневрированию на 30 и 45-м витках отказались [12, 13]. Отмечается, что даже если бы сблизиться со ступенью удалось, коснуться ее было нельзя, поскольку она кувыркалась с угловой скоростью 30—50 град/сек [26, 27]. Выход Уайта из спутника планировался в конце второго витка, однако космонавты не успели подготовиться к выходу, и с разрешения руководителя полета отложили его на конец третьего витка.
На третьем витке в 19 час 40 мин давление в кабине было стравлено. В 19 час 42 мин Уайт открыл люк и встал на сиденье. Получив разрешение руководителя полета, в 19 час 45 мин космонавт вышел из спутника [11, 14, 16] и установил на корпусе спутника камеру, снимающую на цветную 16-миллиметровую пленку (объектив камеры имеет угол обзора 160°) [14, 28]. После этого космонавт начал эксперименты по перемещению относительно спутника. Для перемещения он сначала
146
пользовался реактивным устройством, а затем (через 3 мин), когда запас рабочего тела в устройстве был израсходован, перемещался, подтягиваясь за фал. Находясь вне спутника, Уайт производил съемку с помощью фотокамеры, установленной на реактивном устройстве. Отмечается, что наводить эту камеру на выбранный объект съемки космонавт мог только приблизительно, поскольку нельзя было поднести камеру к глазам. Перемещение Уайта путем подтягивания за фал приводило к запутыванию фала, кроме того, космонавта все время относило к задней части спутника, где он мог попасть под струю бортовых двигателей [20, 24]. Маневры Уайта затрудняли Макдивитту управление положением спутника. Во время пребывания Уайта вне спутника его переговоры с Мак-дивиттом и с Землей передавались в широковещательную радиосеть. По словам Уайта, во время пребывания вне спутника он не терял ориентации [14].
В 20 час 05 мин Уайт вернулся в спутник. На задраивание люка ушло 25 мин (по-видимому, в условиях вакуума произошла сварка витков пружины собачки храповика), причем космонавтам пришлось употребить для этого очень большие усилия [26]. Опасаясь, что при задраивании опять встретятся трудности, космонавты отказались от повторного открывания люка [И, 14, 16].
Начиная с 4-го витка, космонавты выполняли программу научных экспериментов. Сообщается, что эксперименты М-3, MSC-1, MSC-2, MSC-3, D-8 и D-9 были проведены на витках, предусмотренных программой [21]. О том, на каких витках проводились космонавтами эксперименты MSC-10, S-5 и S-6 не сообщается, но известно, что все запланированные эксперименты были выполнены [18, 28], однако при проведении экспериментов с секстантом (эксперимент D-9) на дневной стороне Земли отраженный свет мешал наблюдать звезды £30].
На 20-м витке космонавты видели спутник, который они приняли за «Пегас II», на 38-м витке — секретный американский спутник, а несколько позднее еще один спутник, опознать который не удалось [17, 31].
На 48-м витке перестало работать бортовое вычислительное устройство спутника, по-видимому, в связи с неисправностью в системе его подогрева. Исправить устройство не удалось, вследствие чего пришлось отказаться от использования подъемной силы корпуса спутника во время спуска на Землю (вычислительное устройство обеспечивает выдерживание заданного угла атаки). Спутник совершил вход в атмосферу и спуск по баллистической траектории, подобно спутникам «Меркурий» [18], в результате чего космонавты испытали перегрузки до 8 (вместо 4—5) [30].
7 июня в 16 час 44 мин на 62-м витке были включены бортовые ЖРД для перевода спутника на орбиту с высотой перигея~ 80 км. В 16 час 56 мин была включена ТДУ, спутник сошел с орбиты и вошел в атмосферу. На участке входа в атмосферу вследствие образования вокруг спутника ионизированной оболочки связь с ним прекратилась примерно на 9 мин [18, 24]. Приводнился спутник в 17 час 12 мин 20 сек в пункте с координатами 27°30/ с. ш. и 73°27' з. д. в 90 км от расчетной точки [17, 26, 30]. Приводнение спутника на сравнительно большом расстоянии от расчетной точки объясняют более продолжительной, чем требовалось работой бортовых ЖРД на 62-м витке (2 мин 41 сек вместо 2 мин 40 сек), а также преждевременным (на 1 сек) включением ТДУ [24, 26]. Полет спутника продолжался 96 час 56 мин 21 сек^ он пролетел расстояние 2 590 485 км [17, 24, 28, 30].
147
Через 15лшн после приводнения спутника к нему были доставлены водолазы, которые подвели под пего понтон [18, 24]. Спустя 18 мин космонавты были подобраны вертолетом, который через 24 мин доставил их
Рис. 69. Спутник «Джемини IV» после полета (виден обгоревший теплозащитный экран)
на авианосец «Уосп» (флагман спасательной флотилии) [24, 25, 29]. Несколько позже был выловлен из воды и спутник (рис. 69) [29].
НЕКОТОРЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ ПОЛЕТА
Система жизнеобеспечения спутника работала нормально, если не считать незначительной течи в трубопроводе отвода мочи [26, 28]. Температура в кабине во время полета колебалась в пределах 18,3—21,1°С, а во время входа в атмосферу повысилась до 54°С (в скафандрах 38°С). Во время пребывания Уайта вне спутника измерялась температура внешней поверхности скафандра. Самая высокая зарегистрированная температура + 12ГС, самая низкая —136,5°С [17,26]. Относительная влажность в кабине составляла 50—65% [26, 28]. Для исследования влияния выдыхаемых паров воды на относительную влажность космонавты по указанию с Земли работали без перчаток и шлемов, а отдыхали в шлемах, но с открытым козырьком [17]. Частота пульса космонавтов не превышала ожидаемых величин за исключением периода пребывания Уайта вне спутника, когда его пульс достиг 150 ударов в минуту (нормально — 50 ударов) Во время задраивания люка пульс Уайта достиг максимальной зарегистрированной величины (178 ударов в минуту) [20, 26, 28]. Давление крови у обоих космонавтов в течение всего полета было несколько выше нормы. Отмечается, что биотелеметрические датчики, установленные на теле космонавтов, не раздражали кожу, как у космонавтов спутников «Меркурий». Космонавты недополучали 500—700 ккал
148
рий ежесуточно (норма 2500—2600 ккал), но голода в полете не испытывали, хотя после посадки были очень голодны. Потребление воды в первые сутки полета было ниже нормы, но затем во избежание серьезного обезвоживания организма космонавты по настоянию врачей увеличили потребление воды [28]. Некоторое обезвоживание все-таки произошло: Уайт потерял в весе 3,6 кг, Макдивитт — 1,8 кг. Космонавты в полете не брились. Вместо мытья они протирали лицо влажной тканью. Спали космонавты плохо: им мешал шум бортовых двигателей и работа радио. Четырехчасовые периоды сна признаны недостаточными. При последующих полетах на сон решили отводить периоды не менее 6 час, а радио и бортовые двигатели во время сна по возможности выключать [20, 24, 26, 28]. Медицинский осмотр космонавтов немедленно после доставки на авианосец «Уосп» показал, что у них наблюдался лишь незначительный застой крови в конечностях. Предполагают, что избежать значительного застоя помогли упражнения с эспандером [26, 28].
^Предварительная обработка результатов полета позволила сделать следующие основные выводы:
1.	Четырехсуточное пребывание в состоянии невесомости не оказывает существенного влияния на организм человека.
2.	Перемещение вне спутника с помощью простейшего реактивного устройства оказалось легче, чем предполагалось.
3.	Управлять движением пилотируемого спутника относительно другого объекта в космосе оказалось более трудным, чем предполагалось, поскольку, как выяснилось, при визуальном определении расстояния до объекта космонавт может ошибаться в пять раз [26]. Для облегчения управления при встрече на орбите потребуются специальные средства, обеспечивающие определение расстояния между спутником и объектом и их относительной скорости.
4.	Космонавты способны наблюдать географические ориентиры на Земле, а также обращающиеся по орбитам объекты, что считают особенно важным для военных программ использования космоса [28].
НЕКОТОРЫЕ СВЕДЕНИЯ О БОРТОВОМ ОБОРУДОВАНИИ
Вес спутника «Джемини IV» составлял 3566 кг [1, 14, 30]. Увеличение веса стало возможным, поскольку энергетические характеристики ракет-носителей «Титан II» несколько превышают расчетные.
Запас топлива для бортовых двигателей составлял 186 кг [20], это должно было обеспечить суммарное приращение скорости1 110 м!сек [4]. Общая емкость установленных на спутнике «Джемини IV» тринадцати электрических батарей составляла 2400 а-час, общая мощность, обеспечиваемая этими батареями, 1700 вт. Для экономии энергии батареи работали на полную мощность только при выводе на орбиту и входе в атмосферу, а остальное время работали на мощности 500—600 вт [3]. Со спутником «Джемини IV» во время полета и после приводнения поддерживалась связь как в к.в., так и в у.к.в. диапазонах (15,016 Мгц и 296,8 Мгц) [15]. Для обеспечения в полете связи в к.в. диапазоне на вспомогательном отсеке спутника устанавливалась специальная антенна [3]. Основная антенна для у.к.в. связи была установлена на вспомогательном отсеке спутника, дополнительная антенна, предназначенная для связи во
1 Для обеспечения приращения скорости 1 м!сек требуется ~ 1,5 кг топлива.
149:
время входа в атмосферу, — на переднем торце спутника. Во время обращения спутника по орбите приходилось несколько раз переключать радиооборудование с основной антенны на дополнительную, поскольку основная антенна в некоторые периоды, вследствие неблагоприятной ориентации спутника, не обеспечивала устойчивой связи [15, 21].
Неисправное вычислительное устройство после посадки спутника было демонтировано и отправлено фирме-изготовителю (IBM) для выяснения причины отказа. Отмечается, что в схеме вычислительного устройства дублирующие цепи не предусмотрены [21].
1.	Aviation Week, 1965, 10/V, vol. 82, № 19, p. 23. -
2.	NASA Release № 65—158, 1965, 21/V.
3.	Electronic News, 1965, 24/V, vol. 10, № 490, p. 15.
4.	Missile/Space Daily, 1965, 26/V, vol. 13, № 18, p. 137.
5.	Missile/Space Daily, 1965, 28/V, vol. 13, № 20, p. 159.
6.	Aviation Week, 1965, 31/V, vol. 82, № 22, p. 15—17,63,64.
7.	Electronic News, 1965, 31/V, vol. 10, №» 491, p. 8.
8.	Interavia, 1965, VI, vol. 20, № 6, p. 954—958.
9.	Missile/Space	Dailv,	1965, 2/VI,	vol. 13, № 22,	p.	169.
10.	Missile/Space	Daily,	1965, 3/VI,	vol. 13, № 23,	p.	178,	182.
11.	Interavia Air	Letter,	3965, 4/VI,	№ 5762, p. 6.
12.	Missile/Space	Daily,	1965, 4/VI,	vol. 13, № 24,	p.	186,	187.
13.	New York Times, 1965, 5/VI.
14.	Aviation Week, 1965, 7/VI, vol. 82, № 23, p. 18.
15.	Electronic News, 1965, 7/VI, vol. 10, № 492, p. 6.
16.	Missile/Space Daily, 1965, 7/VI, vol. 10, № 25, p. 195.
17.	Interavia Air Letter, 1965, 8/VI, № 5763, p. 8.
18.	Missile/Space Daily, 1965, 8/VI, vol. 13, № 26, p. 202, 203.
19	Flight, 1965, 10/VI, vol. 87, № 2935, p. 905.
20.	Time, 1965, 11/VI, vol. 85, № 24, p. 13—17.
21.	Electronic News, 1965, 14/VI, vol. 10, № 493, p. 16.
22.	Electronics, 1965, 14/VI, vol. 38, № 12, p. 39.
23.	U. S. News and World Report, 1965, 14/VI, vol. 58, № 24.
p. 16, 31—35.
24	Time, 1965, 18/VI, vol. 85, № 25, p. 17—22.
25.	Flight, 1965,	17/VI, vol. 87, № 2936,	p. 984, 985.
26	Interavia Air	Letter, 1965, 24/VI, №	5775, p. 7—'9.
27.	Missiles and	Rockets, 1965, 7/VI, vol. 16, № 23, p.	9, 14,	15.
28.	Missiles and	Rockets, 1965, 14/VI,	vol. 16, №	24, p.	10,
14—17.
29.	Interavia Air Letter, 1965, 1/VII, № 5780, p. 6.
30.	Aviation Week, 1965, 14/VI, vol. 82, № 24, p. 71, 79—83.
31.	Aviation Week, 1965, 21/VI, vol. 82, № 25, p. 76—89.
32.	Interavia Air Letter, 1965, 15/VII, № 5790, p. 9, 10.
СПУТНИК «ДЖЕМИНИ V»
Запуск пилотируемого спутника «Джемини V» состоялся 21 августа 1965 г. На борту спутника находились космонавты (рис. 70) Гордон Купер (командир корабля) и Чарльз Конрад (второй пилот).
Рис. 70. Космонавты Купер (справа) и Конрад перед полетом
Основные задачи запуска [2]:
1.	Исследование воздействия продолжительного космического полета на организм человека. Продолжительность полета должна была составить восемь суток (примерно столько времени должен продлиться полет американских космонавтов на Луну, предусмотренный программой «Аполлон»).
2.	Испытания бортовых систем спутника при восьмисуточном полете, в частности, испытания топливных элементов и радиолокатора, которые не устанавливались на предыдущих спутниках «Джемини».
3.	Проведение эксперимента по сближению с контейнером REP в качестве подготовки к проведению эксперимента по встрече и стыковке на орбите спутников «Джемини» с ракетами «Аджена D».
4.	Проведение 17 научных экспериментов.
151
РАСЧЕТНАЯ ПРОГРАММА ПОЛЕТА
Согласно расчетной программе, спутник «Джемини V» предполагалось запустить 19 августа 1965 г. в 13 час 00 мин. В конце активного участка полета ракеты-носителя спутник имеет скорость 7865,8 м!сек. Через 20 сек после выключения двигателя второй ступени ракеты-носителя спутник с помощью бортрвых двигателей от нее отделяется. При этом бортовые двигатели сообщают спутнику приращение скорости Д V = 3 м/сек, и он выходит на орбиту с высотой перигея 161 км, высотой апогея 352 км и наклонением к плоскости экватора 33°. Период обращения спутника по этой орбите составляет ~89 мин. В момент выхода на орбиту спутник находится примерно в 1000 км от места запуска. В апогее первого витка (примерно через 56 мин после запуска) космонавты с помощью бортовых двигателей (ДУ = 3 м/сек} переводят спутник на орбиту с высотой перигея 171 км и высотой апогея 352 км. Период обращения по этой орбите 89,7 мин. Этот маневр (увеличение высоты перигея) производится для того, чтобы обеспечить большую свободу маневров при проведении эксперимента по сближению с контейнером REP. Этот эксперимент проводится на втором—четвертом витках по следующей программе (рис. 71):
Рис. 71. Расчетная программа эксперимента по сближению спутника «Джемини V» с контейнером REP (стрелки показывают направление вектора тяги бортовых двигателей спутника в моменты проведения маневров; расположение спутника и контейнера на орбите в эти моменты показано условно и не во всех случаях соответствует расчетному положению)
/ — 7+2 час 25 мин (выбрасывание контейнера); 2 — 7 + + 2 час 59 мин (перевод спутника на орбиту с высотой перигея 171 км и высотой апогея 368 км); З—Т+Ъ час 39 мин (перевод спутника на орбиту с высотой перигея 159 км и высотой апогея 368 км); 4 — Т+4 час 31 мин (перевод спутника на «ко-эллипти-ческую» орбиту с высотой перигея 159 км и высотой апогея 340 км); 5 — Г + 5 час 04 мин (перевод спутника на траекторию сближения); 6—7 +5 час 16 мин 11 сек (первая коррекция траектории сближения); 7 — Г + 5 час 28 мин 11 сек (вторая коррекция траектории сближения); 8 — Г+5 час 36 мин 32 сек (перевод спутника па орбиту с высотой перигея 171 км)
В Р + 2 час 25 мин контейнер КЕР'Выбрасывается из вспомогательного отсека спутника (Д 1,5 м/сек}. Впервые четыре минуты после выбрасывания контейнера проводятся эксперименты D-4 и D-7. Условия проведения этих экспериментов требуют, чтобы спутник находился на
1 Т — момент запуска спутника.
152
расстоянии не более 270 ж от контейнера. Поскольку контейнер постепенно удаляется от спутника, космонавты, чтобы выдержать это расстояние, через 1 мин после отделения контейнера включают бортовые двигатели спутника (Д+=0,6 м/сек).
В Г+2 час 59 мин по завершении экспериментов D-4 и D-7 космонавты включают бортовые двигатели (Д + = 4,9 м/сек) для перевода спутника на орбиту с высотой перигея 171 км и высотой апогея 368 км. Период обращения спутника увеличивается до 89,87 мин. Этот маневр (увеличение высоты апогея) производится для того, чтобы вследствие разницы в периоде обращения спутник отставал от контейнера, и расстояние между ними постепенно увеличивалось. Маневры по сближению начнутся после того, как это расстояние достигнет 80 км.
В Т -|- 3 час 39 мин космонавты включают бортовые двигатели (Д+ =—4?2 м/сек) для перевода спутника на орбиту с высотой перигея 159 км и высотой апогея 368 км. Период обращения спутника по этой орбите 89,75 мин. Этот маневр (уменьшение высоты перигея) производится для обеспечения заданного углового расстояния между спутником и контейнером в момент перевода спутника;на орбиту, «ко-эллиптиче-скую»1 орбите контейнера.
В 7 + 4 час 31 мин космонавты включают бортовые двигатели (Д +=—9 м/сек) для перевода спутника на «ко-эллиптическую» орбиту. Высота перигея этой орбиты 159 км, высота апогея 340 км, период обращения спутника 89,43 мин. Перигей и апогей этой орбиты находятся на равном расстоянии (12 км) от перигея и апогея орбиты контейнера (контейнер обращается по орбите с ^высотой перигея 171 км и высотой апогея 352 км\ период обращения контейнера 89,69 мин).
В Г + 4 час 35 мин космонавты переключают бортовое вычислительное устройство на работу в режиме сближения.
В Г+5 час 04 мин космонавты включают бортовые двигатели (Д +=4,5 м/сек) для перевода спутника на траекторию сближения (эллипс Хомана, касательный к орбите спутника и орбите контейнера). Этот маневр производится при приближении спутника и контейнера к перигеям их орбит. Расстояние между ними в момент начала маневра составляет ~22,5 км.
В Г+5 час 16 мин 11 сек космонавты включают бортовые двигатели (Д+ = 0,9 м/сек) для первой коррекции траектории сближения. Расстояние между спутником и контейнером в момент начала маневра составляет ~ 1,5 км (начиная с того момента, когда, расстояние между спутником и контейнерОлМ сократилось до 2,7 км, космонавты производят все маневры, ориентируясь по вспышкам импульсных источников света, установленных на контейнере).
В Г+5 час 28 мин 11 сек космонавты включают бортовые двигатели (Д1/^1,5 м/сек) для второй коррекции траектории сближения.
В Г+5 час 36 мин 32 сек спутник должен оказаться непосредственно впереди контейнера на расстоянии нескольких метров от него. В этот момент космонавты включают бортовые двигатели (Д 4,9 м/сек), чтобы вывести спутник на орбиту с такой же высотой перигея (171 км), как у орбиты контейнера. Затем в течение 10 мин производится эксперимент D-2 (космонавты облетают контейнер на расстоянии ~ 12 м и фотографируют его из семи различных точек),
1 Термин «ко-эллиптические» орбиты введен в американской литературе для обозначения компланарных эллиптических орбит, апогеи и перигеи которых лежат на одной прямой и находятся на равном расстоянии друг от друга, причем одна орбита за ключена внутри другой.
153
В Г+6 час 49 мин космонавты включают бортовые двигатели ( AV=1,5 At/сек) для перевода спутника на орбиту с высотой перигея 174 км. Согласно расчетам, такая высота перигея достаточна для обеспечения существования спутника в течение 10—13 суток.
В дальнейшем маневры по изменению орбиты спутника программой не предусматриваются.
В Г+191 час 29 мин 24 сек на 121-ом витке включается тормозная двигательная установка спутника. В этот момент он находится между Гавайскими островами и западным побережьем США. Приводнение спутника происходит в Атлантическом океане в 800 км к юго-западу от Бермудских островов (в точке с координатами 29° с. ш. и 70° з. д.) в Г+ 191 час 53 мин 18 сек [2, 30].
На спутнике «Джемини V» должны были проводиться следующие эксперименты: М-1, М-3, М-4, М-6, М-9, S-l, S-5, S-6, S-7, S-8, MSC-1, D-l, D-2, D-4, D-6, D-7 и D-13. Космонавты проводят научные эксперименты по следующему графику (см. табл. 16).
Таблица 16
Грдфик проведения научных экспериментов
Время, истекшее с момента запуска спутника, часы	Эксперименты
8—12 12 — 16 20 — 24 24 — 28 28 — 32 32— 36 36 — 40 40 — 44 44 — 48 48 — 52 52 — 56. 56 — 60 60 — 64 64—68 68 — 72 72 — 76 76 — 80 84 — 88 92 — 96 96 — 100 108 — 112 112 — 116 116 — 120 120 — 124 132 — 136 136 — 140 140 — 144 144 — 148 152 — 156 156 — 160 164 — 168 168 — 172 184 — 188 188 — 191	D-4; D-7 М-9; S-8(D-13); D-4; D-7 ' D-4; D-7 D-l; D-б; D-4; D-7 S-7; S-8(D-13) MSC-1 M-9; S-7; S-8(D-13) S-7; S-8(D-13); MSC-1 S-8 (D-13) S-8(D-13); D-4; D-6; D-7 S-7; D-4; D-7 D-4; D-7 M-9; S-7; S-8(D-13) MSC-1 S-5; S-8(D-13) D-4; D-6; D-7 S-7 M-9; S-8(D-13); MSC-1 S-8 (D-13) D-4; D-7 MSC-1 M-9; S-8(D-13) S-8(D-13); D-4; D-6; D-7 D-4; D-7 M-9; MSC-1; S-8(D-13) S-5; D-4: D-7 D-l; D-6 S-8(D-13); D-6 M-9; S-8(D-13) M-9; MSC-1; S-8(D-13) S-l; D-6 S-8(D-13) S-8(D-13) M-9; S-8(D-13); D-4; D-7
154,
ЗАПУСК И ПОЛЕТ
19 августа
Запуск ракеты-носителя «Титан II» со спутником «Джемини V» (рис. 72) был запланирован на 19 августа 1965 г., но в этот день не состоялся. Предстартовый отсчет несколько раз прерывался в связи с обнаружением неисправностей' в топливных элементах, а затем вследствие приближения к мысу Кеннеди грозы запуск был отложен на 14 час 00 мин 21 августа [6].
Рис. 72. Ракета-носитель «Титан 1Ь со спутником «Джемини V» во время предстартовой подготовки
21 августа
Запуск спутника «Джемини V» был произведен 21 августа 1965 г. в 13 час 59 мин 59,6 сек. Полет ракеты-носителя со спутником протекал следующим образом:
Т + 156,8 сек — прекращение работы двигателей первой ступени (на 1,9 сек раньше, чем было предусмотрено программой), после чего почти немедленно включился двигатель второй ступени и произошло отделение первой ступени1;
Т + 336,4 сек — прекращение работы двигателя второй ступени (на 2,2 сек раньше, чем было предусмотрено программой). Скорость в момент выключения двигателя составляла 7864,3 м!сек (расчетная скорость 7865,8 м!сек).
Спутник с помощью бортовых двигателей отделился от ступени и вышел на орбиту с высотой перигея 161 км и высотой апогея 346,65 км.
1 Часть корпуса первой ступени ракеты-носителя упала в океан и была выловлена. Длина этой части корпуса 7,2 Л1 [10, 24].
155
Через 56 мин после запуска в апогее первого витка Конрад включил бортовые двигатели на 13 сек (AV = 3 м!сек} для перевода спутника на орбиту с высотой перигея 171 км [7]. Спутник перешел на орбиту с высотой перигея 169 км и высотой апогея 350 км.
На втором витке был выброшен контейнер REP. В течение некоторого времени космонавты проводили запланированные эксперименты с использованием контейнера: примерно 20 мин с помощью охлаждаемого радиометра регистрировалось излучение контейнера [7, 17]; около 43 мин осуществлялось слежение за ним с помощью бортового радиолокатора; производилась также съемка контейнера кинокамерой [4, 10]. Однако все эти эксперименты пришлось прервать после того как в конце второго витка вышел из строя нагреватель бачка с жидким кислородом, используемым в топливных элементах. Давление в бачке резко упало, подача кислорода в топливные элементы сократилась, мощность, вырабатываемая этими элементами, снизилась. Руководители полета приказали космонавтам выключить все потребляющие электроэнергию системы, кроме самых необходимых. Эксперимент по сближению с контейнером REP был отменен1. Были приняты меры на случай необходимости аварийной посадки спутника (в соответствующие районы были высланы корабли). В случае полного прекращения подачи электроэнергии от топливных элементов космонавты могли переключить оборудование на аварийные источники электропитания (химические батареи), рассчитанные на 9 час работы. На четвертом витке давление в бачке с жидким кислородом стабилизировалось на уровне 4,2 кг!см2 (нормальное давление не
ниже 50 кг!см2). При таком давлении топливные элементы вырабатывали достаточную мощность для обеспечения «минимальной активности» спутника, поэтому руководитель полета Кристофер Крафт (рис. 73) принял решение аварийной посадки не производить. Космонавты получили разрешение продолжать полет еще сутки. В дальнейшем каждые сутки им давалось разрешение продолжать полет еще в течение одних суток [15, 29].
В режиме «минимальной активности» спутник совершал полет в течение примерно 10 час. При этом на спутнике были постоянно включены только
Рис. 73. Руководитель полета Кристофер Крафт за пультом управления в Координационно-вычислительном центре MSCC
два насоса хладоагента, вентилятор в системе снабжения кислородом скафандров космонавтов, преобразователь мощности постоянного тока и у.к.в. приемник. При полете спутника над станциями слежения включались у.к.в. передатчик, телеметрический передатчик и радиолокационный маяк, работающий в диапазоне С [7]. При пролете над некоторыми станциями слежения (например, над станцией на полигоне Эглин) радиолокационный маяк для экономии
1 Как выяснилось впоследствии, топливные элементы даже после выхода из строя
нагревателя могли бы обеспечить мощность, необходимую для проведения этого эксперимента [14].
156
электроэнергии не включался, а слежение за спутником осуществлялось по излучению наземного радиолокатора, отраженному от корпуса спутника [21].
22 августа
Давление в бачке с жидким кислородом начало постепенно повышаться [15].
На 18-ом витке были проведены испытания бортового радиолокатора спутника. Поскольку радиолокационный приемоответчик контейнера REP уже не функционировал (разрядилась питающая его батарея, рассчитанная на 6 час работы), был использован аналогичный приемоответчик, установленный на башне на мысе Кеннеди. Бортовой радиолокатор начал получать сигналы приемоответчика, когда спутник находился на расстоянии —960 км от башни. До сближения на расстояние ~400 км сигналы приемоответчика принимались с перебоями, на расстоянии менее 400 км — без перебоев. Прием сигналов прекратился, когда спутник удалился более чем на 960 км. Космонавты должны были определять по этим сигналам расстояние до башни и направление на нее, однако годных к использованию измерений расстояния получить не удалось в связи с неисправностью бортового индикатора [4, 7, 17, 24].
За первые 26 час полета космонавты спали только два часа и ели очень мало. По рекомендации медицинского руководителя полета в ночь с 22 на 23 августа космонавты спали в течение 10 час [15].
23 августа
Космонавты произвели неудачную попытку засечь запуск МБР «Минитмен» с Восточного полигона [5].
Проведен эксперимент по сближенйю с воображаемой ракетой «Аджена Ь» [15]. Этот эксперимент не был предусмотрен первоначальной программой полета. Его решили провести потому, что вследствие отказа от сближения с контейнером REP на спутнике оказался «лишний» запас топлива (34 кг). Эксперимент по сближению с воображаемой ракетой должен был служить репетицией перед экспериментом по встрече и стыковке с реальной ракетой «Аджена D», который намечалось провести при полете спутника «Джемини VI». Эксперимент по сближению с воображаемой ракетой должен был в какой-то степени компенсировать неудачу с экспериментом по сближению с контейнером REP.
Было принято, что «ракета» находится на эллиптической орбите с высотой перигея 228 км и высотой апогея 340 км на расстоянии ~ 800 км от спутника (рис. 74). Спутник в момент начала эксперимента находился на орбите с высотой перигея 167 км и высотой апогея 338 км. В ходе эксперимента было проведено четыре маневра:
Первый маневр. В перигее 32-го витка Купер должен был включить на 28 сек бортовые двигатели (AV=—6,43 м!сек) для перевода спутника на орбиту, апогей которой (312,6 км) на 27,4 км ниже апогея орбиты ракеты. Такое расстояние должно быть между апогеем эллиптической орбиты спутника «Джемини VI» и круговой орбитой ракеты «Аджена D» перед началом эксперимента по встрече. Купер обеспечил ДУ =—6,3 м)сек.
157
Второй маневр. В апогее 33-го витка Купер должен был включить на 20 сек бортовые двигатели (Д V = 4,6 м/сек) для перевода спутника на орбиту с высотой перигея 182,6 км. При обращении спутника по такой орбите вследствие разности угловых скоростей спутника и «ракеты» угловое расстояние между ними сокращалось бы за каждый виток на 2,3°. Купер обеспечил Д V=4,75 м/сек.
Рис. 74. Расчетная программа эксперимента по сближению спутника «Джемини V» с воображаемой ракетой «Аджена D» (цифры показывают порядковые номера маневров; цифры 5 и 6 обведены пунктиром, потому что пятый и шестой маневры не проводились)
Третий маневр. За 13 мин до прохождения спутником перигея 33-го витка Купер должен был развернуть спутник на 90° по рысканию и включить на 15,4 сек бортовые двигатели (Д У = 4,4 м/сек) для изменения наклонения орбиты спутника. Такой маневр потребовался, если бы спутник «Джемини VI» не удалось вывести на орбиту, точно компланарную орбите ракеты «Аджена D». Купер обеспечил А V = 4,57 м/сек, в результате чего наклонение орбиты спутника «Джемини V» изменилось на 0,018°,
Четвертый маневр. В апогее 34-го витка Купер должен был включить на 23 сек бортовые двигатели (ДУ = 5,27 м/сек) для перевода спутника на орбиту с высотой перигея 200,6 км. При этом спутник должен был оказаться на орбите, «ко-эллиптической» орбите ракеты (расстояние между перигеями орбит равно расстоянию между апогеями орбит и составляет 27,4 км). Купер обеспечил Д У= 5,24 м/сек, и спутник вышел на орбиту с высотой перигея 199,4 км и высотой апогея 311 км [7].
На этом эксперимент по сближению с воображаемой ракетой «Аджена D» был завершен, спутник прошел на расстоянии ~ 30 км от воображаемой ракеты.
Отмечается, что если бы эксперимент проводился с реальной ракетой, и на борту спутника было достаточное количество топлива, то спутник мог бы провести пятый маневр и оказаться в непосредственной близости от ракеты, после чего с помощью шестого маневра могла бы быть обеспечена встреча спутника и ракеты [14, 30].
158
24 августа
Давление в бачке с жидким кислородом повысилось до 7,5 кг/см2, топливные элементы обеспечивали мощность 40—50 вт [10].
Температура в скафандрах космонавтов упала, и руководители полета позволили космонавтам несколько увеличить расход мощности топливных элементов на обогрев скафандров.
Космонавты производили научные эксперименты, в частности, эксперименты, предусматривающие фотографирование Земли. В ходе экспериментов вышла из строя телескопическая приставка фотокамеры. Купер разобрал ее и исправил.
Космонавты имитировали последовательность операций при осуществлении встречи на орбите (двигатели спутника при этом не включались) .
На 47-ом витке были повторены испытания бортового радиолокатора с использованием радиолокационного приемоответчика на мысе Кеннеди. Радиолокатор начал принимать сигналы приемоответчика на расстоянии 960 км. На расстоянии 960—480 км сигналы принимались с перебоями, на расстоянии менее 480 км— без перебоев [4, 7].
Космонавты засекли запуск МБР «Минитмен» с Западного полигона, шесть раз сфотографировали ракету, когда она находилась на расстоянии ~200 км от спутника, и зарегистрировали с помощью радиометров инфракрасное излучение факела двигателя [5, 19].
При полете над Техасом космонавты видели знаки, выложенные в районе Ларедо, но нечетко [7].
При полете над Флоридой Конрад видел три находящихся в воздухе самолета [7].
25 августа
На 61-ом витке, пролетая над базой ВВС Холломан, космонавты видели факел ракетного двигателя, установленного на рельсовых салазках. Им удалось зарегистрировать инфракрасное излучение факела.
Космонавты видели и сфотографировали авианосец «Лейк Чемп-лейн>> (флагман флотилии, которая должна была обеспечить спасение космонавтов после приводнения), видели находящийся в полете самолет и засекли второй запуск МБР «Минитмен» с Западного полигона, однако зарегистрировать инфракрасное излучение факела двигателей этой ракеты не удалось [7]. Предполагалось, что космонавты смогут засечь также запуск с Восточного полигона ракеты-носителя «Тор-Дельта» со спутником OSO-C, однако запуск этой ракеты они не видели.
При полете над Техасом космонавты видели выложенные на земле знаки. Космонавты сфотографировали отдельные районы Мексики, Восточной Африки, Аравийского полуострова и Австралии. Они обнаружили тайфун «Дорин» в западной части Тихого океана и по просьбе Бюро погоды США определили точное расположение тайфуна [19].
Устройство, наддувающее манжеты на бедрах Конрада, отказало, и космонавт манжеты снял [7].
По оценке руководителей полета, к концу дня 25 августа на борту спутника оставалось 20,5 кг топлива для бортовых двигателей, а для завершения всех запланированных экспериментов было необходимо 20 кг [7, 19).
159
26 августа
Вышли из строя два бортовых двигателя системы OAMS, обеспечивающие маневрирование и ориентацию на орбите. В результате спутник начал медленно кувыркаться, но это, по заявлению космонавтов, не причинило им неудобств, хотя заставило отказаться от некоторых экспериментов, предусматривавших фотографирование. С помощью оставшихся двигателей можно было стабилизировать спутник, но это привело бы к перерасходу топлива.
В топливных элементах стало образовываться слишком много воды, и могло произойти переполнение бачка, где эта вода собиралась. Было принято решение отключить одну из двух батарей топливных элементов и отказаться от проведения некоторых экспериментов [14, 19, 31}.
• 27 августа
Значительно снизилась температура в кабине: пары воды, выдыхаемые космонавтами, замерзали на стеклах кабины. Отказали еще два двигателя системы OAMS [19J.
28 августа
Несмотря на выход из строя четырех бортовых двигателей и угрозу переполнения бачка с водой, руководители полета приказали космонав* там включить вторую батарею топливных элементов и провести последнюю серию экспериментов [19].
Космонавты засекли дымовые сигналы в районе Вудли Рэнч (Австралия) [11]. В конце дня из строя вышли еще два бортовых двигателя системы OAMS.
Принято решение возвратить спутник после 120-го, а не после 121-го витка, как планировалось первоначально. Это вызвано тем, что в направлении района, где спутник приводнился бы после 121-го витка, двигался ураган «Бетси». Новый район приводнения (после 120-го витка) находится в 800 км к северу от прежнего района [19].
29 августа
Космонавты спутника «Джемини V» вели переговоры с космонавтом Карпентером, который находился на борту подводной лаборатории «Силэб II» на глубине 60 м у берега Калифорнии.
Перед сходом с орбиты космонавты приняли таблетки декседрина. Сход с орбиты протекал следующим образом [19]:
12 час	27	мин	16	сек	—	включение ТДУ (над Тихим океаном);
12 час	41	мин	40	сек	—	спутник опустился до высоты 120 км\
12 час	43	мин	43	сек	—	прекращение связи со спутником;
12 час	48	мин	01	сек	—	возобновление связи со спутником;
12 час 49 мин 45 сек — выпуск тормозного парашюта (на высоте ~21 юи)1;
12 час 51 мин 29 сек — выпуск основного парашюта (на высоте ~ 3 км);
12 час 55 мин 58 сек — приводнение.
1 Купер дал сигнал на выпуск тормозного парашюта преждевременно (согласно программе, парашют должен был развернуться на высоте 15 км), однако основной парашют раскрылся вовремя.
160
Спутник приводнился в точке с координатами 30°15' с.ш. и 70°15' з.д. в 620 км к юго-западу от Бермудских островов, примерно в 175 км от расчетного района1. Общая продолжительность полета составила 190 час 56 мин, космонавты пролетели~5,3 млн. км [9, 19, 30, 31].
Рис. 75. Космонавты Купер и Конрад на борту авианосца «Лейк Чемплейн»
В 13 час 40 мин, над спутником появился вертолет, который сбросил водолазов. Водолазы подвели под спутник понтон. В 13 час 55 мин космонавты были подняты на борт вертолета, который доставил их на авианосец «Лейк Чемплейк» (рис. 75) [9]. На борт авианосца был доставлен также выловленный из воды спутник. Затем в течение 11 суток космонавты проходили медицинское обследование и отчитывались о полете [19].
НЕКОТОРЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ ПОЛЕТА
По заявлению американских специалистов, полет спутника «Джемини V» доказал [10, 12, 26]:
1.	Человек способен выдержать восьмисуточный космический полет без ущерба для здоровья, сохраняя полную работоспособность. В полете был преодолен так называемый «шестисуточный барьер» (некоторые ученые предполагали, что пребывание в космосе свыше 6 суток вызовет болезненные явления в организме космонавтов).
2.	Космонавт может выполнять важные задания военного характера, включая обнаружение запусков ракет, фотографирование наземных объектов и их опознавание, а также фотографирование объектов в космосе.
3.	Созданные по программе «Джемини» средства сближения на орбите, в частности, радиолокатор и бортовое вычислительное устройство, достаточно эффективны.
4.	Бортовые системы спутника, в частности, топливные элементы, способны надежно работать в течение восьми суток (подчеркивается, что выход из строя нагревателя не означает наличия каких-либо недостатков в самих топливных элементах).
1 В связи с приводнением спутника в нерасчетном районе не удалось спасти отделившийся от спутника перед приводнением отсек радиолокатора: к тому времени, когда корабли подошли к месту приводнения отсека, он затонул [24].
161
Несмотря на неисправность некоторых бортовых систем, космонавты выполнили предусмотренные программой эксперименты в среднем на 83%, в том числе экспеоимент S-1 на 100%; S-5 на 80%; S-6 на 95%; S-7 на 95%; S-8(D-13) на 50%; MSC-1 на 100%; D-1 на 100%; D-2 на 10%; D-4 на 100%; D-6 на 85%; D-7 на 100%. Космонавты получили примерно 1000 фотоснимков, не считая кинокадров [26].
На 126-ой секунде полета- ракеты-носителя «Титан II» со спутником «Джемини V» амплитуда продольных колебаний достигла 0,38 g (максимальная допустимая амплитуда 0,25 g), однако руководители полета не сочли это опасным для космонавтов [26].
Медико-биологические измерения, проведенные во время и после полета, показали, что длительное пребывание в космосе не оказало вредного воздействия на организм космонавтов (большую часть времени космонавты находились в спутнике без шлемов и перчаток [27]). Отмечается, что в полете наблюдалась постепенная адаптация деятельности сердца. При старте пульс у Купера достигал 135, у Конрада 145. В конце первых суток полета пульс у обоих космонавтов снизился до 100, а позже стабилизировался на 70—80. На четвертые сутки пульс снова стал снижаться и стабилизировался к концу полета на 50—60 во время бодрствования и на 40—50 во время сна. Во время работы ТДУ пульс возрос до 180. Через 48 час после приводнения пульс у обоих космонавтов стал нормальным [26]. Застоя крови в конечностях (orthostatic hypotension) у космонавтов не наблюдалось [22]. После доставки на авианосец космонавты жаловались на боли в ногах, что считают естественным после продолжительной неподвижности [28].
Использование Конрадом манжет на бедрах, по-видимому, не оказывало существенного влияния на кровообращение [25]. Проведенные после полета измерения показали, что в крови Купера произошли следующие изменения: объем красных кровяных телец уменьшился на 13%, их масса на 20%, количество плазмы на 8%. Для измерений использовался метод меченых атомов: в кровь космонавтов было введено очень незначительное количество радиоизотопа хром-51 [18, 25].
Оба космонавта за время полета потеряли в весе. Вес Купера до полета составлял 68,9 кг, непосредственно после полета 65,3 кг. У Конрада, соответственно, 69,9 и 65,7 кг. На вторые сутки после полета оба космонавта восстановили свой нормальный вес [26]. Предполагают, что потеря веса—результат некоторого обезвоживания организма, хотя космонавты выпивали по 2,8 л жидкости в сутки. Космонавты получали с пищей 2000 ккал в сутки (расчетный рацион — 2700 ккал в сутки [22]). Содержание кальция в костях за восемь суток полета снизилось на 12—15% (у космонавтов спутника «Джемини IV» после четырех суток полета — на 8—10% [25]).
Космонавты спали по очереди, по 6 час. Они жаловались на то, что малейший шум, даже переворачивание страниц борт-журнала, будил- их, поскольку уровень шумов в спутнике был очень низким. В связи с этим они рекомендовали, чтобы программы будущих полетов предусматривали одновременный сон обоих космонавтов [27]. Космонавты рекомендовали также при длительных полетах обеспечить возможность пребывания в спутнике без скафандров, в которых очень неудобно находиться долгое время [28].
Космонавты отмечали, что очень много времени уходит на раскладывание предметов по местам и уборку мусора. Конрад тратил на это по 6 час в сутки.
162
Космонавты обнаружили новые вулканы на территории Мексики, дважды видели тайфун «Дорин» и определили его положение с большей точностью (±1° по широте), чем было сделано ранее с использованием информации, полученной от спутников «Тирос». Опыт космонавтов подтвердил, что разрешающая способность невооруженного глаза человека при наблюдении из космоса значительно выше, чем предполагалось. Так, космонавты видели кильватерный след кораблей на расстоянии 800 1000 км, сигнальные дымы на расстоянии 640 км. Космонавты часто наблюдали свечение метеоров при входе в атмосферу [23, 27].
Отдельные неисправности, возникавшие во время полета, руководители программы «Джемини» считают серьезными, однако подчеркивают, что эти неисправности не представляли опасности для космонавтов и не вызовут задержки в дальнейших работах по программе «Джемини» [26].
Основная неисправность — отказ нагревателя в бачке с жидким кислородом. Точной причины этой неисправности установить не удалось, потому что вспомогательный отсек, в котором размещен бачок, на Землю не возвращается [25]. Когда на борту спутника вышел из строя нагреватель, руководители полета приказали немедленно поместить блок топливных элементов, аналогичный блоку на борту спутника, в барокамеру, где он должен был работать при пониженном давлении подачи кислорода. Результаты этого эксперимента дали руководителям полета уверенность в том, что топливные элементы на борту смогут работать и при неисправном нагревателе [10].
Неисправность возникла также и в бортовом индикаторе, связанном с радиолокатором. Эта неисправность обнаружилась при испытаниях радиолокатора с использованием радиолокационного приемоответчика на мысе Кеннеди, когда не удалось определить расстояние от спутника до приемоответчика. Считают, что причиной неисправности явился выход из строя одного из конденсаторов [25].
Выход из строя шести двигателей системы OAMS некоторые специалисты объясняют «замерзанием» двигателей под воздействием отводимых за борт холодных паров жидкого водорода. Отводить пары пришлось потому, что топливные элементы вследствие аварии нагревателя работали на неполной мощности [3, 8, 26].
Приводнение спутника на большом расстоянии от расчетного района произошло вследствие допущенной ошибки при вводе с Земли данных в бортовое вычислительное устройство. Используя эти данные, устройство обеспечивало заданный угол атаки, регулирующий подъемную силу корпуса спутника и определяющий траекторию спуска [21, 22, 24, 26].
Связь со спутником «Джемини V» в у.к.в. диапазоне была нормальной, при связи в к.в. диапазоне наблюдались перебои [16, 21].
Стартовый вес спутника «Джемини V» составлял 3606 кг [7], вес при приводнении 2130 кг [6]. На спутнике «Джемини V» впервые использовалась модифицированная система ориентации и стабилизации, способная работать в автоматическом режиме, обеспечивая заданную ориентацию по трем осям с точностью ±0,5° [27].
1.	Aviation Week, 1965, 19/VII, vol. 83, № 3, p. 22, 23.
2.	NASA Release № 65—262, 1965, 12/VIII.
3.	Missile/Space Daily, 1965, 24/VIII, vol. 14, № 38, p. 318.
4.	Electronic News, 1965, 25/VIII. vol. 10, № 504, p. 1, 16.
5.	Interavia Air Letter, 1965, 25/VIII, № 5819, p. 5.
6.	Flight, 1965, 26/VIII, vol. 88, № 2946, p. 349—351.
7.	Aviation Week, 1965: 30/VIII, vol. 83, № 9, p. 24-^29.
163
8.	Electronic News, 1965, 30/VIII, vol. 10, № 505, p. 12.
9.	Interavia Air Letter, 1965, 30/VIII, № 5822, p. 5.
10.	Missiles and Rockets, 1965, 30/VIII, vol. 17, № 9, p. 7, 15, 16.
11.	Missile/Space Daily, 1965, 30/VIII, vol. 14, № 42, p. 351.
12.	U. S. News and World Report, 1965, 30/VIII, vol. 59, № 9, p. 25, 26.
13.	Missile/Space Daily, 1965, 31/VIII, vol. 14, № 43, p. 360, 361.
14.	Time, 1965, 3/IX, vol. 88, № 10, p. 49—51.
15.	Flight, 1965, 2/IX, vol. 88, № 2947, p. 370, 371.
16.	Electronic News, 1965, 6/IX, vol. 10, № 506, p. 16.
17.	Electronics, 1965, 6/IX, vol. 38, № 18, p. 25, 34, 35.
18.	Missiles and Rockets, 1965, 6/IX, vol. 17, № 10, p. 9.
19.	Flight, 1965, 9/TX, vol. 88, № 2948, p. 472—475.
20.	Missile/Space Daily, 1965, 10/IX, vol. 1-5, № 7, p. 42.
21.	Electronic News, 1965, 13/IX, vol. 10, № 507, p. 14.
22.	Time, 1965, 10/IX, vol. 86, № 11, p. 44.
23.	Missile/Space Daily, 1965, 15/IX, vol. 15, № 10, p. 63.
24.	Missiles	and Rockets, 1965,	16/IX, vol.	17,	№ 10,	p.	14,	15.
25.	Missiles	and Rockets, 1965,	20/IX, vol.	17,	№ 12,	p.	32,	33.
26.	Aviation Week, 1965, 6/IX, vol. 83, № 10, p. 26—29.
27.	Aviation	Week, 1965, 20/IX,	vol. 83, № 12, p. 68, 69, 71, 73.
28.	Aviation	Week, 1965, 13/IX,	vol. 83, №	11,	p. 27.
29.	Electronic Design, 1965, 13/IX, vol. 13, № 19, p. 27.
30.	Interavia, 1965, X, vol. 20, № 10, p. 1614, 1659.
31.	Sky and Telescope, 1965, X, vol. 30, № 4, p. 214, 215.
СПУТНИКИ «ДЖЕМИНИ VI» и «ДЖЕМИНИ VII»
Запуск спутника «Джемини VI», который был назначен на 25 октября 19G5 г., пришлось отменить, поскольку не удалось вывести на орбиту ракету «Аджена D», с которой спутник «Джемини VI» должен был осуществить встречу и стыковку. Ракета «Титан II» и спутник «Джемини VI» были сняты со стартового стола комплекса № 19 на мысе Кеннеди и увезены в ангары. На этом стартовом столе началась стыковка ступеней другой ракеты-носителя «Титан II», которая в начале декабря 1965 г. должна была вывести на орбиту спутник «Джемини VII». Следующая ракета «Аджена D» могла быть готова только в начале 1966 г.,
Рис. 76. Космонавты спутников «Джемини VI» и «Джемини VII» (слева направо: Уолтер Ширра, Томас Стаффорд, Фрэнк Борман и Джеймс Ловелл)
но руководство NASA решило не откладывать запуск спутника «Джемини VI» на 1966 г., а провести его в середине декабря 1965 г., использовав в качестве мишени при эксперименте по встрече на орбите не ракету «Аджена D», а пилотируемый спутник «Джемини VII». При этом стыковка с мишенью не предусматривалась, поскольку спутник «Джемини VII» не имеет такого стыковочного насадка, как ракета «Аджена D». Полет спутника «Джемини VII» был рассчитан на 14 суток. За это время NASA предполагало отремонтировать стартовый стол комплекса № 19, вновь установить на нем ракету «Титан II» со спутником «Джемини VI» и подготовить их к запуску. Обычно на все
165
эти операции требовалось 60 суток, но поскольку ракета «Титан II» со спутником «Джемини VI» была уже проверена, специалисты NASA сочли возможным подготовить их к запуску за 7—10 суток (при круглосуточной работе).
Основной задачей запуска спутника «Джемини VII» было изучение влияния на организм космонавтов длительного космического полета, испытание бортовых систем спутника в условиях длительного полета, а также проведение различных медико-биологических, физико-технических и военно-прикладных экспериментов.
Основной задачей запуска спутника «Джемини VI» было осуществление встречи на орбите.
Экипаж спутника «Джемини/VII» (рис. 76) состоял из Фрэнка Бормана (командир корабля) и Джеймса Ловелла (второй пилот); экипаж спутника «Джемини VI»—из Уолтера Ширра (командир корабля) и Томаса Стаффорда (второй пилот).
РАСЧЕТНЫЕ ПРОГРАММЫ ПОЛЕТА СПУТНИКОВ «ДЖЕМИНИ VII» И «ДЖЕМИНИ VI»
Согласно расчетной программе полета, запуск спутника «Джемини VII» производится в 19 час 30 мин 4 декабря 1965 г. Программа выведения спутника на орбиту предусматривала:
Т—3,4 сек	— включение двигателя первой ступени ракеты-
носителя «Титан II»;
Т	— отрыв ракеты со спутником от стартового
стола;
Т + 2 мин 36 сек — выключение двигателей первой ступени, включение двигателя второй ступени и отделение первой ступени;
Т+5 мин 41 сек — выключение двигателя второй ступени;
Г+6 мин 11 сек — включение бортовых двигателей спутника для отделения его от второй ступени.
Спутник выводится на эллиптическую орбиту с высотой перигея 161 км, высотой апогея 338 км и наклонением 28,87°. Отделившись от второй ступени, спутник разворачивается на 180° относительно оси рыскания таким образом, чтобы космонавты через иллюминаторы могли видеть обращающуюся по орбите вторую ступень. В течение 25 мин космонавты должны обеспечить групповой полет спутника* ёо ступенью. Через 3 час 50 мин после старта, когда спутник проходит апогей на третьем витке, космонавты включают бортовые двигатели, в результате чего высота перигея орбиты спутника увеличивается до 200 км. Согласно расчетам, это обеспечит существование спутника в течение 15 суток. Примерно на пятые сутки полета космонавты переводят спутник на круговую орбиту высотой 298 км. Расчетное приращение скорости для этого маневра 30 м)сек. Перевод на круговую орбиту необходим для проведения 13 декабря (девятые сутки полета спутника «Джемини VII») эксперимента по встрече на орбите спутников «Джемини VI» и «Джемини VII». При проведении указанного эксперимента спутник «Джемини VII» пассивен. На исходе 14-ых суток полета (на 206-ом витке), космонавты включают тормозные двигатели и спутник после 329 час 30 мин полета совершает посадку в Атлантическом океане.
Запуск спутника «Джемини VI», согласно расчетной программе полета, производится 13 декабря 1965 г. в 14 час 34 мин. Программа выведения в основном такая же, как для спутника «Джемини VII», но включает маневр на участке работы двигателя второй ступени для совмещения плоскостей орбит спутников «Джемини VI» И «Джемини VII». Этот
166
маневр сможет изменить наклонение орбиты спутника «Джемини VI» на угол до 0,55°. Спутник выходит на орбиту с высотой перигея 161 км и высотой апогея ~ 270 км. В момент выхода на орбиту спутник «Джемини VI» должен находиться на расстоянии 1944 км от спутника «Джемини VII». В табл. 17 приводится программа маневров спутника «Джемини VI» для обеспечения встречи со спутником «Джемини VII». Программа дается для случая выведения спутника «Джемини VI» на орбиту точно в расчетное время (при выводе с запозданием программа маневров будет иной):
Таблица 17
Программа маневров спутника „Джемини VIй
№ п/п	На каком витке производится маневр	Расчетное приращение скорости, м/сек	Цель маневра
1	I (в перигее)		Обеспечение расчетной высоты апогея, если спутник был выведен на начальную орбиту неточно
2	II (в апогее)	+ 16,2	Увеличение высоты перигея до 216 км для сокращения угловой скорости, сближения спутников с 6,7 до 4,5 градусов за виток, что обеспечит расчетное угловое расстояние между спутниками при проведении маневра 4
3	II (в общем узле орбит двух спутников)		Совмещение плоскостей орбит, если это не удалось обеспечить на участке выведения спутника «Джемини VI»
4	III (в апогее)	+ 16,2	Вывод на круговую орбиту высотой 235 км. После этого маневра расстояние между спутниками сократится до 296 км и бортовой радиолокатор спутника «Джемини VI» должен захватить спутник «Джемини VII»
5	IV (7+5 час 15 мин)	+9,8 (импульс направлен по линии визирования спутника „Джемини VIIй)	Первый маневр на конечном участке на’ ведения (маневр производится, когда расстояние между спутниками уменьшится до 63 км)
6	IV (Г+5 час 48 мин)	+13	Вывод спутника «Джемини VI» на орбиту, по которой обращается спутник «Джемини VII». Эксперимент по встрече считается завершенным
После встречи спутники совершают групповой полет в течение 2,5 витка, причем в течение 2 витков активным является спутник «Джемини VI», а в течение последних 0,5 витка — спутник «Джемини VII». Затем спутник «Джемини VI» с помощью бортовых двигателей отходит от спутника «Джемини VII» и на 29-ом витке (через 46 час 45 мин после старта) осуществляет посадку в Атлантическом океане.
На спутнике «Джемини VII» предполагалось провести 18 экспериментов: М-1; М-3, М-4, М-5, М-6, М-7, М-8, M-9, S-5, S-6, S-8(D-13), MSC-2, MSC-3, MSC-4, MSC-12, D-4 (D-7), D-5 и D-9.
167
Космонавты спутника «Джемини VI», помимо эксперимента по встрече на орбите, должны были провести эксперименты: S-5, S-6 и D-8.
ЗАПУСК И ПОЛЕТ СПУТНИКА «ДЖЕМИНИ VII» ДО ВСТРЕЧИ СО СПУТНИКОМ «ДЖЕМИНИ VI»
Запуск спутника «Джемини VII» с космонавтами Борманом и Ловеллом на борту состоялся 4 декабря 1965 г. в 19 час 30 мин 03 сек. Двигатели первой ступени ракеты-носителя были выключены в Г + 2 мин 35,6 сек, двигатели второй ступени — в Г+5 мин 36,9 сек. Скорость ракеты в момент выключения двигателей второй ступени была на 2,4 м/сек ниже расчетной. Спутник вышел на начальную орбиту с высотой перигея 161 км, высотой апогея 328 км и наклонением 28,88°. Период обращения спутника по этой орбите 89,32 мин [26]. После отделения спутника от второй ступени ракеты-носителя Борман развернул его на 180° и в течение 15 мин совершал групповой полет со второй ступенью на расстоянии 15—18 м. Борман прекратил групповой полет несколько раньше, чем предполагалось, поскольку расход топлива превысил запланированный на 7%. В период группового полета в рамках эксперимента D-4(D-7) регистрировалось излучение второй ступени. Через 3 час 48 мин после запуска были включены бортовые двигатели, которые проработали 1 мин 17 сек и обеспечили приращение скорости 18 м/сек, в результате чего перигей орбиты повысился до 222 км. Ориентация спутника при этом маневре выполнялась Борманом визуально по звезде Спика. На вторые сутки полета (7+45 час) Ловелл снял скафандр, на что ему потребовалось 40 мин [4]. В конце вторых суток полета космонавты провели успешный эксперимент по слежению за ракетой «Поларис А-3», запущенной с подводной лодки «Бенджамин Франклин». Космонавты регистрировали излучение факела двигателя и фотографировали ракету [6].
В начале полета спутника были зарегистрированы различные неисправности. Давление в бачке с жидким кислородом для топливных элементов упало до 8,4 кг/см2, однако нормальное давление (~60 кг/см2) было быстро восстановлено путем перепуска кислорода из бачка системы жизнеобеспечения. Не удалось провести калибровку фотометра, с помощью которого должны проводиться эксперименты MSC-12 и D-5. Прикрепленные к голове Бормана электроды (для получения электрокардиограмм в рамках эксперимента М-8) отвалились [4]. Намеченные на первые дни полета эксперименты по связи с помощью установки на основе лазера были отложены, поскольку возникли неисправности в наземном оборудовании, в частности, на о. Вознесения сгорела энергетическая установка, питающая приемное оборудование.
К концу третьих суток полета эксперимент D-4(D-7) был выполнен на 53%, D-5 на 20%, D-9 на 60%, S-8/D-13 на 36%, MSC-2 и MSC-3 на 43%, S-5 на 22% и S-6 на 57%. [6].
На 44-ом витке были включены двигатели, и спутник был переведен на орбиту с высотой перигея 235,9 км и высотой апогея 317,2 км. Этот маневр служил подготовкой к маневру по переводу спутника на круговую орбиту [4], который был осуществлен на 75-ом витке в два этапа:
1. В результате включения двигателей в апогее высота перигея была увеличена до 300 км.
2. В результате включения двигателей в перигее высота апогея была уменьшена до-300 км. После этого маневра на борту спутника оставалось 33% первоначального запаса топлива [3].
168
Некоторое время оба космонавта совершали полет без скафандров, однако перед экспериментом по встрече со спутником «Джемини VI» скафандры были надеты снова.
Космонавты наблюдали вход в атмосферу головной части МБР «Минитмен», а также факел ракетного двигателя (тяга 40 т) рельсовых салазок на базе ВВС Холломан [71.
ПОДГОТОВКА К ЗАПУСКУ СПУТНИКА «ДЖЕМИНИ VI» И НЕУДАВШАЯСЯ ПОПЫТКА ЗАПУСКА 12 ДЕКАБРЯ
Перед отложенным запуском 25 октября 1965 г. ракета-носитель «Титан II» и спутник «Джемини VI» были приведены в состояние 42-минутной готовности, а после отмены запуска сняты со стартового стола комплекса № 19 и увезены в ангар. План вторичной подготовки ракеты со спутником к запуску предусматривал, что эта подготовка начнется немедленно после запуска спутника «Джемини VII». В первые же сутки после этого запуска ракету «Титан II» предполагалось установить на стартовом столе и к ней пристыковать спутник «Джемини VI». .Одновременно должен был производиться необходимый ремонт стартового комплекса № 19 (замена сгоревших кабелей и пр.). В последующие трое суток предполагалось провести проверку ракеты и спутника (по сокращенной программе, поскольку полная проверка была проведена в октябре); на пятые сутки — провести испытания с имитацией полета, которые продолжатся 10—12 аде; на шестые сутки — начать предварительный предстартовый отсчет и последние испытания [1].
Фактически подготовка к запуску спутника «Джемини VI» началась через 10 мин после запуска спутника «Джемини VII». Менее чем через сутки спутник «Джемини VI» был пристыкован к установленной на стартовый стол ракете. Подготовка шла с опережением графика, что позволило перенести запуск с 14 час 34 мин 13 декабря на 14 час 54 мин 12 декабря [4, 10].
12 декабря космонавты Ширра и Стаффорд заняли свои места в кабине спутника «Джемини VI», и в расчетное время были включены двигатели первой ступени ракеты-носителя. Однако, спустя 1,17 сек (еще до отрыва ракеты от стартового стола) они выключились по сигналу системы MDS (система обнаружения неисправностей). Устройство отсчета времени на пульте управления в кабине космонавтов начало работать, однако индикатор зажигания продолжал гореть. Первое указывало на то, что ракета оторвалась от стартового стола (устройство отсчета времени начинает работать в момент отрыва), второе — на то, что двигатели не набрали 77% полной тяги (когда тяга достигает 77% полной, индикатор зажигания гаснет). Сопоставляя показания этих двух приборов, можно было решить, что ракета оторвалась от стартового стола, но двигатели не набрали достаточной тяги, и ракета в любой момент может упасть обратно. При такой ситуации командир корабля Ширра должен был выдернуть кольцо системы катапультирования. Однако он этого не сделал, так как по его ощущению отрыва от стартового стола не произошло (Ширра полагался на свой опыт при полете на спутнике «Меркурий» МА-8). Кроме того, и по времени отрыв еще не должен был произойти1. Если бы Ширра включил систему катапультирования, то спутник «Джемини VI» был бы значительно поврежден, и его не удалось бы запустить до конца полета спутника «Джемини VII»-
1 Отрыв происходит через 3,4 сек после включения двигателей.
169
Система MDS выключила двигатели потому, что под воздействием вибрации преждевременно отсоединился один из штеккерных разъемов в системе электропитания [10]. Как выяснилось позже, операторы не закрепили его должным образом [23]. Выяснилось также, что на трубопроводе подачи окислителя в газогенератор одного из двигателей первой ступени операторы забыли снять пластмассовую крышку, предохраняющую от попадания пыли. Крышка была несколько сдвинута, поэтому часть потока окислителя через нее проходила. Это помешало обнаружить присутствие крышки при предполетных испытаниях, однако при запуске двигателей крышка препятствовала нормальной работе газогенератора. Согласно заявлению специалистов фирмы Martin (головная по ракете-носителю «Титан II»), даже если бы штеккерный разъем преждевременно не отсоединился, то система MDS все равно выключила бы двигатели через 2,2 сек после их включения, обнаружив недостаточное поступление окислителя.
Через 1,5 час после выключения двигателей космонавты покинули спутник. За несколько часов топливо было слито, и началась проверка ракеты и стенда. Проверка показала, что существенных повреждений нет. Газогенератор был снят, прочищен, проверен и на исходе дня 13 декабря снова установлен на ракету. Штеккерный разъем был заменен другим, более устойчивым к вибрации. Кроме того, были приняты специальные меры, исключающие возможность установки разъема в незакрепленном положении. Новая попытка запуска спутника «Джемини VI» была назначена на 13 час 37 мин 15 декабря [10].
ЗАПУСК И ПОЛЕТ СПУТНИКА «ДЖЕМИНИ VI» ДО ВСТРЕЧИ СО СПУТНИКОМ «ДЖЕМИНИ VII»
Запуск спутника «Джемини VI» был произведен 15 декабря в 13 час 37 мин 26,4 сек. Космонавты спутника «Джемини VII» наблюдали спутник «Джемини VI» на участке выведения. Выключение двигателей первой ступени ракеты-носителя, спутника «Джемини VI» произошло в Т+ 160,4 сек (на 0,5 сек позже, чем предусмотрено программой), двигателя второй ступени—в Г+342 сек (на 1;3 сек раньше, чем предусмотрено программой). В момент выключения двигателя второй ступени скорость ракеты была на 3,3 м)сек меньше расчетной. Отмечается, что запуск спутника «Джемини VI» имел два отличия от всех предыдущих запусков пилотируемых спутников:
1. Азимут запуска, рассчитанный по данным последних измерений орбиты спутника «Джемини VII», был введен в автопилот системы управления первой ступени ракеты-носителя спутника «Джемини VI» лишь за 3 мин до запуска.
2. На участке работы двигателя второй ступени был произведен маневр, изменивший азимут с 81,4 на 85,2е, что изменило наклонение орбиты спутника на 0,2°.
Спутник «Джемини VI» вышел на начальную орбиту с высотой перигея 161 км, высотой апогея 260 км и наклонением 28,88°. Период обращения спутника по этой орбите 88,6 мин [26]. В момент выхода на орбиту он находился на расстоянии ~ 2000 км от спутника «Джемини VII». В табл. 18 перечислены маневры/которые совершил спутник «Джемини VI», управляемый космонавтом Ширра, для обеспечения встречи^со спутником «Джемини VII» (см. также рис. 77). Спутник «Джемини VII» в момент выхода на орбиту спутника «Джемини VI» обращался по орбите с высотой перигея 295 км и высотой апогея 303 км [10].
170
Таблица 18 [10, 11, 15]
Маневры спутника «Джемини VI»
п/п	На каком витке произведен маневр	Приращение скорости, м/сек	Цель и результаты маневра ।	 		
1	I (в перигее, в Т-\- 1 час 34 мин 3 сек)	+4,3	Обеспечение расчетной высоты апогея. Высота апогея увеличилась до 276 км
2	11 (в апогее, в Т +2 час 18 мин)	+ 18,5	Увеличение высоты перигея до 224 км для сокращения угловой скорости сближения двух спутников
3	II (в общем узле орбит двух спутников, в Т+2 час 42 мин 7сек)	’+9,7	Коррекция наклонения орбиты спутника на 0,07° для совмещения плоскостей орбит двух спутников. После этого маневра на борту спутника «Джемини VI» оставалось 262 кг топлива
4	И (в перигее, в Г+3 час 3 мин 9 сек)	+ 0,24 (двигатели работали 0,01 сек)	Дополнительный маневр для увеличения высоты орбиты на 0,9 км
о	III (в апогее, в 7+3 час 47 мин 37 сек)	+ 12,9 (двигатели работали 53 сек)	Вывод’ на круговую орбиту. На расстоянии 435,5 км радиолокатор спутника «Джемини VI» захватил спутник «Джемини VII». На расстоянии 200 км экипаж спутника «Джемини VI» впервые увидел вспышки импульсных источников света на спутнике «Джемини VII» [7]
6	IV (в 7+5 час 18 мин 39 сек)	+13,5	Первый маневр на конечном участке наведения, когда расстояние между спутниками составляло 60 км
7	IV (в 74-5 час 12 мин 4 сек)		Маневр на конечном участке наведения
8	IV (7+5 час 12 мин 16 сек)		
9	VI (7+5 час 48 мин 40 сек) 1	+ 12,9	Вывод спутника «Джемини VI» на орбиту, по которой обращался спутник «Джемини VII». Спутники в конце этого маневра находились на расстоянии 36 м друг от друга над точкой земной поверхности с координатами 25° с. ш. и 175° з. д. Эксперимент по встрече завершен.
171
17$
Рис. 77. Маневры для обеспечения встречи спутника «Джемини VI» со спутником «Джемини VII» (положение спутников на орбите показано приблизительно)
1 — запуск спутника «Джемини VI»; II— маневр I (см. табл. 18); III — маневр 2, IV ~ маневр 3; V — маневр 4; VI — маневр 5; VII — маневр 6; VIII — сближение спутников «Джемини VI» и «Джемини VII» на 24 км; IX — маневр Р; X — сближение во время группового полета на расстояние до 1 м; XI — облет спутником «Джемини VI» спутника «Джемини VII»; XII — последний этап группового полета;
XIII — переход спутника «Джемини VI» на более низкую орбиту
ГРУППОВОЙ ПОЛЕТ И ПОСАДКА СПУТНИКОВ «ДЖЕМИНИ VI» И «ДЖЕМИНИ VII»
Групповой полет двух спутников продолжался 5,5 час, при этом расстояние между ними составляло от — 1 до 30 м [20]. Экипажи могли видеть и фотографировать друг друга (рис. 78). Во время группового полета оба спутника были сфотографированы со станции Смитсониан-ской астрофизической обсерватории (США), расположенной-на территории Аргентины. В основном активным при групповом полете был спутник «Джемини VI», поскольку он имел значительно больший запас топлива (166 кг в начале группового полета). Он, в частности, облетал спутник «Джемини VII». Космонавты спутника «Джемини VII», в соответствии с указанием руководителей полета, могли израсходовать в период группового полета не более 11.% первоначального запаса топлива. На период группового полета оба спутника убрали выдвижные к.в. антенны, чтобы не повредить их при пролете на близком расстоянии друг от друга [11].
По завершении группового полета космонавты спутника «Джемини VI» включили на 15 сек бортовые двигатели (приращение скорости — 2,7 м!сек) и перевели спутник на орбиту с высотой перигея 286 км и высотой апогея 302 км. Спутник «Джемини VII» остался на орбите с высотой перигея 294,7 км и высотой апогея 302 км. В результате этого маневра спутник «Джемини VI» отдалился от спутника «Джемини VII» на 68 км [10, 14, 20, 25].
16 декабря в 14 час 53 мин 24 сек (на 17-ом витке) Ширра включил тормозную двигательную установку спутника «Джемини VI». Приводнение спутника произошло в 15 час 29 мин 09 сек (на 3 сек раньше, чем предусматривалось) в точке с координатами 123°24,5' с. ш. и 67°53' з. д. в 400 км к северо-востоку от о. Гранд Тёркс. Точка приводнения находилась в 13 км от расчетной. Сброшенные с самолета легкие водолазы подвели под спутник понтон, и космонавты вышли на него (рис. 79). В 16 час 38 мин к спутнику подошел флагман спасательной флотилии авианосец «Уосп» и поднял космонавтов на борт (рис. 80). Позже на борт авианосца был поднят и спутник «Джемини VI>. Состояние космонавтов после полета было хорошим. Полет спутника продолжался 25 час 51 мин 43 сек [24].
Космонавты спутника «Джемини VII» должны были сфотографировать спутник «Джемини VI» во время входа в атмосферу, но не смогли этого сделать вследствие выхода из строя двух бортовых двигателей системы OAMS, обеспечивающих ориентацию по рысканию (оба двигателя расположены на правом борту спутника). Отмечается, что с выходом из строя двигателей создалась ситуация, аналогичная той, которая возникла при полете спутника «Джемини V».
В последние дни полета спутника «Джемини VII» наблюдались неполадки в топливных элементах. Руководители полета рассматривали даже вопрос о целесообразности досрочного возвращения спутника, но решили продолжать полет [8].
Спутник «Джемини VII».. сошед с орбиты 18 декабря на 206-ом витке и приводнился в 14 час- 05 мин (24] в 910 км к юго-западу от Бермудских островов (в 16 км от расчетной точки). В 14 час 11 мин космонавты б-ылй подняты на борт вертолета, кбторый доставил их на авианосецW6cn>x (рис. б!). Космонавты после длительного полета чувствовали себя хорошо (без. посторонней помощи прошли в отведенные им каюты). Позже на борт был поднят и спутник «Джемини VII». Полет спутника «Джемини VII» продолжался 330 час 35 мин. Спутник пролетел расстояние 9 195000 км [24].	1 1
173
a
б
Рис. 78. Спутник «Джемини VII», сфотографированный экипажем спутника «Джемини VI» во время группового полета
а — вид спереди
/ — радиометр для проведения экспериментов D-4/D-7; 2 — импульсный источник света; 3 — у.к.в. антенна; 4 — бортовой двигатель; 5 — сдвоенные приборы для сканирования горизонта; 6 — крышка контейнера с вытяжным парашютом; 7 — антенна радиолокационного приемоответчика; 8 — у.к.в. антенна; 9 — крышка контейнера с тормозным парашютом
б — вид сзади
/ — бортовой двигатель; 2 — радиометр; 3 — узел крепления стержня 4; 4 — стержень с магнитометром, предназначенным для проведения эксперимента MS С-3; 5 — расчалка стержня 4; 6 — углубление для размещения выступающей детали ракеты-носителя «Титан II»
174
Рис. 79. Спутник «Джемини VI» после приводнения
175
Рис. 80. Ширра и Стаффорд после полета

Рис. 81. Борман и Ловелл после полета
176
НЕКОТОРЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ ПОЛЕТОВ
В результате полетов спутников «Джемини VII» и «Джемини VI», было установлено:
1.	Космонавты могут осуществлять космические полеты длительностью до двух недель без существенного нарушения функций организма и снижения работоспособности.
2.	Космонавты могут обеспечить встречу и последующую стыковку на орбите.
3.	Бортовые системы спутника «Джемини» в целом надежны и эффективны [10].
Космонавты Борман и Ловелл потеряли в весе1, соответственно, 4,3 и 2,7 кг, по-видимому, вследствие некоторого обезвоживания организма. Ловелл потреблял меньше воды, чем Борман (как и на Земле), но по настоянию врачей в последние дни полета, стал пить значительно больше [10].
Во время полета наблюдалась хорошая адаптация сердечной деятельности космонавтов. В период выведения пульс Бормана составлял 150 ударов в минуту. Через 2,5 час после старта пульс стабилизировался на 80, через 13—14 час упал до 70 и в течение дальнейшего полета составлял в периоды бодрствования 70—80, а в периоды сна ~ 60. Минимальная частота пульса в период сна 45. В период наблюдения ракеты «Поларис» частота пульса увеличилась до 105, после срабатывания тормозной двигательной установки спутника — до 120—135 и достигла максимального значения (180) при входе в атмосферу.
В период выведения пульс Ловелла составлял 132 удара в минуту. Через 1,5 час после старта пульс стабилизировался на 60—65. В период наблюдения ракеты «Поларис» частота пульса увеличилась до 93, после срабатывания ТДУ — до 93—95 и достигла максимального значения (135) при входе в атмосферу [19].
Полученная космонавтами доза радиации была весьма незначительной.
Наблюдалось раздражение слизистой оболочки носа и глаз2. Психическое состояние космонавтов было хорошим, кратковременное понижение тонуса наблюдалось непосредственно после возвращения на Землю спутника «Джемини VI» [21]. Периоды сна у космонавтов начинались одновременно. Борман спал беспокойно в среднем по 5 час в сутки, Ловелл спал более глубоким сном по 6—7 час в сутки (на Земле оба спят по 7—8 час). Эту разницу объясняют тем, что Ловелл более продолжительное время был без скафандра. Вследствие того, что часть времени космонавты были без скафандров, состояние кожи у них было лучше, чем у космонавтов, совершавших полет на предыдущих спутниках «Джемини». Дезориентации в полете космонавты не испытывали.
По заявлению д-ра Берри (медицинский руководитель полета), полет спутника «Джемини VII» показал, что, с медицинской точки зрения, полет на Луну в космическом корабле «Аполлон» не представляет проблемы и что, по-видимому, не возникнет никаких осложнений и при 30-суточном полете [21].
Космонавты спутника «Джемини VII» провели 75% запланированных экспериментов [16]:
1 Вес был восстановлен за три дня [27].
2 Вероятно, от дыхания чистым кислородом.
177
Эксперимент М-1 был выполнен неполностью, так как на период сна приспособление для наддува манжет пришлось выключать, поскольку их шум мешал космонавтам.
Эксперименты М-3, М-4, М-6, М-9, MSC-2 и MSC-3 выполнены полностью.
Эксперимент D-4(D-7) был проведен успешно. Зарегистрированы излучения второй ступени ракеты-носителя «Титан II», факела двигателя ракеты «Поларис А-3», головной части МБР «Минитмен» (во время входа в атмосферу в районе о. Кваджелейн) и факела двигателя ракетных салазок. Зарегистрировано также ультрафиолетовое излучение, отраженное Луной (в полнолуние).
Эксперимент D-9 проведен в соответствии с программой, никаких трудностей при работе с ручным секстантом космонавты не испытывали.
Эксперимент S-5 осуществлен не полностью, так как фотографированию некоторых областей Земли мешала облачность.
Эксперимент S-6 проведен успешно.
Эксперимент S-8(D-13) при отсутствии облаков проводился успешно: космонавты легко обнаруживали и опознавали выложенные на Земле знаки.
Эксперименты М-5 и М-7 проведены успешно, полученные результаты изучаются.
Эксперимент М-8 проводился только в течение первых двух суток (позже электроды, прикрепленные к голове Бормана, отвалились).
Эксперимент MSC-4, практически не удался.
Эксперименты MSC-12 и D-5 провести не удалось, так как космонавты не смогли осуществить калибровку фотометра [19].
Общие расходы на создание, запуск и обеспечение полета спутников «Джемини VI» и «Джемини VII» составили 90 млн. долл. [24].
НЕКОТОРЫЕ СВЕДЕНИЯ О БОРТОВОМ ОБОРУДОВАНИИ СПУТНИКОВ И ЭКИПИРОВКЕ КОСМОНАВТОВ
Спутник «Джемини VI» был оснащен радиолокатором для обеспечения встречи со спутником «Джемини VII». Вес радиолокатора, размещенного в переднем отсеке спутника,~ 20 кг, занимаемый объем ~ 0,05 At3, потребляемая мощность 80 вт. В качестве энергетической установки на этом спутнике использовались химические батареи: три основные батареи (по 400 а-час) во вспомогательном отсеке; четыре «посадочные» батареи (по 45 а-час), которые включаются после отделения вспомогательного отсека; и три специальные батареи (по а-час) для питания пиротехнических устройств [1].
Вес бортового запаса топлива на спутнике «Джемини VI» составлял 313 кг [10].
На спутнике «Джемини VII» (вес 3288 кг [6]) радиолокатора не было. На нем имелся радиолокационный приемоответчик, облегчающий захват спутника «Джемини VII» бортовым радиолокатором спутника «Джемини VI». Для облегчения оптического слежения за спутником «Джемини VII» во время эксперимента по встрече на орбите на нем были установлены импульсные источники света (80 вспышек в минуту). Эти вспышки космонавты спутника «Джемини VI» должны были видеть с расстояния ~ 40 км. В качестве энергетической установки на спутнике «Джемини VII» использовались водородо-кислородные топливные элементы.
, Вес бортового запаса топлива на спутнике «Джемини VII» составлял 192 кг [1].
178
Скафандры космонавтов спутника «Джемини VI» были аналогичны скафандрам космонавтов спутника «Джемини V». Космонавты спутника «Джемини VII» имели специальные облегченные скафандры весом 7,2 кг. Эти скафандры (рис. 82) легко снимались в полете. Для того, чтобы снова одеть скафандр, требовалось 5—10 мин [1].
Рис. 82. Космонавты Борман и Ловелл в специальных облегченных скафандрах
Рацион космонавтов спутника «Джемини VI» был составлен с таким расчетом, чтобы они получал и~ 2600 ккал в сутки. Космонавты спутника «Джемини VII» должны были получить ~2400 ккал в сутки, причем для них предусматривалось четыре типа суточного меню, которые чередовались.
1.	NASA Release № 65—362. 1965, 29/XI.
2.	Electronic News, 1965, 6/XII, vol. 10, № 519, p. 17.
3.	Missile/Space Daily, 1965, 10/XII, vol. 16, № 28, p. 216.
4	Aviation Week, 1965, 13/ХП, vol. 83, № 24, p. 30—33, 71, 74, 79, 81.
5.	Electronics, 1965, 13/XII, vol. 38, № 25, p. 34.
6.	Missiles and Rockets, 1965, 13'XII, vol. 17, № 24, p. 12—14.
7.	Interavia Air Letter, 1965, 16/XII, № 5899, p. 7.
8.	Missile/Space Daily, 1965, 17/XII, vol. 16, Ko 33, p. 256, 257.
9.	Journal of Armed Forces, 1965, 18/XII, vol. 103, № 16.
p. 23.
10.	Aviation Week, 1965, 20/XII, vol. 83. № 25, p. 16—20.
11.	Electronic News. 1965, 20/XII, vol. 10, № 521, p. 6.
12.	Interavia Air Letter, 1965, 20/XII, № 5901, p. 5.
13.	Missiles and Rockets, 1965, 20/XII, vol. 17, № 25, p. 17
14.	Missile/Space Daily, 1965, 21/XII, vol. 16, № 35, p. 272.
15.	Time, 1965, 24/XII, vol. 86, № 26, Cover and p. 34—38.
16.	Aviation Week. 1965, 27/XII, vol. 83, № 26. p. 22—26, 53___________________________________________________55 57
17.	US News and World Report, 1965, 27/XII, vol.’ 59^ № 26, p. 19—21.
179
18,	Flight, 1965; 30/ХП, vol. 88, № 2964, p. 1126, 1127.
19.	Missiles and Rockets, 1966, 3/1, vol. 18, № 1, p. 7. 16—18, 21, 22, 26, 28, 31.
20:	Aviation Week, 1966, 3/1, vol. 84, № 1, p. 21.
21.	Aviation Week, 1966, 10/1, vol. 84, № 2, p. 83, 86, 	;	'	89, 91, 94.
22.	Flight, 1966, 13/1, vol. 89, № 2966, p. 73.
23.	Missiles and Rockets, 1966, 17/1, vol. 18, № 3.
24.	Interavia, 1966, II, vol. 21, № 2, p. 190, 191.
25.	Missiles and Rockets, 1966, 7/11, vol. 18, № 6, p. 9.
26.	Flight, 1966, 20/1, vol. 88, № 2967, p. 116, 117.
27.	. Time, 1965, 31/XII, vol. 86, № 27, p. 39.
СПУТНИК «ДЖЕМИНИ VIII»
Основной задачей полета спутника «Джемини VIII» было осуществление встречи и стыковки на орбите с ракетой «Аджена D». Кроме того, был запланирован выход второго пилота в открытый космос и проведение различных операций вне спутника, а также осуществление ряда научных экспериментов. Полет спутника должен был продолжаться 70 час 50 мин, сход с орбиты планировался на 45-м витке [1, 5, 7]. Спутник должен был совершить посадку в Атлантическом океане [15].
Экипаж спутника «Джемини VIII» (рис. 83) состоял из Нейла Армстронга (командир корабля) и Дэвида Скотта (второй пилот).
Рис. 83. Космонавты Армстронг (слева) н Скотт
РАСЧЕТНАЯ ПРОГРАММА ПОЛЕТА
Согласно расчетной программе, запуск спутника «Джемини VIII» производится 15 марта 1966 г. в 16 час 41 мин со стартового комплекса № 19 ракетой-носителем «Титан II». За 101 мин до запуска спутника (в 15 час 00 мин) со стартового комплекса № 14 на мысе Кеннеди запускается ракета-носитель «Атлас-Аджена D», вторая ступень которой («Аджена VIII») должна выйти на круговую орбиту высотой 298км и служить мишенью при эксперименте по встрече на орбите. Спутник «Джемини VIII» выходит па орбиту с высотой перигея 161 км и высотой апогея 270 км [5]. Отмечается, что, если ракета «Аджена VIII» выводится на орбиту в расчетное время, то «окно» для запуска спутника «Джемини», начинающееся в 16 час 41 мин, продолжается всего 4 мин 7 сек.
181
Если за этот период запустить спутник не удастся, то следующую попытку запуска можно будет предпринять только через сутки [16].
Сближение спутника «Джемини VIII» с ракетой «Аджена VIII» происходит на четвертом витке спутника примерно через 5,5 час после его запуска. Последовательность маневров спутника «Джемини VIII» для обеспечения сближения аналогична последовательности маневров спутника «Джемини VI» [6, 15].
После сближения (на расстояние до 30 м) спутник совершает в течение 0,5 час групповой полет с ракетой и на пятом витке начинает маневры для обеспечения стыковки [20]. При стыковке спутник подводится к ракете со стороны насадка и устанавливается в такое положение, чтобы направляющий штырь на его передней части вошел в V-образный вырез насадка. Затем спутнику сообщается поступательное движение и он входит передней частью в насадок. При этом срабатывают три пружинные защелки, обеспечивающие жесткое соединение спутника и ракеты. Одновременно автоматически соединяются электрические цепи спутника и ракеты, так что космонавты могут подавать на ракету различные команды. Стыковка должна быть произведена примерно через 6 час 30 мин после запуска спутника [6].
По показаниям индикаторов, установленных на специальной панели на насадке ракеты «Аджена VIII», космонавты определяют состояние бортовых систем ракеты, после чего проводят различные маневры системы «спутник—ракета». Затем следует 7,5-часовой сон космонавтов [6, 16, 18].
Через 20 час 25 мин после запуска спутника (на 13-м витке) проводится эксперимент по выходу космонавта Скотта в открытый космос. Длительность эксперимента (с момента открытия люка до момента его задраивания) 2 час 51 мин [16].
Эксперимент начинается в период, когда спутник, пристыкованный к ракете «Аджена VIII», находится над освещенной Солнцем стороной Земли [6, 16]. Скотт привязан фалом длиной 7,6 м, в котором проложены трубопровод подачи кислорода (из бортового запаса спутника), электрические провода и нейлоновый трос, удерживающий космонавта. Согласно программе, Скотт надевает нагрудный ранец ELSS, высовывается из люка, устанавливает на корпусе вспомогательного отсека кинокамеру, снимающую на 16-миллиметровую пленку, и покидает кабину спутника. Далее он снимает с корпуса вспомогательного отсека стопки ядерной эмульсии (эксперимент S-9) и передает их Армстронгу, который размещает эти стопки в одном из отделений кабины.
Скотт перемещается к ракете «Аджена VIII», где раскрывает створки держателя (эксперимент S-10). Завершив эту операцию, Скотт протирает тканью окно кабины и передает Армстронгу ткань с образцами вещества, осевшего на стекле. Затем Скотт проводит эксперимент с универсальным инструментом [6, 9], привязав себя фалом за ногу к крюку на вспомогательном отсеке в том месте, где находится ящик с инструментом. Скотт извлекает универсальный инструмент и закручивает до упора специально ослабленный болт в стенке ящика. Болт соединен с датчиком, регистрирующим прилагаемое усилие. Далее Скотт отвертывает четыре винта, которыми крепится к стенке ящика специальная металлическая пластинка, и крепит ее на место другими тремя винтами.
182
Рис. 84. Космонавт Скотт с ранцами ELSS и ESP и с реактивным устройством (во время тренировки)
/ — реактивное устройство; 2 ранец ESP; 3 — ранец Е LSS
Завершив эту операцию, Скотт извлекает из ящика обычный гаечный ключ и пытается с его помощью ослабить и снова закрутить до упора болт, соединенный с датчиком. После этого Скотт убирает ящик с инструментом на место. Комментарии Скотта во время проведения этих операций записываются на пленку; кроме того, производится киносъемка [4].
По завершении этих экспериментов Скотт приближается к тому месту во вспомогательном отсеке, где находится заплечный ранец ESP с автономной системой жизнеобеспечения, надевает его на себя и садится в «седло», прикрепленное к ранцу. Эту операцию космонавт должен окончить до захода спутника в тень Земли, что произойдет примерно через 53 мин после выхода космонавта из спутника. В течение ~ 40-минутного пребывания спутника над неосвещенной стороной Земли космонавт находится в «седле», внутри вспомогательного отсека, чтобы избежать опасности столкновения со спутником или пристыкованной к нему ракетой в условиях плохой видимости [6, 14].
После того как спутник выходит из тени, Армстронг подает сигнал на «гильотинку», которая срезает болт, крепящий ранец ESP к стенке отсека [16]. Скотт предварительно наращивает свой 7,6-метровый фал нейлоновым тросом длиной 23 м. При общей длине троса и фала — 30 м космонавт может удаляться от спутника на расстояние до 25 м. Специальные зажимы на 23-метровом тросе, установленные на расстоянии 5,2; 7,6; 12,2 и 21 м от его начала, служат для предотвращения слишком быстрого разматывания. Для обеспечения маневров в космосе Скотт пользуется реактивным устройством, работающим на фреоне (рис. 84). Перед началом маневров Скотта Армстронг выводит спутник из зацепления с ракетой и в течение всего периода маневрирования удерживает спутник на расстоянии ~ 18 At от ракеты [1, 6]. Скотт совершает маневры, находясь впереди спутника по полету. Программой предусматриваются различные маневры космонавта, в частности, сближение с ракетой «Аджена VIII». Предусмотрен также эксперименте имитацией спасения космонавта. Скотт имитирует выход из строя реактивного устройства, а Армстронг «мягко» подводит спутник к Скотту. Эксперимент усложнен тем, что Скотт перед выключением устройства придает себе радиальную скорость 0,15 м!сек. Армстронг, управляя спутником, должен избежать столкновения с ракетой «Аджена VIII», а также следить, чтобы фал Скотта не попал в струю реактивных двигателей. Отмечается, что подобные операции могут потребоваться для обеспечения перехода космонавтов из взлетной ступени лунной кабины в корабль «Аполлон» на селеноцентрической орбите. Если стабилизировать ступень не удастся и стыковка с ней будет невозможна, два космонавта,
183
находящиеся во взлетной ступени, выйдут в открытый космос, а космонавт, находящийся в корабле, «мягко» подведет корабль к ним и примет их на борт. •
Во время пребывания Скоттй вне спутника Армстронг постоянно следит за его пульсом. Если частота пульса достигнет 180 ударов в минуту и не снизится в течение 20—30 мин, то Скотт получает от Армстронга команду на досрочное возвращение в спутник [13J.
Завершив эксперименты в открытом космосе, Скотт снимает ранец ESP и отбрасывает его вместе с 23-метровым тросом и реактивным устройством, сообщив им приращение скорости ~ 1 м/сек против полета спутника. Через 45 мин после возвращения Скотта в кабину Армстронг отводит спутник от ракеты на расстояние ~~ 20 км, после чего проводится второй эксперимент по встрече и стыковке. При этом эксперименте бортовой радиолокатор и вычислительное устройство не используются. Применяется ручной секстант. Управление-спутником при второй стыковке осуществляет Скотт. Затем космонавты повторяют сближение и стыковку еще 1—2 раза, предварительно отдаляясь от ракеты на несколько сот футов. По завершении этих экспериментов космонавты подают команду на включение основного двигателя ракеты с тем, чтобы перевести ее на круговую орбиту высотой ~ 400 км [1, 6]. В дальнейшем предполагается использовать эту ракету для эксперимента по встрече со спутником «Джемини X», причем один из космонавтов спутника «Джемини X» должен будет снять держатель (эксперимент-10) [8].
На спутнике «Джемини VIII» предполагалось провести 10 экспериментов [1, 10, 34]: М-5. S-l, S-3, S-7, S-9, S-10, D-3, D-14, D-15 и D-16.
ЗАПУСК И ПОЛЕТ СПУТНИКА «ДЖЕМИНИ VIII» ДО ВСТРЕЧИ И СТЫКОВКИ С РАКЕТОЙ «АДЖЕНА VIII»
Запуск спутникй; «ДЖемини VIII» с космонавтами Армстронгом и Скоттом на борту состоялся 16 марта 1966 г. в 16 час 41 мин 02 сек (запуск был отложен на сутки в связи с возникновением некоторых незначительных неполадок в топлийной системе ракеты «Аджена VIII» и системе подачи кислорода на спутнике) [34].	:
За 101 мин до запуска спутника (в 15 час 00 мин 03 сек) была запущена ракета-носитель «Атлас-Аджена D». Незадолго до прекращения работы двигательной установки первой ступени эта ракета-носитель произвела манейр по рысканию для сдвига узла орбиты на 1,5° к востоку, с тем, чтобы в конце первого витка выведенная на орбиту ракета «Адже-‘ на VIII» прошла над мысом Кеннеди.
В«момент- окончания работы двигательной установки первой- ступени» (Г+4 мйн.40 сек}-ракета-носитель находилась на высоте 213 км и имел:а? скорость 5,18 км]с£к:- После отделения первой ступени (в Г + 5сжда 35 сек/) последовал.' непродолжительный-свободный полет, азатем на 18 сек -были включены вспомогательные двигатели ракеты «Аджена VII 1»уКоторь1е;обеспечили ?забрр топлива в ТНА основного двигателя. Основной двигатель проработал 180 сек й вывел ракету <«Адже-: на VIII» (в Г + 9 мин 40 сек) на орбиту с высотой перигея 296 км, высо-! той апогея 297 км и х наклонением 28,88°. Период обращения ракеты 90,2 мин. Конечная скорость ракеты (7731,5 м/сек) была лишь нач 0,3 м/сек меньше расчетной [21, 23, 32].
184
В момент запуска ракеты-носителя «Титан II» со спутником «Джемини VIII» ракета «Аджена VIII» находилась на расстоянии —2000 км от мыса Кеннеди (угловое расстояние 16°). Азимут запуска (99,9°) был введен в систему наведения ракеты-носителя «Титан II», когда она находилась в состоянии трехминутной готовности. Двигательная установка первой ступени проработала 158 сек (на 1 сек меньше, чем предусматривалось программой). Двигательная установка второй ступени проработала 183 сек. В 7 + 6 мин 9 сек спутник был выведен на начальную орбиту с высотой перигея 159,7 км, высотой апогея 271 км и наклонением 28,92°. Период обращения 88,8 мин [20, 21. 32, 33].
В момент выхода на орбиту спутник находился на расстоянии 1942 км от ракеты [28]. В табл. 19 перечислены маневры, совершенные спутником «Джемини VIII» для обеспечения встречи на орбите с ракетой «Аджена VIII» [21, 23].
Маневры спутника «Джемини VIII»
Таблица 19
№ п/п	На каком витке произведен маневр	Приращение скорости, м{сек	Цель и результаты маневра
1	I (в перигее, в 7+1 час 34 мин 37 сек)		Изменение высоты апогея. По окончании маневра спутник находился на расстоянии 1330 км от ракеты.
2	II (в апогее, в Т+ 2 час 18 мин 25 сек)	+ 15,6	Увеличение высоты перигея до 248,3 км для сокращения угловой скорости сближения спутника и ракеты с 6,68 до 4,51° за виток
3	II (в общем узле орбит спутника и ракеты, в 7+2 час 45 мин 31 сек)	+ 7,83	Коррекция наклонения орбиты спутника на 0,04° для совмещения плоскостей орбит спутника и ракеты
4	II (в перигее, в 7 + 3 час 3 мин)	+ 0,6	Дополнительный маневр для увеличения высоты апогея орбиты
а	III (в апогее, в 7 + 3 час 47 мин 35 сек)	+ 18,6	Вывод на круговую орбиту высотой 272 км. После выхода на эту орбиту расстояние между спутником и ракетой составляло 315 км и вскоре начался прием сигналов от радиолокационного приемоответчика, установленного на ракете. В 7+4 час 12 мин расстояние сократилось до 185 км, и по команде с Земли были включены импульсные источники света на ракете. В 7+4 час 39 мин, когда расстояние сократилось до 140 км, Армстронг впервые увидел ракету
6	IV (в 7 + 5 час 13 мин 13 сек)	9,93	Первый маневр на конечном участке наведения. В конце этого маневра спутник находился на расстоянии ~ 70 км о г ракеты
Совершив еще три маневра на конечном участке наведения, в 7 + 5 час ЬЗ мин спутник вышел на орбиту, по которой обращалась ракета. При этом расстояние между ними составляло 45 м. При первых пяти маневрах использовались только расчеты, проведенные на Земле. При остальных четырех маневрах, помимо этих расчетов, использовались
185
также данные бортового счетно-решающего устройства, связанного с радиолокатором, и расчеты второго пилота, сделанные по навигационным таблицам, причем при расхождении за основу брались данные счетно-решающего устройства [30].
После короткого периода группового полета на расстоянии 45 я Армстронг вывел спутник в такое положение, при котором он оказался на ~25 м впереди ракеты и космонавты могли читать показания индикаторов на панели, установленной на насадке. Индикаторы показывали, что все основные параметры ракеты находятся в норме и можно осуществлять стыковку. После этого Армстронг подвел спутник к ракете на расстояние 0,6 м и запросил разрешение на проведение стыковки. Получив такое разрешение, он через несколько секунд ввел направляющий штырь на передней части корпуса спутника в V-образный вырез насадка ракеты, после чего сообщил спутнику поступательное движение. При этом защелки, обеспечивающие жесткое соединение спутника и ракеты, сработали [21].
В момент стыковки Солнце находилось низко над горизонтом и освещало только правый борт ракеты. Левый борт и насадок находились в тени. Относительная скорость спутника и ракеты при вводе штыря в вырез насадка составляла 0,22 м!сек (расчетная 0,3 м)сек) [30]. Стыковка произошла в Г + 6 час 34 мин над океаном у Южной Америки, когда спутник находился в пределах радиовидимости корабля «Роуз Нот Вик-тори» [21, 25].
Космонавты отмечали, что ракета была стабилизирована и стыковка прошла очень легко. Разрядов статического электричества не наблюдалось. Соединение спутника и ракеты было достаточно жестким. Во время стыковки проводилась киносъемка (рис. 85, 86).
ПОЛЕТ СПУТНИКА «ДЖЕМИНИ VIII» ПОСЛЕ СТЫКОВКИ И АВАРИЙНАЯ ПОСАДКА
После стыковки был проведен маневр, при котором ракета с пристыкованным к ней спутником развернулась в плоскости рыскания на 90°. Маневр был осуществлен с помощью двигателей ракеты, работой которых управляли космонавты. Маневр, рассчитанный на 60 сек, фактически был завершен за 55 сек. Космонавты отметили устойчивость системы «спутник—ракета» и легкость проведения маневра. После стыковки стабилизацию обеспечивала система ориентации ракеты. Примерно через 20 мин после стыковки космонавты зарегистрировали вращение по рысканию и крену. Предполагая, что возникла неисправность в системе ориентации ракеты, космонавты включили двигатели ориентации системы OAMS на спутнике, а систему ориентации ракеты выключили- На некоторое время (4 мин) удалось обеспечить стабилизацию, но затем вращение началось снова, причем скорость его была так высока, что космонавты решили вывести спутник из зацепления с ракетой. До этого они пробовали включать сопла системы ориентации на ракете, а затем двигатели системы ориентации на спутнике в различной комбинации, чтобы выявить причину дестабилизации, но безуспешно. Как выяснилось позднее, один из двигателей системы OAMS вследствие неисправности в электросистеме самопроизвольно включился, проработал 3 мин, выключился на 4 мин (тот период, когда удалось снова обеспечить стабилизацию), азатем снова включился. Поскольку спутник в этот период находился вне зоны видимости станций слежения [31], телеметрическая информация на Землю не поступала (по данным телеметрии можно было бы установить
186
Рис. 85. Снимок ракеты «Аджена VIII», сделанный космонавтами спутника «Джемини VIII» с расстояния 45 .и
Рис. 86. Снимок ракеты «Аджена УЧИ», сделанный космонавтами спутника «Джемини VIII» непосредственно перед стыковкой
/ — направляющий штырь; 2 — V-образ-ный вырез на насадке 6; 3 — спиральная антенна (диапазон и ); 4 — мотор антенны 5; 5 —• один из трех «пальцев» для отвода заряда статического электричества;
6 — насадок ракеты «Аджена VIII»
187
факт самопроизвольного включения двигателя), а в кабине космонавтов соответствующих индикаторов не было.
Отмечается, что во время возникновения неполадок пульс космонавтов достигал 150 ударов в минуту [17].
Команду на выход из зацепления с ракетой космонавты подали только после того, как им удалось примерно на 3 мин снизить скорость вращения настолько, чтобы исключить возможность удара спутника о ракету после разделения [30]. Разделение было произведено в Т+7 час 02 мин [21]. Скорость вращения отделившегося спутника достигала 1 об)сек, поэтому космонавты решили стабилизировать спутник е помощью двигателей системы RCS, которая предназначена для обеспечения ориентации спутника при входе в атмосферу. Систему OAMS космонавты при этом полностью обесточили. Запас топлива в системе OAMS (314 кг) был использован полностью. После завершения стыковки оставалось 246 кг, произвольно включившийся двигатель израсходовал 90 кг, остальное топливо было истрачено при попытке стабилизировать спутник [35]. По заявлению космонавтов, при вращении спутника со скоростью ~ 1 об/сек они не испытывали затруднений в наблюдении индикаторов, но с трудом отыскивали необходимые переключатели [25].
С помощью системы RCS спутник удалось стабилизировать. Однако, согласно заранее выработанным рекомендациям, если космонавты до схода с орбиты вынуждены воспользоваться системой RCS, должна быть совершена аварийная посадка, поскольку перерасход топлива в этой системе ставит под угрозу возвращение космонавтов [22, 30].
Руководители полета приняли решение осуществить посадку спутника на седьмом витке в запасном районе посадки в Тихом океане около о. Окинава [22]. Посадку спутник должен был совершить не немедленно после принятия решения (на шестом витке), а на седьмом витке, чтобы дать космонавтам время на подготовку к сходу с орбиты [21].
К моменту включения тормозной двигательной установки в баках системы RCS оставалось всего 8,6 кг топлива (первоначальный запас 32,6 кг). Тормозная двигательная установка была включена в 2 час 46 мин 17 марта над Африкой. Спутник приводнился в 3 час 23 мин в точке с координатами 25°02' с. ш. и 130° в. д. в 800 км к юго-западу от о. Окинава (в 5"км от расчетной точки) [21]. Полет спутника продолжался 10 час 32 мин. В 3 час 38 мин с прибывшего к месту посадки самолета были сброшены легкие водолазы, которые подвели под спутник понтон. В 6 час 28 мин космонавты были взяты на борт эсминца «Леонард Мейсон» [23, 24, 31]. Спутник «Джемини VIII» подняли на борт эсминца и доставили в США для осмотра [30].
На предыдущих спутниках «Джемини» программа операций при посадке вводилась в память бортового счетно-решающего устройства до запуска. В память бортового счетно-решающего устройства спутника «Джемини VIII» до запуска программа операций при посадке не вводилась, чтобы максимально использовать емкость памяти для программы операций при встрече на орбите. Штатная программа операций при посадке была введена до запуска в специальное бортовое устройство ATM. В 7 + 9 час 2 мин непосредственно перед вводом программы из устройства ATM в память бортового счетно-решающего устройства она была скорректирована по командам, переданным с корабля «Коустал Сентри». Замена программы в памяти бортового счетно-решающего устройства, потребовала 6 мин, в том числе ввод программы операций при посадке из устройства ATM—4 мин [3, И, 21, 31].
188
Руководители NASA оценивают полет спутника «Джемини VIII» как частично успешный. Основная задача полета — осуществление встречи и стыковки на орбите — была выполнена. Остальные задачи, в частности, выход в открытый космос, выполнить не удалось. Из всех намеченных научных экспериментов удалось провести, и то не по полной программе, лишь эксперимент S-3 [27, 30, 31].
1.	Aviation Week, 1966, 7/11, vol. 84, № 6, p. 27.
2.	Electronic News, 1966, 14/11, vol. 11, № 529, p. 20.
3.	Missiles and Rockets, 1966, 21/11, vol. 18, № 8. p. 10, 12, 14.
4.	Evening Star, 1966, 3/1II.
5.	Flight, 1966, 3/1II, vol. 89, № 2973, p. 360.
6.	Missiles and Rockets, 1966, 7/III, vol. 18, № 10, p. 15, 40.
7.	Missile/Space Daily, 1966, ll/III, vol. 18, № 9, p. 61.
8.	Washington Post, 1966, ll/III.
9.	Journal of Armed Forces, 1966, 12/III, vol. 103, №28, p. 13.
10.	New York Times, 1966, 13/Ш.
11.	Electronic News, 1966, 14/111, vol. 11, № 533, p. 32.
12.	Missiles and Rockets, 1966, 14/III, vol. 18, № 11, p. 17.
13.	Washington Post, 1966, 14/111.
14.	Evening Star, 1966, 16/111.
15.	Interavia Air Letter, 1966, 16/1II, № 5961, p. 5.
16.	Washington Post, 1966, 16/III.
17.	Evening Star, 1966, 17/III.
18.	Washington Post, 1966, 17/111.
19.	Flight, 1966, 17/111, vol. 89, № 2975, p. 427.
20.	Missile/Space Daily, 1966, 17/III, vol. 18, № 13, p. 92.
21.	Aviation Week, 1966, 21/III, vol. 84, № 12, p. 30—34.
22.	Electronic News, 1966, 21/111, vol. 11, № 534, p. 56.
23.	Missiles and Rockets, Г966, 21/III, vol. 18, № 12, p. 12, 13.
24.	Flight, 1966, 24/Ш, vol. 89, № 2976, p. 488, 489, 491—493.
25.	New York Times, 27/111.
26.	Aviation Week, 1966, 28/1II, vol. 84, № 13, p. 22, 23, 25—28.
27.	Missile/Space Daily, 1966, 28/1II, vol. 18, № 20, p. 145.
28.	U. S. News and World Report, 1966, 28/111, vol: 60, № 13, p. 34—36.
29.	Flight, 1966, 31/III, vol. 89, № 2977, p. 531.
30.	Flight, 1966, 14/IV, vol. 89, № 2979, p. 642—647.
31.	Flight, 1966, 21/IV, vol. 89, № 2980, p. 680—682.
32.	Flight, 1966, 28/IV, vol. 89, № 2981, p. 737.
33.	New York Times, 1966, 17/IIL
34.	New York Times, 1966, 15/111.
35.	Electronic News, .1966, 28/III, vol. 11, № 597, p. 18.
СПУТНИК «ДЖЕМИНИ IX»
Пилотируемый спутник «Джемини IX» предназначался для выполнения следующих основных задач:
1.	Встреча (на третьем витке) и стыковка с предварительно выведенной на орбиту ракетой «Аджена D» («Аджена IX»).
2.	Выход второго пилота в открытый космос на 2 час 26 мин для проведения различных операций, в частности, маневрирования с помощью установки AMU.
3.	Проведение научных экспериментов [1].
Расчетная программа полета
Согласно расчетной программе полета, запуск спутника «Джемини IX» с космонавтами (рис. 87) Томасом Стаффордом (командир корабля) и Юджином Сернаном (второй пилот) на борту производится в 16 час 39 мин 09 сек 17 мая 1966 г.
Предварительно в 15 час 00 мин 17 мая со стартового комплекса № 14 на мысе Кеннеди запускается ракета «Атлас-Аджена D», вторая ступень которой (ракета «Аджена IX») служит мишенью для спутника «Джемини IX». Ракета «Аджена IX» выводится на круговую орбиту высотой 298 км с наклонением к плоскости экватора 28,87°. Если ракета «Аджена IX» выводится на заданную орбиту в расчетное время, то «окно» для запуска спутника «Джемини IX» 17 мая начинается в 16 час 39 мин и продолжается 6 мин 15 сек. Если
Рис. 87. Космонавты спутника «Джемини IX» и их дублеры (слева направо: Юджин Сернан, Томас Стаффорд, Джеймс Ловелл и Эдвин Ол-дрйн)
97,8°. На участке работы двига-
17 мая запуск спутника не состоится,
то он может быть произведен в один из последующих четырех дней. Общая длительность «окон» в эти дни составляет ~ 47 мин. Азимут запуска ракеты-носителя «Титан II» со спутником «Джемини IX» составляет
теля второй ступени ракеты-носителя производится маневр по рысканию, чтобы совместить плоскости орбит спутника «Джемини IX» и ракеты «Аджена IX». Если с помощью этого маневра совместить плоскости
190
орбит не удастся, то это может быть обеспечено с помощью бортовых двигателей спутника или ракеты «Аджена IX». Запас топлива на спутнике (311 кг) позволяет изменять наклонение на величину до 0,5°, запас топлива на ракете — до 10°.
Ракета-носитель «Титан II» со спутником «Джемини IX» запускается со стартового комплекса № 19. Расчетная программа полета предусматривает:
Т — 3 сек	— включение двигателей первой ступени;
Т	— отрыв ракеты от стартового стола;
Т + 2 мин 36 сек — отсечка двигателей первой ступени и включение двигателя второй ступени;
Т 4- 5 мин 41 сек — отсечка двигателя второй ступени;
Т + 5 мин 57 сек — отделение спутника от второй ступени и включение его бортовых двигателей (AV до 6 м]сек) для обеспечения выхода на расчетную орбиту;
Т + 6 мин 07 сек — выход спутника на орбиту с высотой перигея 160 км, высотой апогея 270 км и наклонением к плоскости экватора 28,87°.
После выхода на орбиту спутник производит ряд маневров для обеспечения встречи с ракетой «Аджена IX» на третьем витке (в момент выхода спутника на орбиту расстояние между ним и ракетой составляет 1159 км). Эти маневры перечислены в табл. 20 (маневры 1—8). Встреча происходит над Индийским океаном к северо-западу от Австралии. После этого в течение 30 мин спутник совершает групповой полет с ракетой на расстоянии 15 м. Затем осуществляется стыковка спутника с ракетой «Аджена IX» (над Гавайскими островами, в Т + 4 час 30 мин). Спустя полтора часа, когда спутник на пятом витке снова оказывается над Гавайскими островами, производится эксперимент с целью измерения изгибных нагрузок системы «спутник—ракета». После этого спутник выводится из зацепления с ракетой, и стыковка повторяется, но на этот раз спутником управляет не командир корабля, а второй пилот. Затем в течение 8 час космонавты отдыхают.
В Т + 17 час начинается подготовка к выходу Сернана в открытый космос. Сернан одевает нагрудный ранец ELSS и подсоединяет фал длиной 7,6 м. Стаффорд понижает давление в кабине до 0,245 ата и производит проверку бортовых систем, после чего полностью разгерметизирует кабину. На 13-ом витке в Т + 20 час 51 мин (через 10 мин после выхода спутника из тени Земли) Сернан открывает люк и встает на сиденье кресла. Стоя на сиденье, он устанавливает кинокамеру на корпусе спутника и снимает с корпуса держатель с ловушками метеорных частиц и биологическими образцами (эксперимент S-12). Затем Сернан выходит из спутника, устанавливает на корпусе зеркала, чтобы Стаффорд мог наблюдать за ним, продвигается к стыковочному насадку ракеты «Аджена IX» и открывает створки установленного на этом насадке держателя с ловушками метеорных Частиц (эксперимент S-10). После этого, пользуясь поручнями и накладками из клейкого материала Velcro на корпусе спутника, Сернан переходит к вспомогательному отсеку спутника, где хранится ранцевая установка AMU (рис. 88), служащая для обеспечения жизнедеятельности и перемещения космонавта в открытом космосе. До входа спутника в тень Земли космонавт должен влезть во вспомогательный отсек спутника (этот отсек не имеет днища)
191
и укрепиться в «седле» установки AMU. В «ночной» период Сернан одевает установку AMU, производит ее проверку и наращивает фал 30-метровым нейлоновым тросом [1, 3].
Во второй «дневной» период Сернан выходит из вспомогательного отсека и начинает маневры с использованием установки AMU. Непосредственно перед выходом из тени Земли Стаффорд выводит спутник из зацепления с ракетой .«Аджена IX», отводит его назад от ракеты на 36 м и выдерживает это расстояние во время маневров Сернана. Вначале Сернан занимает положение в 12 м впереди спутника и проверяет способность установки AMU обеспечить требуемую ориентацию по тангажу и крену. Затем совершает ряд боковых перемещений (A V < <0,15 м1сек). По завершении этих маневров Сернан выключает установку AMU, имитируя ее выход из строя, а Стаффорд подводит спутник к Сернану, имитируя операцию по спасению космонавта. Затем Сернан снова включает установку AMU, маневрирует вблизи ракеты «Аджена IX», возвращается к спутнику, отбрасывает трос, которым был на-рощен фал, подсоединяет фал и освобождается от установки AMU. В это время спутник снова попадает в тень Земли, космонавт входит в кабину и, стоя на кресле, фотографирует (эксперимент S-1). В Т + 23 час 17 мин космонавт закрывает люк. Таким образом, длительность пребывания космонавта в открытом космосе (от открытия люка до его закрытия) составляет 2 час 26 мин.
Рис. 88. Выход космонавта (схематическое изображение)
/ — космонавт открывает люк и переносит в кабину держатель с образцами; // — космонавт, пользуясь поручнями, перемещается к вспомогательному отсеку спутника; III — космонавт закрепляется в «седле» ранцевой установки AMU
/ — крышка люка; 2 — держатель с образцами; 3 — поручень; 4 — установка AMU; 5 — фал
По возвращении Сернана в кабину снова осуществляется стыковка спутника с ракетой «Аджена IX», и на 17-ом витке начинаются маневры системы «спутник—ракета» с использованием основного двигателя ракеты «Аджена IX» (см. табл. 20, маневры 9—И). Затем спутник выводится из зацепления с ракетой и удаляется от нее.
В Т + 45 час экипаж начинает подготовку к повторению эксперимента по сближению с ракетой «Аджена IX». При этом эксперименте имитируется выход из строя радиолокатора, и космонавты используют ручной секстант и бортовое счетно-решающее устройство. Перед началом
192
сближения спутник переводится на орбиту» двигаясь по которой он имеет тот же период обращения, что и ракета. Маневры спутника при этом эксперименте перечислены в табл. 20 (маневры 12—14). После сближения осуществляется стыковка (над станцией слежения в Тананариве, в Т + 47 час 12 мин).
Вкоре после этой стыковки проводится третий и последний эксперимент по встрече, на этот раз с имитацией условий аварийной встречи лунной кабины с основным блоком космического корабля «Аполлон» на селеноцентрической орбите. При такой встрече лунная кабина будет на большей высоте над Луной, чем основной блок корабля «Аполлон» и впереди него по полету. При имитации спутник «Джемини IX», играющий роль лунной кабины, должен быть на большей высоте над поверхностью Земли, чем ракета «Аджена IX» и впереди нее по полету. При проведении этого эксперимента сначала ракета «Аджена IX» с помощью своих вспомогательных двигателей переводится на такую орбиту, чтобы она оказалась позади и ниже спутника, а затем спутник осуществляет ряд маневров для обеспечения встречи (см. табл. 20, маневры 15—21). После встречи производится стыковка (над Гавайскими островами, в Т + 52 час 40 мин).
На 34-м витке (в Т + 53 час 30 мин) включаются вспомогательные двигатели ракеты «Аджена IX» для перевода системы «спутник—ракета» на орбиту с меньшей высотой перигея (см. табл. 20, маневр 22). Это делается для испытаний двигателей, а также для уменьшения рассеивания точки посадки спутника. После этого маневра спутник (на 34-м витке) выходит из зацепления с ракетой и переходит на орбиту с меньшей высотой перигея (см. табл. 20, маневр 23). На 44-м витке (в Т + 70 час 12 мин) выключается тормозная двигательная установка спутника. Далее программа предусматривает:
Т +	70	час	26	мин	—	спуск спутника до высоты 120	км\
Т +'	70	час	28	мин	—	потеря связи со спутником;
Т +	70	час	32	мин	—	возобновление связи;
Т +	70	час	34	мин	—	раскрытие тормозного парашюта (высота
15 км)\
Т + 70 час 36 мин — раскрытие основного парашюта (высота 3 км);
Т + 70 час 40 мин — приводнение.
Спутник должен совершить посадку в Атлантическом океане в 555 км от мыса Кеннеди [1].
После отделения-спутника, оставшаяся на орбите ракета «Аджена IX» совершает по командам с Земли ряд маневров (см. табл. 20, маневры 24 27) для проверки работы системы включения двигательной установки при низкой температуре. Приращения скорости при этих маневрах очень невелики. На следующие сутки также по командам с Земли ракета «Аджена IX» совершает ряд маневров для обеспечения встречи с воображаемым спутником «Джемини». Затем ракета переводится на круговую орбиту высотой 407 км для использования в качестве мишени одним из последующих спутников «Джемини». После вывода на эту орбиту двигательная установка ракеты включается еще несколько раз. так, чтобы импульс был перпендикулярен плоскости орбиты. Маневры прекращаются после того, как будет израсходовано все топливо ракеты. Одной из целей этих маневров является проверка надежности принятой методики расчета остатка топлива [1, 6].
При полете спутника «Джемини IX» предполагалось провести следующие семь научных экспериментов: М~5, S-l, S-10, S-ll, S-12, D-12 и D-14.
193
S	.	'	Таблица 20
Расчетная программа маневров спутника «Джемини IX» и ракеты «Аджена IX»
№ манев- . ра	 1	Цель маневра	На каком витке производится маневр	Приращение скорости, м/сек	Расчетные параметры орбиты после маневра		Примечания
				перигей, км	апогей, км	
1	Коррекция высоты орбиты, если ракета-носитель не обеспечила вывод спутника на расчетную орбиту	1				
2	Увеличение высоты перигея орбиты, чтобы сократить угловую скорость сближения спутника и ракеты с 6,68° до 4,51° за виток	1 (в апогее, Т + 50 мин)	16,3	216	270	После маневра расстояние между спутником и ракетой 770 км
3	Увеличение высоты перигея орбиты спутника, а также совмещение плоскостей орбит спутника и ракеты, если это не было обеспечено ранее	2 (в начале витка, Т +1 час 55 мин)		218	270	После маневра расстояние между спутником и ракетой 330 км
4	Увеличение высоты перигея для вывода спутника на круговую орбиту	2 (в апогее, Т+2 час 20 мин)	16,1	270	270	После маневра расстояние между спутником и ракетой 248 км. Бортовой радиолокатор спутника засекает ракету
5	Сближение с ракетой (первый маневр па конечном участке наведения)	. 3 (Т+3 час 27 мин)	0,99	»		Импульс дается по линии визирования ракеты. После маневра расстояние между спутником и ракетой 59 км. Маневр производится при угловом расстоянии между спутником и расчетной точкой встречи 130°
6	Сближение с ракетой (второй маневр на конечном участке наведения)	3 (Т+3 час 39 мин)	0,92'			Маневр производится при угловом расстоянии между спутником и расчетной точкой встречи 81,8°
3 Программа „Джемини"	' 195
№ манев-pa	I	Цель маневра ,	 		На каком витке производится маневр
7	Сближение с ракетой (третий маневр на конечном участке наведения)	3 (Т+3 час 51 мин)
8	Вывод спутника на орбиту, по которой обращается ракета	3 (7+3 час 59 мин)
9	Сообщение системе «спутник — ракета» импульса в направлении, перпендикулярном _ направлению вектора скорости	17 (Т+27 час)
10	Сообщение системе «спутник—ракета» импульса, совпадающего с направлением вектора скорости	26 (Г+40 час 29 мин)
И	Сообщение системе «спутник—ракета» импульса, противоположного направлению вектора скорости	28 (Г+43 час 30 мин)
12	Перевод спутника на орбиту, двигаясь по которой он имел бы такой же период обращения, как ракета «Аджена IX»	29 (Г+45 час 34 мин)
13	Коррекция скорости	30 (7 + 46 час 47 мин)
Продолжение табл. 20
Приращение скорости, м/сек	Расчетные параметры орбиты после маневра		Примечания
	перигей, км	апогей, км	
1,52			Маневр производится при угловом расстоянии между спутником и расчетной точкой встречи 33,6°. После маневра расстояние между спутником и ракетой 7,2 км.
	298	298	После маневра расстояние между спутником и ракетой 15 м, относительная скорость близка к нулю.
31,8	298	299	Система «спутник — ракета» в крайней южной точке орбиты разворачивается так, чтобы вектор тяги основного двигателя ракеты «Аджена IX» был направлен на север
31,8	301	409	
31,8	293	306	
6,1	288 /	309	Максимальное расстояние между спутником и ракетой 21 км
0,58	288	309	Маневр производится на угловом расстоянии 80° от расчетной точки встречи
Продолжение табл. 20
96 Т
№ маневра	Цель маневра	На каком витке производится маневр	Приращение скорости, м/сек	Расчетные параметры орбиты после маневра		Примечания
				перигей, км	апогей, км	
14	Перевод спутника на орбиту, по которой обращается ракета	30 (7’4-47 час 07 мин)	4,8	293	306	
15	Перевод ракеты «Аджена IX» на такую орбиту, чтобы она оказалась позади спутника	30 (7'4-47 час 55 мин)	9,4	299	330	
16	Уменьшение высоты перигея орбиты ракеты «Аджена IX»	32 (Т+50 час 08 мин)	8,1	272	328	-
17	Уменьшение высоты апогея орбиты ракеты «Аджена IX»	32 (Т4-50 час 55 мин)	17,5	264	275	После маневра ракета находится на 30 — 40 км ниже спутника и на 238 км позади пего
18	Первый маневр спутника для обеспечения встречи с ракетой	33 (7’4-51 час 57 мин)	9,8	270	301	После маневра расстояние между спутником и ракетой 61 км
19	Второй маневр	33 (7’4-52 час)	0,62			Маневр производится при угловом расстоянии между спутником и расчетной точкой встречи 81,8°. После маневра расстояние между спутни-ком и ракетой 29 км
20	Третий маневр	33 (7'4-52 час 21 мин)				Маневр производится при угловом расстоянии между спутником и расчетной точкой встречи 33,6°. После маневра расстояние между спутником и ракетой 7,2 км
211	Вывод спутника на орбиту, по кото-1 рой обращается ракета	1	33 (7'+52 час 30 мин) |	13,5 |	264	|	275	|	
Продолжение табл.20
№ маневра		Цель маневра	На каком витке производится маневр	Приращение скорости, м/сек	Расчетные параметры орбиты после маневра		Примечания .
				перигей, км	апогей, км	
22	Уменьшение высоты перигея орбиты системы «спутник—ракета»	34 (Г+53 час 30 мин)	16,4	206	275	
23	Уменьшение высоты перигея орбиты спутника	34 (Г+53 час 33 мин)	0,92	203	275	
24	Проверка системы выключения двигательной установки ракеты «Аджена IX»	46 (Т'+73 час 39 мин)*				Продолжительность работы двигательной установки 1 сек
25	»	47 (Т'+74 час 34 мин)*				9 сек
26	»	47 (Т'+74 час 59 мин)*				1 сек
27	»	48 (Т'+76 час 34 мин)*				1 сек
* Указаны порядковые номера витков ракеты «Аджена IX»; Т' — момент старта ракеты «Атлас-Аджена D».
со
ЗАПУСКИ РАКЕТ «АДЖЕНА IX» И АППАРАТА ATDA
Запуск спутника «Джемини IX» первоначально был назначен на 16 час 39 мин 17 мая 1966 г. Предварительно в 15 час 00 мин должен был состояться запуск ракеты «Атлас-Аджена D», вторая ступень которой должна была выйти на орбиту и служить мишенью для спутника «Джемини IX» при экспериментах по встрече на орбите. Ракета «Атлас-Аджена D» была запущена со стартового комплекса № 14 на мысе Кеннеди в назначенный день, но с некоторым опозданием (в 15 час 15 мин). На 130-й секунде полета, за 10 сек до прекращения работы стартовых ЖРД первой ступени, связь с ракетой была потерена [7]. Как показала обработка телеметрической информации, один из стартовых ЖРД отклонился на угол, превышающий предельно допустимый, ракета резко повернулась и потеряла управление. С Земли была подана команда на выключение основного двигателя ракеты «Атлас», а также команда, запрещающая включение двигателя ракеты «Аджена D» («Аджена IX»). Обе команды были выполнены. Автоматическая система в заданное время произвела отделение ракеты «Аджена D» от ракеты «Атлас», и обе ракеты упали в Атлантический океан примерно в 274 км от места запуска [8, 9]. Как выяснилось позже, причиной аварии ракеты «Атлас-Аджена D» было короткое замыкание в электрической цепи, обеспечивающей передачу команд на отклонение стартового ЖРД в плоскости тангажа. В связи с этим NASA приняло решение все ракеты «Атлас» подвергать дополнительной проверке (рентгенография всех электрических соединений) [10, 13]. Вследствие того, что ракету «Аджена IX» вывести на орбиту не удалось, запуск спутника «Джемини IX» был перенесен на 31 мая 1966 г. [9, 14].
Поскольку на подготовку другой ракеты «Аджена D» требовалось много времени, руководство NASA приняло решение использовать в качестве мишени для спутника «Джемини IX» аппарат ATDA. Этот аппарат был изготовлен перед запуском спутника «Джемини VIII» и должен был служить мишенью для этого спутника в том случае, если бы не удалось своевременно подготовить ракету «Аджена VIII». Но поскольку ракета «Аджена VIII» была подготовлена своевременно, аппарат ATDA остался неиспользованным [8]. На изготовление аппарата было затрачено 0,9 млн. долл. [32]. Отсутствие на аппарате двигательной установки заставило отказаться от ранее запланированных маневров системы «спутник—ракета», которые предусматривали использование двигательной установки ракеты «Аджена IX» (см. табл. 20, маневры 9—11). Кроме того, при третьем эксперименте по встрече спутника с мишенью предусматривались предварительные маневры мишени, с тем чтобы она оказалась ниже и позади спутника (см. табл. 20, маневры 15—17). При использовании аппарата ATDA эти маневры должен производить спутник. Бортового запаса топлива на спутнике могло нехватить, поэтому возможность проведения третьего эксперимента по встрече была под сомнением. На аппарате ATDA был установлен такой же держатель с ловушками (эксперимент S-10), как на потерпевшей аварию ракете «Аджена IX» [8, 12]. Для вывода аппарата ATDA на орбиту решили использовать ракету «Атлас», подготовленную для намечавшегося на середину июля 1966 г. запуска в составе ракеты-носителя «Атлас-Аджена D», вторая ступень которой (ракета «Аджена X») должна была служить мишенью при экспериментах по встрече со спутником «Джемини X» [И].
198
Аппарат ATDA предполагалось запустить в 14 час 00 мин 31 мая, за 1 час 39 мин до запуска спутника «Джемини IX». Однако подготовка ракеты «Атлас» для аппарата ATDA несколько задержалась, и оба запуска были перенесены на то же время 1 июня [14].
Запуск ракеты «Атлас» с аппаратом ATDA состоялся в 14 час 00 мин 02 сек 1 июня 1966 г. Аппарат был выведен на орбиту с высотой перигея 298,55 км и высотой апогея 300,22 км (расчетная высота перигея 298,36 км, апогея 299,85 км) [31]. При отделении аппарата от ракеты в одной из двух автономных систем ориентации аппарата было израсходовано все топливо, однако во второй системе оставалось достаточно топлива для обеспечения ориентации. Судя по данным телеметрии, от аппарата не отделился носовой обтекатель.
Для того чтобы провести эксперимент по встрече и стыковке с аппаратом ATDA, необходимо было осуществить запуск спутника «Джемини IX» в определенное временное «окно». I июня это «окно» начиналось в 15 час 39 мин и длилось 5 мин 47 сек. Подготовка ракеты-носителя «Титан II» со спутником «Джемини IX» шла нормально до того момента, как ракета со спутником была приведена в состояние трехминутной готовности и начался ввод в память счетно-решающих устройств ракеты и спутника уточненных данных, обеспечивающих вывод спутника на такую орбиту, чтобы он мог осуществить встречу с аппаратом ATDA. Эти данные (азимут полета, наклонение орбиты, начальная скорость при выводе на орбиту) вводятся за 3 мин до запуска, после того как уточнена орбита мишени. До окончания «окна» 1 июня данные ввести не удалось, и запуск спутника был отложен на 3 июня, когда имелись два «окна» для запуска спутника: с 13 час 39 мин до 13 час 45 мин 30 сек и с 15 час 15 мин до 15 час 50 мин. Как выяснилось позже, данные не удалось ввести вследствие неисправности, возникшей в логическом устройстве наземной вычислительной машины, связанной с бортовыми счетнорешающими устройствами на ракете-носителе «Титан II» и спутнике «Джемини IX» [16, 20, 33].
ЗАПУСК И ПОЛЕТ СПУТНИКА «ДЖЕМИНИ IX»
Спутник «Джемини IX» был запущен в 13 час 39 мин 33 сек 3 июня 1966 г. Высота перигея начальной орбиты спутника 159 км, высота апогея 277 км, наклонение 28,87° [18]. После выхода спутника на орбиту Стаффорд, в соответствии с программой полета, произвел ряд маневров (табл. 21) для обеспечения встречи с аппаратом ATDA (сравнить с табл. 20, маневры 1—5). В момент выхода спутника на орбиту аппарат находился от него на расстоянии примерно 1186 км [23, 30].
Спутник осуществил встречу с аппаратом ATDA в Т + 4 час 09 мин, сблизившись,с ним на расстояние 30 м [18]. Затем начался групповой полет. В некоторые моменты спутник приближался к аппарату на расстояние до 5—8 см [34]. Стыковка спутника с аппаратом не могла быть осуществлена, поскольку носовой обтекатель от аппарата не отделился. Последующий анализ показал, что обтекатель не смог отделиться вследствие ошибки, допущенной операторами при сборке механизма отделения [27]. Стаффорд предложил приблизиться к аппарату и толкнуть секции обтекателя передней частью корпуса спутника. Он полагал, что при этом секции могут отделиться. Руководители полета сочли это опасным и отклонили предложение Стаффорда. Отклонено было
199
§
Таблица 21 [23, 30]
Маневры спутника «Джемини IX» для обеспечения встречи с аппаратом ATDA
№ маневра		Цель маневра	На каком витке производится маневр	Приращение скорости, м1 сек	Продолжит, работы двигательной установки спутника, сек	Параметры орбиты		Примечания
					перигей, км	апогей, км	
1	Коррекция высоты орбиты	I				270	
2	Увеличение высоты перигея орбиты, чтобы сократить угловую скорость сближения спутника и аппарата с 6,5 до 4,2° за виток	I (в апогее, Г+49 мин 05 сек)	33,4	99	232	270	После маневра расстояние между спутником и аппаратом составляло 788 км, бортовой запас топлива 82% от первоначального (311 кг)
3	Увеличение высоты перигея орбиты спутника, а также совмещение плоскостей орбит спутника и аппарата	II (в начале витка, Т +1 час 55 мин 17 сек)	6,6	19			После маневра расстояние между спутником и аппаратом составляло 315 км
4	Увеличение высоты перигея для вывода спутника на круговую орбиту	II (в апогее, Г+2 час 24 мин 51 сек)	24,5	71			После маневра расстояние между спутником и аппаратом составляло 202 км. На аппарате был включен радиолокационный приемоответчик (до стабилизации аппарата сигналы приемоотвегчика принимались с перерывами)
5	Сближение с аппаратом (первый маневр на конечном участке наведения)	III (Т + 3 час 35 мин 35 сек)	12,1				Маневр произведен при угловом расстоянии между спутником и расчетной точкой встречи 130°. Импульс был дан по линии визирования аппарата ATDA. После маневра расстояние между спутником и аппаратом составляло 52,5 км
также предложение, предусматривавшее выход Сернана в открытый космос с тем, чтобы перерезать электрические провода, на которых держались секции обтекателя. Руководители полета решили, что приближаться к электрическим проводам опасно. Кроме того, возможно повреждение скафандра оторвавшейся секцией. Была сделана попытка сбросить секции обтекателя путем многократного «сжатия» стыковочного насадка и возвращения его в исходное положение (при нормальной стыковке насадок «сжимается» для обеспечения срабатывания защелок), При этом Стаффорд получил приказ отвести спутник от аппарата (оторвавшиеся секции могли бы повредить спутник). Сбросить секции обтекателя путем сжатия насадка не удалось. Позже была сделана попытка раскрутить аппарат с помощью бортовых двигателей системы ориентации. Предполагали, что возникшие при этом вращающие моменты могут заставить секции обтекателя отделиться. Эта попытка также успеха не имела [17, 23].
После того как стало ясно, что сбросить обтекатель не удастся, космонавты в 7+5 час 01 мин перевели спутник на несколько более высокую орбиту, чем аппарат [18].
Высота перигея, км
Спутник «Джемини IX»	292
Аппарат ATDA	291
Высота а п о г е я, км
301
299
Когда расстояние между спутником и аппаратом составляло около 20 км, начался эксперимент по встрече с использованием ручного секстанта (см. табл. 20, маневры 12—14). Эксперимент прошел успешно. Первоначально он был запланирован на вторые сутки полета, однако, позже был перенесен на первые сутки полета, поскольку эксперимент по стыковке провести не удалось. [27]. В первые сутки полета был также проведен эксперимент с имитацией аварийной встречи лунной кабины с основным блоком корабля «Аполлон». Для этого в Г+7 час 15 мин спутник был переведен на более высокую орбиту, чем аппарат. Сближение качалось, когда спутник находился на несколько сот километров впереди аппарата и на 13 км выше его. Спутник подходил к аппарату . сверху и спереди, и космонавты старались визуально обнаружить аппарат на фоне Земли. Это оказалось трудной задачей и, по заявлению космонавтов, без применения радиолокатора они не смогли бы осуществить встречу. Отмечалось, что при этом эксперименте бортовое счетно-решающее устройство спутника работало неудовлетворительно, и космонавтам самим приходилось рассчитывать потребные приращения скорости. Тем не менее эксперимент был успешно завершен (примерно.в ' Т + 24 час). В связи с тем, что за первые сутки полета космонавты устали, было принято решение перенести эксперимент по выходу в открытый космос со вторых суток полета на третьи. По истечении первых суток полета было израсходовано 88% бортового запаса топлива [17, 30].
Эксперимент по выходу в открытый космос начался 5 июня в 15 час 05 мин. Сернан открыл люк, укрепил на корпусе спутника кинокамеру Maurer и снял держатель с ловушками (эксперимент S-12). Затем он вышел из спутника, установил зеркало на передней части корпуса спутника и второе зеркало на корпусе вспомогательного отсека. После этого Сернан начал передвижение по корпусу, используя накладки из клейкого материала Velcro. Это не всегда удавалось, поскольку некоторые на-
20| ।
кладки, особенно на передней части корпуса, отставали от стенки. Маневрирование с помощью 7,6-метрсвого фала (рис. 89), также оказалось
затруднительным: фал «заплывал» и обвивался вокруг космонавта.
Перед входом спутника в тень Земли Сернан произвел проверку установки AMU (ему пришлось вручную снять крышку, обеспечивающую тепловую защиту установки, поскольку автоматическая система сбрасывания крышки не сработала), подключил системы электропитания, связи и жизнеобеспечения установки к скафандру и отсоединил 7,6-метровый фал. Однако при входе спутника в тень Земли стекло шлема Сернана запотело. Кроме того, ухудшилась радиосвязь со Стаффордом. По предложению Стаффорда эксперимент с установкой AMU был отменен, тем более, что один из рычагов установки заклинило. Когда спутник вышел из тени Земли, стекло несколько очистилось, Сернан снова подсоединил 7,6-метровый фал,
Рис. 89. Сернан в открытом космосе
вышел из вспомогательного отсека, снял
зеркало на передней части корпуса (чтобы оно не мешало наблюдениям при дальнейшем полете) и вернулся в кабину в 17 час 10 мин [18, 23, 32]. Выход в космос длился 2 час 05 мин. Запотевание стекла шлема объясняют резким перепадом температуры при входе спутника в тень Земли и замерзанием на стекле выделяемой организмом космонавта влаги [23, 27]. В связи с тем, что космонавт затрачивал на проведение операций значительно большие усилия, чем предполагалось, выделение влаги было очень интенсивным, а система ее отвода оказалась недостаточно эффективной.
В период подготовки к эксперименту по выходу частота пульса у обоих космонавтов составляла 80 — 90 ударов в минуту. В момент открытия люка пульс Сернана достиг 155, у Стаффорда оставался 90. Через 30 мин пульс Сернана снизился до 125, а затем поднимался до 130—170 в зависимости от затрачиваемых им усилий. Наибольшая частота пульса (180) зарегистрирована у Сернана при закрытии люка. Тепловыделение организма Сернана, по-видимому, значительно превышало расчетную величину (250—500 ккал!час). По оценке Сернана, проведение запланированных операций в открытом космосе требовало в 4—5 раз больших усилий, чем при тренировке в барокамерах на Земле или в условиях кратковременной невесомости на самолетах. Отмечается, что при некоторых наземных испытаниях незначительно запотевали шлемы космонавтов, но это считали случайным явлением, которому не придавали значения [21, 23].
Непосредственно перед закрытием люка Сернан выронил кассету с пленкой, на которую был снят его выход. Снимки, сделанные в период выхода Сернана Стаффордом через стекло спутника, имеют плохое качество. Отмечается, что космонавтам удалось получить очень хорошие снимки аппарата ATDA, а также, впервые в практике американских полетов провести фотографирование через окно при входе в атмосферу [26].
Вскоре после возвращения Сернана в кабину Стаффорд перевел спутник на несколько более низкую орбиту (в качестве подготовки к сходу с орбиты) [21].
202
Спутник сошел с орбиты на 46-м витке и приводнился 6 июня в 14 час 00 мин 47 сек, менее чем в 2 км от флагмана спасательной флотилии авианосца «Уосп» [32]. Полет спутника продолжался 72 час 21 мин 14 сек. Спутник пролетел 1811 250 км. Космонавты в спутнике были подняты на борт авианосца. Операции по спасению спутника впервые передавались по телевидению (с авианосца «Уосп» через связной спутник «Эрли Бёрд») [5, 18, 22, 32].
НЕКОТОРЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ ПОЛЕТА
Хотя задачи, предусмотренные первоначальной программой, спутник «Джемини IX» выполнил только на 50%, американские специалисты считают, что полет ознаменовал собой ряд важных достижений:
1.	Впервые произведена встреча с мишенью на третьем витке (при прежних полетах — на четвертом витке) и доказана возможность встречи на еще более ранних витках.
2.	Впервые осуществлена встреча из такого исходного положения, когда спутник находился выше мишени. Этот эксперимент очень важен для программы «Аполлон».
3.	Проведен самый длительный выход в открытый космос.
4.	Осуществлен эксперимент по встрече без использования бортового радиолокатора и счетно-рашающего устройства.
5.	Достигнута рекордная точность приводнения.
В то же время в ходе полета выявились различные неполадки и недоработки:
1.	Во время выхода космонавта в открытый космос возникли неожиданные трудности, которые не позволили провести запланированный эксперимент по маневрированию в открытом космосе с использованием установки AMU.
2.	Оказался неправильным принятый критерий оценки усилий, необходимых космонавту для проведения операций в открытом космосе.
3.	Система жизнеобеспечения установки AMU оказалась недостаточно эффективной в реальных условиях работы.
4.	Ошибка при сборке механизма отделения обтекателя аппарата ATDA привела к тому, что обтекатель не отделился и не удалось провести эксперимент по стыковке спутника с аппаратом.
5.	Во время полета возникали мелкие неисправности (в счетно-решающем устройстве, ленточном записывающем устройстве и пр,).
1.	NASA Release № 66-97, 1966, 10/V.
2.	Missiles and Rockets, 1966, 18/IV, vol. 18, № 16, p. 15.
3.	Missile/Space Daily, 1966, 19/IV, vol. 18, № 36, p. 257.
4.	Flight, 1966, 5/V. vol. 89, № 2982, p. 772.
5.	Aviation	Week, 1966,	16/V,	vol. 84, № 20,	p.	33.
6.	Interavia	Air Letter,	1966,	17/V, № 6003,	p.	9.
7.	Interavia	Air Letter.	1966,	18/V, № 6004,	p.	4.
8.	Aviation	Week. 1966,	23/V,	vol. 84, № 21,	p.	30, 31.
9.	Electronic. News, 1966, 23/V, vol. 11, № 545, p. 23.
10.	Missile/Space Daily, 1966, 26/V, vol. 19, № 19, p. 146.
11.	Aviation Week, 1966, 30/V, vol. 84, № 22, p. 38, 39.
12.	Electronics, 1966, 30/V, vol. 39, № H, p. 34.
13.	Missiles and Rockets, 1966, 30/V, vol. 18, № 22, p. 10.
14.	Missile/Space Daily, 1966, 31/V, vol. 19, № 21, p. 163.
15.	Flight, 1966, 2/VI, vol. 89, № 2986, p. 941.
16.	Missile/Space Daily, 1966, 2/VI, vol. 19, № 23, p. 179.
17.	New York Times; 1966, 5/VI, p. 1, 80.
18.	Interavia Air Letter, 1966, 6/VI, № 6015, p. 5.
19.	New York Times, 1966, 7/VI, p. 34.
20.	Missiles and Rockets, 1966, 6/VI, vol. 18, № 23, p. 18.
203
21.	New York Times, 1966, 6/VI, p. 1.
22.	Missile/Space Daily, 1966, 7/VI, vol. 19, № 26, p. 203. 23. Aviation Week, 1966, 13/VI, vol. 84, № 24, p. 31—34, 91, 94.
24.	Electronic News, 1966, 13/VI, vol. 11, № 548, p. 16. 25. Flight, 1966, 16/VI, vol. 89, > 2988, p. 1023. .
26.	Time, 1966, 17/VI, vol. 87, № 24, p. 48, 49.
27.	New York Times, 1966, 18/VI, p. 11.
28	New York Times, 1966, 3/VI.
29.	U. S. News and World Report, 1966, 20/VI, vol. 60, № 25, p. 66, 67.
30.	Technology Week, 1966, 13/VI, vol. 18, № 24, p. 14, 15.
31.	Missile/Space Daily, 1966, 28/VI, vol. 19, №41,p.322. 32. Science News, 1966, 18/VI, vol. 89, № 25, p. 484, 485.
33.	Aviation Week, 1966, 20/VI, vol. 84, № 25, p. 183, 186, 189, 190.
34.	Aviation Week, 1966, 4/VII, vol. 85, № 1, p. 48, 49, 51, 53.
СПУТНИК «ДЖЕМИНИ X»
Запуск пилотируемого спутника «Джемини X» состоялся 18 июля 1966 г. Основные задачи запуска:
1.	Встреча (на четвертом витке) и последующая стыковка с ракетой «Аджена X», которая выводится на круговую орбиту примерно за 100 мин до запуска спутника «Джемини X». В отличие от экспериментов по встрече, проводившихся космонавтами предыдущих спутников «Джемини», эксперимент, проводимый на спутнике «Джемини X», предусматривал, что основную роль в расчетах потребных приращений скорости при маневрах будут играть не наземные станции, а сами космонавты, которые должны использовать секстант, бортовой радиолокатор и бортовое счетно-решающее устройство. Наземные станции должны играть вспомогательную роль, чтобы в случае необходимости корректировать расчеты, проводимые космонавтами. Для каждого маневра определена максимальная допустимая разница между потребными приращениями скорости, рассчитанными на борту и на Земле. Наземные станции вмешиваются в управление спутником только в случае превышения этой разницы [1, 2]
к
2.	Перевод системы «Джемини X — Аджена X» на орбиту с высотой апогея ~ 760 км с последующим переходом на круговую орбиту высотой ~ 760 км. Для перевода используется основной двигатель ракеты «Аджена X».
3.	Фотографирование при открытом люке в течение 55 мин (второй пилот становится на сиденье кресла и, держа в руках фотокамеру, высовывается в люк по плечи).
4.	Встреча с ракетой «Аджена VIII», запущенной 16 марта 1966 г. и оставшейся на орбите после использования в эксперименте по встрече и стыковке со спутником «Джемини VIII». Во время запуска спутника «Джемини X» эта ракета обращалась по близкой к круговой орбите высотой — 400 км [1]. Встреча спутника с этой ракетой представляет собой репетицию встречи на селеноцентрической орбите основного блока корабля «Аполлон» с лунной кабиной, в том случае, если двигательная установка лунной кабины вышла из строя [19].
5.	Выбрасывание из кабины оборудования, ставшего ненужным после осуществления выхода в открытый космос.
6.	Проведение научных экспериментов [1—3].
205'
РАСЧЕТНАЯ ПРОГРАММА ПОЛЕТА
Согласно программе, запуск спутника «Джемини X» с космонавтами (рис. 90) Джоном Янгом (командир корабля) и Майклом Коллинзом (второй пилот) на борту производится в 22 час 20 мин 24 сек 18 июля 1966 г. Предварительно в 20 час 39 мин 44 сек со стартового комплекса № 14 на мысе Кеннеди запускается ракета-носитель «Атлас-Аджена D», вторая ступень которой (ракета «Аджена X») служит мишенью для спутника «Джемини X». Окно для запуска ракеты «Атлас-Аджена D» составляет 18 мин [3]. Ракета «Аджена X» выводится на круговую орбиту высотой 297 км. Если ракета выводится на заданную орбиту в расчетное время, то «окно» для запуска спутника «Джемини X» 18 июля составляет всего 40 сек [3, 24]. Отмечается, что это самое короткое «окно» при всех запусках, произведенных в США. Спутник «Джемини X» запускается в более позднее время суток, чем все предыдущие пилотируемые спутники США. Весьма ограниченная длительность «окон» и позднее время запуска обусловлены необходимостью обеспечить встречу спутника «Джемини X» с ракетой «Аджена VIII» при наименьшей затрате топлива спутника [21].
Рис. 90. Космонавты Янг (слева) и Коллинз
Расчетная программа полета ракеты-носителя «Титан II» со спутником «Джемини X» предусматривала:
Т —3 сек — включение двигателей первой ступени ракеты-носителя;
Т	— отрыв ракеты от стартового стола;
Т+ 2 мин 36 сек — отсечка двигателей первой ступени и включение двигателя второй ступени;
Т+ 5 мин 36 сек — отсечка двигателя второй ступени;
Т + 6 мин 6 сек — выход спутника на орбиту с высотой перигея 161 км и высотой апогея 270 км. В этот момент спутник находится на расстоянии 1870 км от ракеты «Аджена X» и на расстоянии 9500 км от ракеты «Аджена VIII».
Т+ 2 час 19 мин — маневр для обеспечения перехода спутника на орбиту с высотой перигея 217 км. После завершения этого маневра расстояние до ракеты «Аджена X» составляет 700 км;
206
Т + 2 час 45 мин	— маневр для обеспечения перехода спутника на круговую орбиту высотой 270 км. Расстоя-
Т + 3 час 48 мин	ние до ракеты «Аджена X» 200 км; — первый маневр спутника на конечном участке
	наведения для обеспечения встречи с ракетой «Аджена X». В момент начала маневра ракета находится впереди спутника на расстоянии 56 км и выше него на 27 км;
Г+5 час 15 мин	— завершение сближения (на четвертом витке) спутника с ракетой «Аджена X» над южной частью Атлантического океана. Расстояние между спутником и ракетой — 30 ж. В течение 35 мин спутник совершает групповой полет с ракетой на таком расстоянии;
Г+5 час 50 мин	— стыковка спутника с ракетой «Аджена X». После стыковки проводится эксперимент по измерению изгибных нагрузок на стыковочный узел при маневрах системы «спутник—ракета» [12];
Т+ 7 час 40 мин	— включение основного двигателя ракеты «Аджена X» (в перигее орбиты) для перевода системы «спутник—ракета» на орбиту с высотой апогея -760 км. Одна из целей этого маневра—увеличение угловой скорости сближения системы «Джемини X—Аджена X» с ракетой «Аджена VIII»:
Г+8 час 27 мин	— включение основного двигателя ракеты «Аджена X» (в апогее орбиты) для перевода системы «спутник—ракета» на круговую орбиту высотой —760 км±
7+19 час 12 мин	— включение вспомогательных двигателей ракеты «Аджена X» для изменения плоскости орбиты системы «спутник—ракета», с тем, чтобы совместить ее с плоскостью орбиты ракеты «Аджена VIII»;
Г + 19 час 25 мин	— вывод спутника из зацепления с ракетой для проведения эксперимента S-26 и второй стыковки;
Г+19 час 55 мин	— вторая стыковка с ракетой «Аджена X» (первую стыковку осуществляет Янг, вторую —
Г+20 час 05 мин	Коллинз); — вывод спутника из зацепления с ракетой для проведения третьей стыковки;
Г+20 час 45 мин	— третья стыковка с ракетой «Аджена X» (осуществляет Коллинз);
Т + 21 час 25 мин	— включение основного двигателя ракеты «Аджена X» для перевода системы «спутник—ракета» на орбиту с высотой перигея - 400 км;
Т+22 час 11 мин	— включение основного двигателя ракеты «Аджена X» (в перигее орбиты) для перевода системы «спутник — ракета» на круговую орбиту высотой —400 км (по такой орбите обращается ракета «Аджена VIII»). После этого
207
маневра спутник отделяется от ракеты «Адже-на X». Расстояние от спутника до ракеты «Аджена VIII» после перехода на орбиту высотой ~400 км составит около 3000 км;
Т+22 час 55 мин — начало фотографирования при открытом люке (эксперименты S-13 hMSC-8);
Г + 23 час 50 мин — завершение фотографирования и закрытие люка;
Г + 47 час 10 мин — начало маневров для обеспечения встречи с ракетой «Аджена VIII». В этот момент расстояние между спутником и этой ракетой составляет 24 км;
Г + 47 час 32 мин — завершение эксперимента по встрече спутника с ракетой «Аджена VIII». Спутник подходит к ракете на расстояние 18 м;
Г+48 час 08 мин — открытие люка и выход Коллинза в открытый космос. Коллинз привязан фалом длиной 15 л/.. Во время пребывания в открытом космосе он должен маневрировать, используя ручное реактивное устройство, работающее на сжатом азоте. Это устройство аналогично тому, которое использовал космонавт Уайт, но рассчитано на значительно большее время работы (~30 мин). Космонавт должен снять с корпуса спутника «Джемини X» держатель с ловушками (эксперимент S-12) и передать его в кабину Янгу, затем так же поступить с держателем (эксперимент S-10), находящимся на ракете «Аджена VIII», после чего установить на этой ракете другой держатель. Коллинз должен исследовать динамику фала и попробовать с его помощью удерживаться на определенном расстоянии от спутника (групповой полет) [2]. Запланирован, кроме того, эксперимент с имитацией спасения космонавта: Янг должен подвести спутник к Коллинзу, находящемуся на некотором отдалении от спутника [18];
Г+49 час 03 мин — возвращение Коллинза в кабину и закрытие люка;
Г + 50 час 15 мин — открытие люка на несколько минут для выбрасывания оборудования, ставшего ненужным после завершения эксперимента по выходу в открытый космос. Это делается для освобождения места в кабине и лучшей центровки спутника. Последнее важно при маневрах на атмосферном участке спуска [16];
Г+51 час 08 мин — включение бортовых двигателей спутника для перевода его на орбиту с высотой перигея 263 км с целью подготовки к возвращению на Землю;
Г+ 69 час 44 мин — включение ТДУ;
Г+70 час 17 мин — приводнение [1, 4, 7, 21].
208
Ракета «Аджена X» после отделения от нее спутника переводится по командам с Земли на круговую орбиту высотой 350 км. Возможно она будет использована в качестве мишени для одного из последующих спутников «Джемини» или кораблей «Аполлон» [17].
При полете спутника «Джемини X» предполагалось провести следующие научные эксперименты [1, 2, 21]: S-l, S-6, S-10, S-12, S-13. S-26, MSC-3, MSC-6, MSC-7, MSC-8, MSC-12, D-5 и D-10.
Первоначально планировалось провести на спутнике «Джемини X» также эксперименты М-5 и MSC-5. Эксперимент М-5, проводившийся, в частности, на спутнике «Джемини VII», предусматривает анализ проб мочи, взятых до, во время и после полета. Эксперимент MSC-5, планировавшийся впервые, предусматривал регистрацию спектральных характеристик излучения, отраженного от Луны. Однако (еще до запуска спутника) от проведения экспериментов М-5 и MSC-5 отказались [1, 21].
ЗАПУСК И ПОЛЕТ СПУТНИКА «ДЖЕМИНИ X»
Запуск ракеты-носителя «Титан II» со спутником «Джемини X» состоялся 18 июля 1966 г. в 22 час 20 мин 24 сек. Предварительно в 20 час 39 мин 46 сек (с опозданием на 2 сек) была запущена ракета-носитель «Атлас-Аджена D», вторая ступень которой (ракета «Аджена X») должна была использоваться в качестве мишени для спутника «Джемини X». Ракета была выведена на орбиту с высотой перигея 294,6 км и высотой апогея 302,1 км. Скорость ракеты в момент выхода на орбиту составляла 7731,5 м/сек (на 0,33 м/сек меньше расчетной).
Спутник «Джемини X» вышел на орбиту с высотой перигея 161 км и высотой апогея 270 км. Ракета-носитель «Титан II» сообщила спутнику скорость несколько ниже расчетной. С помощью бортовых двигателей, сообщивших приращение 8,2 м!сек, скорость спутника была доведена до 7844,8 м/сек, т. е. всего на 0,6 mJ сек меньше расчетной [18].
Первый маневр для обеспечения встречи с ракетой «Аджена X» был произведен в Т + 2 час 18 мин. При этом спутнику было сообщено приращение скорости 17 м/сек для увеличения высоты перигея орбиты, чтобы уменьшить угловую скорость сближения спутника и ракеты. Второй маневр (Г+2 часЪЪ мин, приращение скорости 2,7 м/сек) имел целью совмещение плоскостей орбит спутника и ракеты. Несколько позже радиолокатор спутника засек ракету (на расстоянии 440 км). В Т+3 час 37 мин были включены двигатели спутника для перевода его на круговую орбиту, расстояние между ракетой и спутником в результате этого маневра сократилось до ~185 км. В 7+4 час 30 мин космонавты впервые увидели ракету [10]. В 7+4 час 34 мин был произведен первый маневр на конечном участке наведения. Последний маневр на этом участке был произведен в 7 + 5 час 6 мин, В результате спутник сблизился с ракетой на расстояние 12 ж. В течение некоторого времени он совершал с ней групповой полет, выдерживая это расстояние. Стыковка (рис. 91) была произведена в Т+5 час 58 мин [18].
После завершения эксперимента по встрече и стыковке выяснилось, что при осуществлении встречи было израсходовано значительно больше топлива, чем предполагали. Запас топлива на борту спутника «Джемини X» составлял 427 кг, больше чем на всех предыдущих спутниках «Джемини». Согласно расчетам, после осуществления встречи и стыковки на спутнике должно, было оставаться 308 кг топлива, однако фактически оставалось всего 170 кг [18]. Перерасход топлива произошел на конечном участке наведения. Величина требуемого приращения скорости
209
перед очередным маневром, рассчитанная бортовым счетно-решающим устройством по данным бортового радиолокатора, на 2,1 м!сек превышала величину, рассчитанную наземными станциями. Коллинз произвел контрольный расчет с использованием секстанта и навигационных таблиц. Его результат совпал с результатом, выданным счетно-решающим устройством, и был сочтен правильным. Спутнику было придано соответствующее приращение скорости. Однако, примерно через 10 мин космонавты поняли, что приращение было слишком большим, и им пришлось израсходовать очень много топлива, чтобы это компенсировать. Отмечается, что в период этих маневров спутник находился вне зоны видимости станций слежения [25, 26, 28].
Рис. 91. Спутник «Джемини X» после стыковки с ракетой «Аджена X» (снято через окно кабины спутника)
/ — антенна на ракете; 2 — направляющий штырь на передней части корпуса спутника; 3 — панель с индикаторами на стыковочном насадке ракеты; 4 — стыковочный насадок на ракете; 5 — передняя часть корпуса спутника
В связи с перерасходом топлива было принято решение отказаться от повторных экспериментов по стыковке, а также отменить или сократить продолжительность некоторых научных экспериментов, для проведения которых необходимо расходовать топливо из бортового запаса спутника. Было принято также решение использовать для ориентации системы «Джемини X — Аджена X» двигатели ракеты, а не спутника (на ракете оставалось 1520 кг топлива [23]). Вывод спутника из зацепления с ракетой был отсрочен, чтобы возможно более длительное время использовать двигатели ракеты и экономить бортовой запас топлива на спутнике [18, 21, 22].
После стыковки был проведен эксперимент с измерением изгибных нагрузок на стыковочный узел системы «спутник — ракета». При этом 3 сек система поворачивалась по тангажу в одном направлении, а затем
210
3 сек в противоположном направлении. В течение двух минут системе дали успокоиться, а затем были проведены аналогичные эксперименты с поворотами по рысканию [21]. Отмечается, что никаких смещений в стыковочном узле не наблюдалось [28].
В 7 + 6 час 54 мин [22] был включен основной двигатель ракеты «Аджена X», который проработал 14 сек и перевел систему «спутник-ракета» на орбиту с высотой перигея- 296км и высотой апогея ~ 760км1 [8]. Согласно сообщениям, космонавты испытывали сильное влияние ускорения в период работы двигателя ракеты [23]. В 7 + 21 час 26 мин основной двигатель ракеты «Аджена X» был включен вторично и, проработав 11 сек, перевел систему «спутник—ракета» на орбиту с высотой перигея 296 км и высотой апогея 394 км [9]. Примерно через 2 час двигатель был включен в третий раз и перевел систему на близкую к круговой орбиту высотой — 394 км. В результате этого маневра система оказалась на расстоянии 2250 км позади ракеты «Аджена VIII» и на несколько километров ниже ее (ракета «Аджена VIII» обращалась по орбите с высотой перигея 397 км и высотой апогея 402 км [9, 10,23]). В Г+22 час 38 мин с помощью вспомогательных двигателей ракеты «Аджена X» были совмещены плоскости орбит системы «Джемини X— «Аджена X» и ракеты «Аджена VIII».
Во время обращения по орбите с апогеем ~ 760 км система «спутник—ракета» несколько раз проходила через внутренний пояс радиации (в районе Южно-Атлантической аномалии, где этот пояс имеет наименьшую высоту). По заявлению специалистов, доза облучения при этом составляла ~ 5% от максимально допустимой [23].
19 июля был произведен взрыв французского ядерного устройства в Тихом океане. Спутник, совершавший 12-ый виток, находился в этот момент над Мадагаскаром. Позже, в период прохождения спутника над районом взрыва космонавтам рекомендовали не глядеть в окна. По расчетам американских ученых, этот взрыв не создавал опасного уровня радиации на той высоте, где обращался спутник «Джемини X» [8, 9].
В Г+23 час 27 мин был начат эксперимент по фотографированию при открытом люке. Предварительно был осуществлен наддув скафандров обоих космонавтов (до 0,267 кг)см2) и декомпрессия кабины. Трубопровод, по которому подавался кислород в скафандр Коллинза, нарастили двумя патрубками длиной 45,7 и 61 см. Чтобы предотвратить чрезмерное натяжение трубопровода, использовался нейлоновый трос, удерживающий космонавта. Коллинз встал на сиденье своего кресла, высунулся в люк по плечи и начал фотографирование (эксперимент S-13). Оно затруднялось тем, что через козырек шлема Коллинз мог видеть только звезды ярче пятой величины. Эксперимент S-13 был завершен к тому моменту, как спутник вышел из тени Земли. Примерно в этот момент Коллинз увидел на некотором расстоянии от спутника яркий объект, по-видимому, ракету «Аджена VIII». Коллинз начал проводить эксперимент MSC-8 [23, 28], когда внезапно почувствовал сильное раздражение глаз (началось обильное слезоотделение). Янг, который также почувствовал раздражение глаз, приказал Коллинзу прекратить эксперимент и закрыть люк. Люк был закрыт через 35 мин (вместо 55 мин) после его открытия [14].
1 Второе включение этого двигателя для обеспечения перевода иа круговую орбиту высотой ~ 760 км не. производилось.
14 Программа „Джемини"
211
Было выдвинуто предположение (которое впоследствии подтвердилось), что раздражение глаз вызвано парами гидроокиси лития, используемой (вместе ,с активированным углем) для поглощения углекислого газа в системе регенерации кислорода. Возможно, пары лития реагировали со специальным составом 350-AF, который наносился на внутреннюю сторону козырьков шлемов, чтобы предохранить их от запотевания [19]. После закрытия люка космонавты резко увеличили расход свежего кислорода, идущего в обход канистры с гидроокисью лития. Это очистило скафандры от паров, космонавты сняли шлемы и протерли глаза увлажненными тампонами, что принесло облегчение. Эти тампоны были сохранены и подвергнуты анализу на Земле. Анализ подтвердил, что причиной раздражения глаз были пары гидроокиси лития. Предполагают, что при включении основного двигателя ракеты «Аджена X» (ускорение ~ 1 g) произошел резкий толчок, и в канистре с гидроокисью лития началось выделение паров. Медицинский руководитель полета рекомендовал космонавтам глазные капли, имеющиеся в бортовой аптечке, но они отказались их использовать и предпочли, чтобы раздражение прошло естественным путем [18].
В Т+44 час 40 мин космонавты вывели спутник из зацепления с ракетой «Аджена X». При этом спутнику было сообщено приращение скорости 0,45 м/сек. В момент разделения спутник находился на расстоянии 256 км от ракеты «Аджена VIII». Эта ракета была пассивной (установленные на ней радиолокационный приемоответчик и импульсные источники света не работали), что затрудняло эксперимент по встрече. Перед началом маневров по встрече с ракетой «Аджена VIII» ца спутнике оставалось 163 кг топлива, при этих маневрах.космонавты должны были израсходовать не более 103 кг. Если бы это количество было израсходовано до . завершения встречи, эксперимент пришлось бы прекратить. В ходе маневров по обеспечению встречи спутник был переведен на орбиту, «ко-эллиптическую» орбите ракеты «Аджена VIII» и пролегающую на 11 км ниже. Первый маневр на конечном участке наведения спутник совершил, когда расстояние между ним и ракетой «Аджена VIII» сократилось до 18.км, (аналогичный маневр при встрече с ракетой «Аджена X» был начат на расстоянии ~50 км). Космонавты подвели спутник к ракете «Аджена VIII» на расстояние менее 15 м, израсходовав всего 90 кг топлива. Отмечается, что ракета «Аджена VIII» была сравнительно хорошо стабилизирована [18].
В Т + 48 час 42 мин начался эксперимент по выходу Коллинза в открытый космос1. Янг в этот период удерживал спутник на расстоянии нескольких метров от ракеты «Аджена VIII». Выйдя из люка, Коллинз установил в рабочее положение поручень на корпусе спутника и, держась за этот поручень, переместился к вспомогательному отсеку, где находился баллон со сжатым азотом для реактивного устройства. Космонавт,подсоединил трубопровод, идущий от этого баллона, к реактивному устройству. Затем Коллинз снял с корпуса спутника держатель с ловушками (эксперимент S-12) и передал его Янгу, после чего перебрался к ракете «Аджена VIII» и снял с ее стыковочного насадка другой держатель с ловушками (эксперимент S-10), который также передал Янгу. Однако новый держатель он на ракету не установил, опасаясь, что плохо закрепленная деталь насадка может повредить скафандр. Отмечается, что без поручней и тому подобных приспособлений передвигаться
1 Этому эксперименту предшествовала репетиция, во время которой космонавты в течение часа использовали .автономную систему жизнеобеспечения скафандров, с тем чтобы удостовериться, что испарения гидроокиси лития- не происходит [13].
212
по стыковочному насадку ракеты «Аджена VIII» Коллинзу было очень трудно [27]. Во время этих операций оторвалась и «уплыла» камера, привязанная к скафандру Коллинза. Янг в период эксперимента по выходу снял несколько кадров через окно кабины [18], но в поле зрения его камеры Коллинз не попал [26].
Примерно через полчаса после начала эксперимента с Земли была дана команда Коллинзу вернуться в кабину, поскольку Янг перерасходовал топливо, удерживая спутник около ракеты. В начале эксперимент та по выходу на спутнике было 59 кг топлива. Команда на прекращение эксперимента была подана, когда оставалось всего 40 кг (минимальное потребное количество для последующих операций составляло 30 кг) [17, 21]. Коллинз вернулся в кабину и закрыл люк в 74-49 час 20 мин, т. е. через 38 мин (вместо 55 мин) после выхода [27]. Он не успел провести эксперимент по исследованию динамики фала и эксперимент по имитации спасения космонавта. В период выхода максимальная частота дыхания Коллинза составляла 34, максимальная частота пульса 160 (в момент закрытия люка), средняя частота пульса 110. Отмечается, что перемещение в открытом космосе путем подтягивания за фал затруднительно, в то время как перемещение с помощью реактивного устройства осуществляется сравнительно легко [18].
В Т + 50 час 35 мин был открыт люк для выбрасывания оборудования, ставшего ненужным после эксперимента по выходу. При этом из кабины «выплыли» держатель с ловушками (эксперимент S-12) и бортжурнал с программой полета [11, 18]. Предполагают, что причиной «выплывания» объектов при открытом люке является выход из кабины остаточных газов. Космонавты в скафандрах, находящихся под наддувом, не имели достаточной свободы движений, чтобы перехватить предметы [28].
На 43-м витке в 7 + 70 час 13 мин1 была включена ТДУ, и в 7 + 70 час 46 мин 45 сек спутник совершил посадку в 850 км к востоку от мыса Кеннеди [18]. Точка посадки находилась в 5 км от расчетной и в 8 о от флагмана спасательной флотилии авианосца «Гвадалканал». Через 10 мин после приводнения [16] водолазы подвели под спутник понтон, космонавты вышли на надувной плот и. были взяты на борт вертолета, который доставил их на авианосец. Приводнение спутника и спасение космонавтов снималось телекамерами и-через связной спутник «Эрли Бёрд» передавалось в телевизионную сеть США [15].
НЕКОТОРЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ ПОЛЕТА
После завершения полета спутника «Джемини X» д-р Роберт Сименс, первый заместитель директора NASA, заявил, что программа «Джемини» в целом дала для подготовки к полету на Луну значительно больше, чем предполагали пять лет назад в начале работ по этой программе [28].
По заявлению представителей NASA, в ходе полета спутника «Джемини X» были достигнуты определенные успехи, но также выявился ряд проблем, требующих разрешения. К числу успехов относят [18, 27]:
1.	Осуществление встречи с двумя ракетами, причем одна из них была «пассивной» («Аджена VIII»).
:	* к* :	.	•	' ’ '	•	,\
4---2--------
1	Расчетное время включения ТДУ было отсрочено на 29 мин, поскольку в первоначально запланированном районе приводнения начался шторм [13].
213
2.	Осуществление в течение одного полета трех экспериментов с раз-герметизацией кабины (фотографирование при открытом люке, выход в открытый космос и выбрасывание оборудования).
3.	Использование двигательной установки ракеты «Аджена X» для обеспечения маневров и ориентации спутника «Джемини». Отмечается, что это открывает широкие перспективы для будущих космических полетов, предусматривающих стыковку на орбите пилотируемого корабля и ракеты, которая должна сообщить ему необходимое приращение скорости.
'	4. Достижение рекордной для пилотируемых спутников высоты (760 км).
5.	Очередное доказательство способности руководителей полета и космонавтов оперативно реагировать на неожиданные ситуации, возникающие в полете.
6.	Доказательство способности космонавта совершить без особых трудностей маневры в открытом космосе при наличии реактивного устройства.
7.	Осуществление перехода космонавта от одного спутника к другому и снятие объекта, находящегося на другом спутнике.
8.	Отсутствие запотевания козырька шлема во время операций в открытом космосе. Как считают специалисты, этого удалось избежать благодаря такому планированию операций, чтобы космонавту не приходилось затрачивать больших усилий, а также благодаря нанесению специального состава (350-AF) на козырек шлема.
К числу выявленных проблем относят [18, 28]:
1.	Возможность значительного перерасхода топлива при встрече на орбите.
2.	Возможность утраты предметов при операциях в открытом космосе, а также при открытом люке. Специалисты NASA начали в связи с этим разрабатывать более эффективную систему крепления предметов.
3.	Сложность маневров в открытом космосе с использованием фала и сложность перемещения по корпусу спутника при отсутствии опор для рук.
4.	Стесненность движений в скафандре, находящемся под наддувом, что, в частности, затрудняет наблюдение через окна.
5.	Сложность размещения большого числа предметов, необходимых для экспериментов, в ограниченном объеме кабины.
6.	Загрязнение окон кабины.
7.	Затруднение наблюдений через окна, когда они обращены к Солнцу. Это особенно мешает при осуществлении стыковки и группового полета. В некоторых случаях во время группового полета это приводило к потере из вида ракеты «Аджена» и удалении от нее на расстояние до 100 м, после чего приходилось тратить много топлива на сближение до заданного расстояния.
1.	Electronic News, 1966, 27/VI, vol. II, № 550, p. 24.
2.	Aviation Week, 1966, 11/VII, vol. 85, № 2, p. 37.
3.	Interavia Air Letter, 1966, 15/VII, № 6044, p. 4.
4.	Electronic News, 1966, 18/VII, № 553, p. 21.
5.	New York Times, 1966, 18ДГП, p. 11.
6.	Interavia Air Letter, 1966, 19/VII, № 6046, p. 8.
7.	Сообщение агентства UP из Центра MSC от 13/VII
1966 г.
8.	Interavia Air Letter, 1966, 20/VII, № 6047, p. 5.
9.	New York Times, 1966, 20/VII, p. 1, 22.
214
10.	Missile/Space Dailv, 1966, 20/VII, vol. 20, № 13, p. 93, 94
11.	Interavia Air Letter, 1966, 21/VII, № 6048, p. 7.
12.	Flight, 1966, 21/VII, vol. 90, № 2993, p. 117.
13.	New York Times, 1966, 21/VII, p. 1, 16.
14.	Missile/Space Daily, 1966, 21/VII, vol. 20, № 14, p. 101.
15.	Interavia Air Letter, 1966, 22/VII, № 6049, p. 5.
16.	New York Times, 1966, 22/VII, p. 1, 14.
17.	Missile/Space Daily, 1966, 22/VII, vol. 20, № 15, p. 108, 109.
18.	Aviation Week, 1966, 25/VII, vol. 85, № 24, p. 26—30.
19.	Electronic News, 1966. 25/VII, vol. 11, Ko 554, p. 29.
20.	Missile/Space Daily, 1966, 25/VII, vol. 20, № 16, p. 114.
21.	Technology Week, 1966, 25/VII, vol. 19, № 4, p. 13, 14, 16, 18.
22.	Flight, 1966, 28/VII, vol. 91, № 2994, p. 157. 158.
23.	Time, 1966, 29/VII, vol. 88, № 5, p. 30, 31.
24.	Aviation Week, 1966, 1/VIII, vol. 85, № 5, p. 18.
25.	New York Times, 1966, 2/VIII, p. 18.
26.	Time, 1966, 5/VIII, vol. 88, № 6, p. 42.
27.	Aviation Week, 1966, 8/VIII. vol. 85, № 6, p. 32, 33.
28.	Aviation Week, 1966, 15/VIII, vol. 85, № 7, p. 126, 127, 129.
29.	Electronic News, 1966, 22/VIII, vol. 11, № 558, p. 48.
30.	Flugwelt, 1966, IX, vol. 18, № 9, p. 708, 709.
31.	NASA Release № 66—226, 1966, 2/IX.
32.	Interavia Air Letter, 1966, IX, vol. 21, № 9, p. 1263, 1264.
СПУТНИК «ДЖЕМИНИ XI»
Запуск пилотируемого спутника «Джемини XI» состоялся 12 сентября 1966 г. На борту спутника находились космонавты (рис. 92) Чарльз Конрад (командир корабля) и Ричард Гордон (второй пилот).
Рис. 92. Космонавты Конрад (слева) и Гордой
Основными задачами полета, рассчитанного на 3 суток, являлись:
1.	Встреча на первом витке с предварительно выведенной на орбиту ракетой «Аджена D» («Аджена XI») и последующая стыковка с этой ракетой1.
2.	Повторные стыковки с ракетой «Аджена XI».
3.	Перевод системы «спутник—ракета» на эллиптическую орбиту с высотой апогея ~ 1400 км при помощи основного двигателя ракеты «Аджена XI».
4.	Выход второго пилота в открытый космос на 107 мин для проведения ряда экспериментов, в частности, соединения спутника и ракеты тросом, испытаний универсального инструмента и маневров с помощью ручного реактивного устройства.
5.	Фотографирование и другие эксперименты при открытом люке в течение 140 мин.
1 Отмечается, что встреча на первом витке может быть предусмотрена для стартовавшей с Луны взлетной ступени космического корабля «Аполлон» и основного блока этого корабля, обращающегося по селеноцентрической орбите.
216
6.	Групповой полет соединенных тросом спутника й' ракеты «Аджена XI».
7.	Научные эксперименты.
8.	Вход в атмосферу и спуск на Землю с выполнением маневров в автоматическом режиме [1].
РАСЧЕТНАЯ ПРОГРАММА ПОЛЕТА
Запуск спутника «Джемини XI» ракетой-носителем «Титан II» со стартового комплекса № 19 на мысе Кеннеди был назначен на 15 час 25 мин 30 сек 9 сентября. Предварительно в 13 час 48 мин 9 сентября со стартового комплекса № 14 на мысе Кеннеди запускается ракета «Атлас-Аджена D», вторая ступень которой (ракета «Аджена XI») должна служить мишенью для спутника «Джемини XI». Время запуска ракеты «Аджена XI » и спутника «Джемини XI» выбрано с таким расчетом, чтобы при их встрече (на первом витке спутника) обеспечить оптимальные условия освещенности. Ракета-носитель «Титан II» со спутником «Джемини XI» должна быть запущена примерно через 97 мин 30 сек после ракеты «Атлас-Аджена D». Более точно время запуска станет известно после определения фактических параметров орбиты ракеты «Аджена XI». Ракета-носитель «Титан II» в течение некоторого периода выдерживается в состоянии трехминутной готовности.. В этот период в систему наведения ракеты вводится уточненная программа запуска и полета в соответствии с результатами последних измерений параметров орбиты ракеты «Аджена XI». После этого предстартовый отсчет возобновляется, и ракета-носитель «Титан II» со спутником «Джемини XI» запускается [1]. «Окно» для запуска спутника составляет 2—5 сек [8]. Если ракета «Атлас-Аджена D» будет запущена в расчетное время (13 час 48 мин), а спутник в «окно» того же дня запустить не удастся, то он может быть запуще^ на следующие сутки, . хотя более вероятно, что запуск спутника в этом случае будет произведен на вторые сутки после запуска ракеты, поскольку для вторичной подготовки к запуску ракеты-носителя «Титан II» со спутником «Джемини», как правило, требуется двое суток. На вторые сутки будет два «окна» (12 час 26 мин и 14 час 02 мин), на третьи сутки — одно «окно» (12 час 32 мин), на четвертые сутки также одно «окно» (12 час 38 мин). Если руководители программы сочтут возможным совершить встречу не на первом, а на одном из последующих витков, то длительность «окон» значительно увеличится.
Азимут запуска ракеты-носителя «Атлас-Аджена D» — 82°. Ракета «Аджена XI» должна быть выведена на круговую орбиту высотой 298 км с наклонением к плоскости экватора 28,87°. Азимут запуска ракеты-носителя «Титан II» со спутником «Джемини» — 100,5°; На участке работы двигателя второй ступени этой ракеты-носителя производится маневр по рысканию, в результате чего спутник выводится на орбиту с таким же наклонением, как ракета «Аджена XI». Примерно через 20 сек после прекращения работы двигателя второй ступени спутник отделяется от ступени с помощью бортовых ЖРД, которые сообщают ему при этом приращение скорости 9 м)сек и доводят ее до 7848 м)сек. Спутник выходит на эллиптическую орбиту с высотой перигея 161 км и высотой апогея 280 км. В момент выхода на орбиту спутник находится в 396 км позади ракеты «Аджена XI». Встреча должна произойти на угловом расстоянии 275° от точки выхода спутника на орбиту [8].
217
ВТ + 48 мин 13 сек, когда расстояние между спутником и ракетой сокращается до 33 км, спутник, находящийся над станцией слежения в Карнарвоне (Австралия), совершает первый маневр на конечном участке наведения: продольная ось спутника устанавливается под углом 3,1° к горизонту, и включаются бортовые двигатели (Д V = 40 м/сек). В Т + + 49 мин 43 сек спутник проходит апогей своей орбиты. После этого производится второй маневр (он потребуется только в том случае, если скорость сближения или траектория спутника не соответствует расчетной) и через некоторое время — третий маневр (Д V = 0,6 м/сек). Затем производится маневр ( Д V = 7,77 м/сек) для уравнивания орбитальной скорости спутника со скоростью ракеты. В Т + 1 час 19 мин 52 сек экспери-мент по встрече завершается (над Гавайскими о-вами). В Т + 1 час 30 мин осуществляется стыковка (над территорией США). Позже стыковка должна быть повторена не менее двух раз (одна в дневное, одна в ночное время).
Рис. 93. Нагрудный ранец ELSS
/ —трубопровод подачи сжатого азота к реактивному устройству; 2 — нагрудный ранец; 3 — электропровод; 4 — реактивное устройство; 5 — фал;
6 — трубопровод подачи кислорода
В Т + 23 час 50 мин, после первого периода сна космонавтов, когда спутник, стыкованный с ракетой «Аджена XI», находится над Гавайскими островами, Гордон начинает эксперимент по выходу в открытый космос. При этом космонавт привязан 9-метровым фалом. Расчетная продолжительность эксперимента 107 мин. Стоя на сиденье, Гордон снимает и передает в кабину командиру корабля контейнер со стопкой ядерных эмульсий (эксперимент S-9), устанавливает в рабочее положение поручень на корпусе спутника, монтирует на специальном кронштейне кинокамеру (16-миллиметровая пленка) так, чтобы она была направлена к передней части спутника, а к нагрудному ранцу ELSS (рис. 93) крепит фотокамеру Hasselblad (фотокамера приклеивается к накладке из липкого материала Velcro). Затем космонавт по корпусу спутника перемещается к пристыкованной к нему ракете «Аджена XI». В специальном £18
«кармане» на корпусе ракеты у стыковочного насадка размещается 30-метровый дакроновый трос (диаметр 5 см [13]), один конец которого прикреплен к корпусу ракеты, а второй свободен. Свободный конец космонавт крепит с помощью специальных зажимов к направляющему штырю на передней части корпуса спутника. Затем космонавт устанавливает на этой части корпуса зеркало, возвращается к кабине, перезаряжает кинокамеру и поворачивает ее так, чтобы она была направлена к задней части спутника. Космонавт перемещается к тому месту вспомогательного отсека спутника, где хранится контейнер с инструментами, и проводит операции с универсальным инструментом и гаечным ключом по программе эксперимента D-16. Затем космонавт снова перезаряжает кинокамеру; перемещается к вспомогательному отсеку, фотографирует его и удаляет осколки, которые могли остаться после отделения спутника от ракеты-носителя.
Укрепившись ботинками в специальных «колодках» на срезе корпуса вспомогательного отсека, космонавт открывает люк, где хранится реактивное устройство для маневрирования в открытом космосе. Космонавт извлекает это устройство и крепит его к накладке из материала Velcro на нагрудном ранце. Подобным же образом он крепит к ранцу две фотокамеры, которые извлекает из вспомогательного отсека. Затем космонавт возвращается к кабине, передает камеры находящемуся в кабине командиру корабля, а сам перемещается к передней части спутника, снимает установленное им зеркало, а затем при помощи реактивного устройства совершает серию манеьров для испытаний этого устройства, в частности, его способности обеспечить стабилизацию. Завершив маневры, космонавт отсоединяет трубопровод от реактивного устройства и стравливает оставшийся в устройстве сжатый газ. После этого космонавт возвращается в кабину.
На следующем витке космонавты открывают люк, чтобы выбросить оборудование, ставшее ненужным после завершения эксперимента по выходу в открытый космос. Это оборудование, кроме нагрудного ранца, предварительно собирается в пластмассовый мещок. Ранец выбрасывается вместе с мешком.
На 26-м витке, в Т + 40 час 33 мин, после второго периода сна космонавтов, когда спутник, стыкованный с ракетой «Аджена XI», находится над Канарскими островами в перигее своей орбиты, включается основной двигатель этой ракеты, который сообщает системе «спутник—ракета» приращение скорости 287 м!сек и переводит эту систему с круговой орбиты высотой 298 км на эллиптическую орбиту с высотой перигея 298 км и высотой апогея ~ 1400 км. Апогея (над Карнарвоном, Австралия) система достигает через 55 мин после включения двигателя [1]. Пространственная ориентация этой эллиптической орбиты должна обеспечить возможно более низкий уровень радиации (апогей орбиты находится над Австралией, где внутренний пояс радиации начинается на сравнительно большой высоте) [8]. Ориентация орбиты должна обеспечивать также, чтобы в случае возникновения аварийной ситуации во время движения по этой орбите, были благоприятные условия для схода с орбиты и посадки. По этой орбите система «спутник—ракета» совершает два витка и на 28-м витке в Т+43 час 56 мин, когда она находится над Бермудскими островами в перигее орбиты, включается основной двигатель ракеты (ДУ=—287 м!сек) и система возвращается на круговую орбиту высотой 298 км.
219
На 30-м витке в Г+46 час, когда спутник, стыкованный с ракетой «Аджена XI», находится над Г авайскими островами, начинается эксперимент по фотографированию при открытом люке. Гордон наращивает трубопроводы и электропроводы, соединяющие скафандр с бортовыми системами, привязывается лентой регулируемой длины (74; 89 или 108 см) к креслу и становится на сиденье кресла, высунувшись в открытый люк по плечи. Эксперимент должен продолжаться 140 мин.
На 31-м витке в Г+49 час 50 мин начинается эксперимент по групповому полету спутника и ракеты, связанных 30-метровым тросом. С помощью бортовых двигателей спутник с пристыкованной к нему ракетой разворачивается таким образом, чтобы двигатель ракеты был обращен к Земле. Затем спутник выходит из зацепления с ракетой, отдаляется от нее на длину троса и разворачивается передней частью к ракете. Примерно через 7—8 мин спутник и ракета должны стабилизироваться в таком положении, при котором их продольные оси лежат на одной прямой, проходящей через центр Земли. После этого бортовые двигатели спутника выключаются. Полагают, что, если спутник и ракета достаточно точно ориентированы и их относительная скорость не превышает 6 см/сек, то они без использования бортовых двигателей, только за счет гравитационных сил, смогут в течение продолжительного времени совершать групповой полет на определенном расстоянии друг от друга с сохранением постоянной ориентации относительно Земли. Если такой групповой полет обеспечить не удастся, то системе «спутник—трос— ракета» с помощью бортовых двигателей спутника будет сообщено вращение (скорость не более 1 град/сек) относительно общего центра масс. В этом случае групповой полет спутника и ракеты на определенном расстоянии друг от друга должен быть обеспечен за счет центробежной си лы при очень небольшом расходе топлива. В Г+53 час 00 мин по завершении эксперимента по групповому полету производится отстрел направляющего штыря с прикрепленным к нему тросом. На 33-м витке в Г + 53 час 10 мин над Гавайскими островами включаются бортовые двигатели (ДУ=—0,9 м/сек) спутника и он отдаляется от ракеты.
Если на спутнике остается достаточное количество топлива, то на 35-м витке он совершает маневр для уменьшения высоты перигея орбиты до 161 км (ДЕ— —41 м/сек).
На 44-м витке в Г + 70 час 40 мин над Гавайскими островами включается ТДУ спутника. При входе в атмосферу и на участке спуска маневры спутника обеспечиваются не космонавтами, как на всех предыдущих пилотируемых спутниках «Джемини», а автоматически.
Приводнение спутника должно произойти в Г+71 час 10 мин в западной части Атлантического океана в 1170 км к востоку от мыса Кеннеди.
Ракета «Аджена XI» по командам с Земли переводится на «орбиту ожидания» на тот случай, если ее решат использовать в качестве пассивной мишени при одном из последующих полетов пилотируемых аппаратов [1].
Космонавты спутника «Джемини XI» должны были провести 12 экспериментов: S-4, S-5, S-6, S-9, S-ll, S-13, S-26, S-29, S-30, D-3, D-15 и D-16.
220
ЗАПУСК И ПОЛЕТ СПУТНИКА «ДЖЕМИНИ XI»
Запуски ракет-носителей «Атлас-Аджена D» и «Титан II» со спутником «Джемини XI», первоначально намечавшиеся на 9 сентября 1966 г., дважды откладывались и состоялись только 12 сентября. Ракета-носитель «Атлас-Аджена D» стартовала в 13 час 05 мин 02 сек [25]. Вторая ступень (ракета «Аджена XI») была выведена на орбиту с высотой перигея 289 км и высотой апогея 308 км. Руководители программы «Джемини» заявили, что, хотя эта орбита несколько отличается от расчетной, она приемлема для проведения запланированных экспериментов. «Окно» для запуска ракеты-носителя «Титан II» со спутником «Джемини XI» 12 сентября составляло 2 сек. Двигатели первой ступени рдкеты-носите-ля были включены в 14 час 42 мин 26,5 сек [25] и, спустя 3 сек, ракета оторвалась от стартового стола. Отмечается, что запуск ракеты произведен через 0,5 сек после начала «окна». В момент прекращения работы двигателя второй ступени ракеты «Титан II» скорость спутника составляла 7837,8 м/сек. Спутник отделился от ступени и с помощью своих бортовых двигателей (ДУ=9 м/сек) вышел на орбиту d высотой перигея 161 км и высотой апогея 280 км.
В момент выхода спутника на орбиту ракета «Аджена XI» находилась впереди него на угловом расстоянии 3,43°.
В Т+3$ мин космонавты произвели маневр (ДV=0,9 м/сек) для совмещения плоскостей орбит спутника и ракеты. В Г + 36 мин, когда спутник находился над Тананариве (Мадагаскар), Конрад сообщил, что космонавты визуально обнаружили ракету на расстоянии 93 км (по вспышкам импульсных источников света на ракете). В Г+51 мин был произведен первый маневр (ДУ = 43 м/сек) на конечном участке наведения. В этот момент спутник и ракета находились над Карнарвоном (Австралия) на расстоянии ~ 28 км друг от друга. При проходе спутника и ракеты над Гавайскими островами это расстояние составляло 4,57 км и спутник приближался к ракете со скоростью 15,2 м/сек. В Г+88 мин эксперимент по встрече был завершен (над западным побережьем США) и начался групповой полет [8]. Отмечается, что на конечном участке наведения (на расстоянии ~ 50 м от ракеты) бортовой радиолокатор спутника начал давать неверные показания из-за неисправности приемоотвегчика на ракете. Наведение пришлось проводить визуально. Отмечается также, что встреча была осуществлена без использования информации от наземных средств [22]. В Г + 94 мин (на 4 мин позже запланированного времени [20]) была произведена стыковка. Для обеспечения встречи и стыковки космонавты израсходовали всего 190 кг топлива, в то время как по расчетам они должны были израсходовать 227 кг. Экономия топлива позволила позже осуществить второй эксперимент по встрече [2, 8].
В Г+2 час 10 мин спутник был выведен из зацепления с ракетой «Аджена XI» для проведения эксперимента S-26. В Г + 3 час 10 мин Гордон произвел повторную стыковку (первую стыковку осуществил Конрад). Позже каждый из космонавтов провел еще по одной стыковке.
К концу первых суток полета космонавты начали готовиться к эксперименту по выходу Гордона в открытый космос [8]. После наддува скафандра (0,246 кг/см?) Гордон почувствовал большую стесненность движений. Поднять руки он мог только с большим трудом. Дополнительные защитные козырьки на шлем самостоятельно надеть он не смог, это удалось сделать только через 30 мин с помощью Конрада, причем космонавты за этот получасовой период трижды отдыхали. К концу периода подготовки Гордон очень устал [22]. Еще до выхода в открытый кос-221
мос в автономной ранцевой системе вентиляции скафандра Гордона были замечены неисправности, и Гордон на некоторые периоды подключал скафандр к системе вентиляции спутника [24]. Пульс у Гордона к моменту выхода возрос с 75 до 80 ударов в минуту, частота дыхания с 26 до 36 в минуту [8]. В 7 + 23 час 56 мин, когда спутник с пристыкованной к нему ракетой проходил над Гавайскими островами, Гордон открыл люк и встал на сиденье кресла. Конрад удерживал его за ноги. Стабилизацию системы «спутник—ракета» обеспечивали в этот период управляющие реактивные сопла системы ориентации ракеты «Аджена XI», работающие в автоматическом режиме по командам инерциальной системы наведения ракеты. Отмечается, что Конрад с помощью ручной системы ориентации спутника не смог бы обеспечить стабилизацию с такой точностью, тем’более, что его скафандр находился под наддувом и ограничивал свободу движений. Стоя на сиденье кресла и высунувшись из люка, Гордон протер окна кабины, снял с корпуса спутника контейнер со стопкой ядерных эмульсий и передал его в кабину Конраду. Экспонирование эмульсий (после сбрасывания крышки) началось в Г+1 час х40 мин. Затем Гордон установил на корпусе спутника кинокамеру. Отмечается, что Гордона все время «сносило» (и когда он стоял на сиденье кресла, и позже, когда он вылез из люка на корпус спутника). Через 6 мин после открытия люка Гордон вынужден’ был прекратить работу для кратковременного отдыха. Затем Гордон вылез из люка, по корпусу спутника переместился к ракете «Аджена XI» (рис. 94, 95) и ухватился за специальные поручни (необходимость в установке поручней выявилась при полете спутника «Джемини X»). Через 9 мин после начала эксперимента Гордон снова устроил отдых, сидя верхом на стыковочном насадке. Частота дыхания у Гордона достигла 40—50, у Конрада составляла 22. Средняя частота пульса у Гордона в период выхода составляла 162, пиковая — 180. У Конрада средняя частота составляла 120. По оценке Гордона, 80% усилий он тратил на то, чтобы удерживаться на месте (при проведении сколько-нибудь сложных работ в открытом космосе, по мнению Гордона, космонавту необходимо фиксировать свое положение с помощью какой-либо привязи). Тепловыделение организма Гордона достигало 900 ккал/час. Средства охлаждения системы жизнеобеспечения были рассчитаны на тепловые нагрузки до 500 ккал/час. Гордон сильно потел1, пот залил ему правый глаз и мешал видеть. Тогда Конрад приказал ему вернуться в кабину, тем более, что спутник вскоре должен был войти в тень Земли. В Г+24 час 34 мин Гордон вернулся в кабину и через 6 мин был задраен люк. Эксперимент по выходу продолжался всего 44 мин вместо 107 мин по программе. До возвращения в кабину Гордон успел укрепить свободный конец троса на направляющем штыре спутника. Эта операция заняла 30 мин. Во время тренировки (на самолете в условиях кратковременной невесомости) Гордону это удавалось делать за 25 сек. От экспериментов с универсальным инструментом и реактивным устройством пришлось отказаться [8, 20, 21, 22]. Отмечается, что в период выхода Гор дон поддерживал прямую связь с Землей. В Г+25 час 36 мин был вторично открыт люк Гордона, и космонавты выбросили за борт оборудование, ставшее ненужным после выхода в открытый космос [8, 25].
В Г+40 час 31 мин, когда система «спутник—ракета» находилась на высоте 289 км, начался эксперимент по переводу ситемы на эллиптическую орбиту с высотой апогея - 1400 км. Вначале на 68 сек были
1 Гордон вообще страдает обильным потоотделением, что выявилось еще на тренировках [22].
222
Рис. 94. Выход космонавта Гордона в открытый космос (фото)
Рис. 95. Выход космонавт^) Гордона в открытый космос (схема)
1 — место крепления стопки ядерных эмульсий; 2 — кинокамера; 3 — спутник «Джемини XI»; 4 — трос; 5 — направляющий штырь; 6 — стыковочный насадок; 7 — ракета «Аджена XI*;
8 — основной двигатель ракеты
223
включены два вспомогательных двигателя ракеты «Аджена XI» для обеспечения подачи топлива в ТНА основного двигателя [8]. Затем на 26 сек [22] был включен основной двигатель этой ракеты. В момент начала эксперимента вес спутника составлял 3478 кг, вес ракеты 3155 кг. По окончании работы основного двигателя вес ракеты за счет расхода топлива снизился до 2504 кг [8]. После включения основного двигателя ускорение за 5 мсек достигло 1,1 g [22]. Двигатель сообщил системе «спутник—ракета» приращение скорости 274 м!сек и вывел ее на орбиту с высотой перигея 289 км и высотой апогея 1370 км. Апогея система достигла в Т-1-41 час 21 мин 58 сек [25]. Скорость движения системы в апогее эллиптической орбиты составляла 6903 м/сек, в перигее 7788 м/сек [8]. Апогей находился над Австралией. При наблюдении Земли во время прохождения апогея космонавты видели область площадью 43 млн. км2 (рис. 96). В апогее космонавты сделали несколько снимков
Рис. 96. Зоны видимости в апогее эллиптической орбиты (течками ограничена зона видимости при первом прохождении спутником апогея эллиптической орбиты; штрихами— зона видимости при втором прохождении; цифры показывают положение спутника при первом и втором прохождении)
Земли на цветную пленку. Линия терминатора на снимках видна отчетливо в районе экватора и размыта у Южного полюса. На одном из снимков виден инверсионный след самолета, пролетевшего на высоте — 10 км. След виден на протяжении ~ 80 км, причем он искривлен, повторяя кривизну поверхности Земли [18]. Измерения уровня радиации в апогее показали, что он ниже, чем ожидалось. По заявлению специалистов NASA, доза радиации, полученная космонавтами во время обращения по эллиптической орбите, не превышала той, которую 224
получает человек при рентгеновском снимке грудной клетки. По завершении двух витков по эллиптической;орбите, основной двигатель ракеты «Аджена XI» был включен снова (в 7 + 43 час 52 мин 39 сек}. Проработав 24 сек, он перевел спутник на орбиту с высотой перигея 288 км и высотой апогея 304 км [8, 20, 22, 25].
В 7+46 час 7 мин начался эксперимент по фотографированию при открытом люке. Гордон встал на сиденье кресла и примерно на треть длины тела высунулся из люка. Согласно телеметрическим данным, полученным вскоре после начала этого эксперимента, пульс космонавтов составлял ~ 90, а частота дыхания .16—18, что считается вполне удовлетворительным. Конрад в период этого эксперимента пытался наблюдать звезды через окно кабины, однако в дневное время это ему не удавалось [8]1. Необходимая в период этого эксперимента ориентация системы «спутник—ракета» обеспечивалась системой наведения ракеты «Аджена XI». Эта система работала по командам Конрада, который пользовался исходными данными, поступающими с Земли. Эксперимент по фотографированию продолжался 128 мин и был завершен в 7+48 час 15 мин [8, 14]. В начале этого эксперимента, бортовой запас топлива спутника составлял 190 кг (при норме 72 кг), в конце эксперимента — 168 кг [8].
В 7 + 49 час 47 мин. когда система «спутник—ракета» находилась над Гавайскими островами, начался эксперимент по групповому полету связанных тросом спутника и ракеты. После соответствующей ориентации спутника с пристыкованной к нему ракетой космонавты вывели спутник из зацепления с ракетой.и он начал отходить от нее. Трос при этом постепенно выходил из «кармана» на корпусе ракеты. Однако после того как трос был вытянут примерно наполовину, его заклинило. При этом ракета вышла из плоскости орбиты. Система «спутник—ракета» дестабилизировалась и стало, ясно, что обеспечить групповой полет за счет гравитационных сил не удастся. Космонавты решили закрутить систему «спутник—ракета» относительно общего центра масс. Трос при этом вытянулся из кармана полностью, но натянуть его сразу не удалось. Спутник и ракета вращались со скоростью ~ 40 град]мин в плоскости, находящейся под углом 30° к плоскости орбиты. Двигатели на ракете были выключены, вращение обеспечивалось двигателями спутника. Постепенно трос натянулся, и колебания системы прекратились. Ракета продолжала медленно вращаться вокруг своей продольной оси, что объясняют колебаниями топлива в баках. Через некоторое время с Земли поступила команда включить двигатели спутника примерно на 3 сек, чтобы сообщить приращение скорости 0,6 м/сек для увеличения скорости вращения и некоторого увеличения искусственной силы тяжести. Вначале этот маневр дестабилизировал систему, вращение почти прекратилось, трос ослаб. Затем система успокоилась, трос натянулся. Скорость вращения составляла ~ 55 град]мин, появилась искусственная сила тяжести: выпущенные космонавтами из рук предметы стремились переместиться к задней части спутника [8, 13]. Согласно оценке, сила тяжести составляла ~ 0,0002 g [25]. В 7 + 53 час эксперимент был прекращен. Направляющий штырь с прикрепленным к нему тросом был отстрелен. Трос постепенно обмотался вокруг корпуса ракеты [8, 13]. Проведенный эксперимент, в частности, показал, что закручивание аппара
1 Отмечается, что наблюдение звезд в дневное время будет необходимо космонавтам корабля «Аполлон», которые в противном случае не смогут пользоваться навигационными приборами (телескоп, секстант) [22].
225
тов, связанных тросом, возможно и при ненатянутом тросе, и что после закручивания система может быть успокоена путем обеспечения определенной ориентации аппаратов [22].
В 7+64 час 27 мин космонавты начали второй эксперимент по встрече с ракетой «Аджена XI». Первоначальной программой полета этот эксперимент предусмотрен не, был. Решение о его проведении было принято в связи с тем, что расход топлива.на спутнике был значительно меньше запланированного. Исходное расстояние между спутником и ракетой в начале эксперимента составляло — 40 км. При эксперименте радиолокатор спутника не использовался вследствие выхода из строя ответчика на ракете «Аджена XI». Гордон использовал секстант. Для обеспечения встречи двигатель спутника был включен на 23 сек (расход топлива 20,5 кг). Через 75 мин после включения двигателя спутник подошел к ракете на 12 м и в течение некоторого времени совершал с ней групповой полет [8]. Сблизившись с ракетой, космонавты увидели, что прикрепленный к ней трос под действием гравитационных сил вытянулся в направлении от Земли [22].
В Т+70 час 42 мин космонавты включили ТДУ. Вход в атмосферу и спуск на Землю осуществлялись с выполнением маневров в автоматическом режиме. Приводнение произошло 15 октября в 13 час 59 мин [4], менее чем в 4 км от флагмана спасательной флотилии авианосца «Гуам» [6, 7, 14, 16]. Полет продолжался 71 час 17 мин 8 сек [8]. Отмечается, что точность посадки была рекордной для спутников «Джемини» [4]. В район приводнения были сброшены водолазы, которые подвели под спутник понтон. Космонавты вышли на надувной плот и через 20 мин были доставлены вертолетом на авианосец «Гуам» [6].
НЕКОТОРЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ ПОЛЕТА
Специалисты NASA отмечают следующие достижения при полете спутника «Джемини XI» [8].
1.	Встреча на первом витке без помощи наземных средств.
2.	Экономия топлива при осуществлении встречи и стыковки.
3.	Вывод на эллиптическую орбиту с рекордной высотой апогея при помощи двигателя ракеты «Аджена XI». Отмечается точность вывода, обеспечившая радиационную безопасность космонавтов.
4.	Доказательство возможности группового полета двух аппаратов, соединенных тросом, и возможности создания в таких аппаратах искусственной силы тяжести.
5.	Осуществление маневров в автоматическом режиме при входе в атмосферу и спуске на Землю с обеспечением высокой точности приводнения.
6.	Успешное проведение большинства запланированных научных экспериментов1. Отмечается, что много ценной информации дал эксперимент S-26. По-видимому, ионные датчики могут использоваться в ав^ тематической системе обеспечения встречи на орбите [23].
7.	Получение снимков Земли с высоты —1400 км.
1 Эксперимент S-29 не проводился [25].
226
Отмечаются также следующие недостатки, выявленные, во время полета спутника «Джемини XI» [8, 21, 22].
1.	Недооценка времени и усилий, необходимых для операций в открытом космосе1; неэффективность системы жизнеобеспечения для космонавтов, находящихся в открытом космосе; неудачная конструкция скафандров и перчаток, стесняющих свободу движений; неправильное планирование операций в открытом космосе, предусматривающее мало периодов для отдыха; недостаточность тренировок при кратковременной невесомости на самолетах.
2.	Загрязнение окон, особенно правого окна (у кресла Конрада), что мешало наблюдениям. На окнах были специальные крышки, предохранявшие их от загрязнения на участке выведения. После выхода спутника на орбиту крышки были сброшены. Применение крышек не предотвратило загрязнения.
3.	Неисправная работа двигателя № 8.
4.	Выход.из строя одного из шести блоков топливных элементов (примерно в Т+55 час) {8]. Отмечается, что общая длительность работы топливных элементов на спутниках «Джемини» после полета спутника «Джемини XI» превысила 1 месяц [11].
5.	Выход из строя радиолокационного приемоответчика на ракете «Аджена XI».
Отмечается, что вес спутника «Джемини XI» при старте составлял 3801 кг [8].
1.	NASA Release № 66—226, 1966, 2/IX.
2.	Interavia Air Letter, 1966, 13/IX, № 6084, p. 7.
3.	New York Times, 1966, 14/IX, p. 1, 32.
4.	Interavia Air Letter, 1966, 15/IX, № 6086, p. 7.
5.	New York Times, 1966, 15/IX, p. 2, 26.
6.	Interavia Air Letter, 1966, 16/IX, № 6087, p. 5.
7.	Missile/Space Daily, 1966, 16/IX, vol. 21, № 11, p. 74.
8.	Aviation Week, 1966, 19/IX, vol. 85, № 12, p. 27—30.
9.	Electronic News, 1966, 19/IX, vol. 11, Ko 564, p. 12,22.
10.	Electronics, 1966, 19/IX, vol. 39, № 19, p. 26.
11.	Missile/Space Daily, 1966, 20/IX, vol. 21, № 13, p. 90.
12.	Flight, 1966, 22/IX, vol. 91, № 3002, p. 531, 532.
13.	Time, 1966, 23/IX, vol. 88, №> 13, p. 67, 68.
14.	Science News, i966, 24/IX, vol. 90, № 13, p. 233.
15.	Aviation Week, 1966, 26/IX, vol. 85, № 13, p. 30—34.
16	Technology Week, 1966, 26/IX, vol. 19, № 13, p. 10, 12.
17.	US News and World Report, 1966, 26/IX, vol. 61, № 13, p. 8, 74, 75.
18.	New York Times, 1966, 27/IX, p. 14.
19.	Time, 1966, 30/IX, vol. 88, № 1*4, p. 54, 55.
20.	Interavia, 1966, X, vol. 21, № 10, p. 1460.
21.	Aviation Week, 1966, 3/X, vol. 85, № 14, p. 28—30.
22.	Technology Week, 1966, 3/X, vol. 19, № 14, p. 19, 20.
23.	Electronics, 1966, 3/X, vol. 39, № 20, p. 54, 55.
24.	Flight, 1966, 13/X, vol. 91, № 3005, p. 655.
25.	Technology Week, 1966, 19/IX, vol. 19, № 12, p. 16—18.
1 Объясняется это тем, что в основу расчетов был положен опыт космонавта Уайта, который не производил никаких сложных операций в открытом космосе [21].
227
СПУТНИК «ДЖЕМИНИ XII»
Спутник «Джемини XII» с космонавтами (рис. 97) Джеймсом Ловеллом (командир корабля) и Эдвином Олдрином (второй пилот) был запущен И ноября 1966 г.
Рис. 97. Космонавты Джеймс Ловелл (слева) и Эдвин Олдрин
Основными задачами полета, рассчитанного на 4 суток, являлись [3, 4, 19]:
1.	Встреча и стыковка с предварительно выведенной на орбиту ракетой «Аджена D». («Аджена XII»). Встреча должна была произойти на третьем витке спутника. При осуществлении встречи спутник должен был совершать маневры, аналогичные тем, которые будет производить взлетная ступень лунной кабины космического корабля «Аполлон» для обеспечения встречи с основным блоком этого корабля, обращающимся по селеноцентрической орбите. Эксперимент по стыковке предполагалось повторить несколько раз.
2.	Использование маршевого двигателя ракеты «Аджена XII» для перевода этой ракеты с пристыкованным к ней спутником на орбиту с более высоким апогеем.
3.	Проведение экспериментов при открытом люке. Второй пилот при этом встает на сиденье кресла и высовывается в люк по плечи.
228
4.	Выход второго пилота в открытый космос для проведения различных операций. Этому эксперименту придавалось особое значение в связи с тем, что при подобных экспериментах, проводившихся на предыдущих спутниках «Джемини», космонавты вследствие быстрого утомления и других причин не могли выполнить всех запланированных операций в открытом космосе.
5.	Проведение эксперимента по гравитационной стабилизации спутника и ракеты «Аджена XII», соединенных 30-метровым тросом.
6.	Проведение научных экспериментов.
7.	Вход в атмосферу и спуск на Землю с выполнением маневров в автоматическом режиме.
РАСЧЕТНАЯ ПРОГРАММА ПОЛЕТА
Согласно расчетной программе, запуск спутника «Джемини XII» производится ракетой-носителем «Титан II» со стартового комплекса № 19 на мысе Кеннеди 9 ноября 1966 г. в 20 час 54 мин 32 сек. Предварительно, в 19 час 16 мин 9 ноября со стартового комплекса № 14 на мысе Кеннеди запускается ракета-носитель «Атлас-Аджена D», вторая ступень которой (ракета «Аджена XII») должна служить мишенью для спутника «Джемини XII» [5]. Ракета «Аджена XII» выводится на круговую орбиту высотой 298 км, спутник «Джемини XII» — на эллиптическую орбиту с высотой перигея 161 км и высотой апогея 280 км [24]. Через 3 час 45 мин после запуска (в 7+3 час 45 мин) спутник завершает эксперимент по встрече с ракетой «Аджена XII». В этот момент ракета и спутник находятся в зоне видимости станции слежения в Тананариве (о. Мадагаскар). Примерно через 10 мин после этого производится стыковка спутника и ракеты. В Г + 8 час включается двигатель ракеты «Аджена XII», который переводит систему «спутник—ракета» с круговой орбиты высотой 298 км на эллиптическую орбиту с высотой перигея 298 км и высотой апогея 740 км. В Г+ 20 час 14 мин, когда спутник, стыкованный с ракетой, находится в зоне видимости станции слежения на Канарских о-вах, Олдрин открывает люк и производит фотографирование и ряд других операций при открытом люке. В частности, он устанавливает в рабочее положение телескопический поручень, которым он должен пользоваться при выходе в открытый космос. Олдрин закрывает люк в Г+22 час 34 мин во время прохождения спутника в зоне видимости станции слежения в Карнарвоне (Австралия) [5]. В Г+30 час 15 мин, когда спутник, стыкованный с ракетой, находится в зоне видимости станции слежения на корабле «Роуз Нот Виктори», включается основной двигатель ракеты и переводит систему «спутник—ракета» обратно на круговую орбиту высотой 298 км. В Г+42 час 37 мин, когда спутник, стыкованный с ракетой, находится в зоне видимости станции слежения на о. Кантон, начинается эксперимент по выходу Олд-рина в открытый космос. Во время пребывания в открытом космосе (до Г+44 час 40 мин) Олдрин, привязанный фалом длиной 7,6 м, должен соединить тросом ракету и спутник для последующего проведения эксперимента по гравитационной стабилизации. Затем он проводит ряд операций для изучения способности космонавтов работать в открытом космосе [4—6]. В Г + 47 час [3] космонавты выводят спутник из зацепления с ракетой и примерно в течение 5 час проводят эксперимент по гравитационной стабилизации соединенных тросом спутника и ракеты. В Г+63 час 20 мин Олдрин открывает люк, встает на сиденье кресла и
229
начинает фотографирование Солнца и Земли. Этот сеанс фотографирования приурочен к тому моменту (12 ноября 12 час 50 мин), когда спутник находится в зоне полного солнечного затмения над Галапагосскими островами. Отмечается, что в случае некоторого несовпадения по времени космонавты попытаются получить снимки Солнца и Земли в период частичного затмения. Эти снимки также представят большую научную ценность. Олдрин закрывает люк в Г+64 час 32 мин, предварительно выбросив через него оборудование, ставшее ненужным после завершения эксперимента по выходу в открытый космос. В Г+94 час 2 мин 41 сек (на 59-ом витке), когда спутник находится в зоне видимости станции слежения на о. Кантон, включается ТДУ, и в Г+94 час 37 мин спутник совершает посадку на воду в западной части Атлантического океана. Ракета «Аджена XII» по команде с Земли переводится на более высокую орбиту, с тем чтобы ее могли использовать в качестве мишени космонавты одного из кораблей «Аполлон» [4—6].
Отмечается, что в случае неудачи при выводе на орбиту ракеты «Аджена XII», в качестве мишени для спутника «Джемини XII» могла бы использоваться ракета «Аджена XI», выведенная на орбиту 12 сентября 1966 г., или спутник OV-4-3, представляющий собой макет орбитальной станции MOL (выведен на орбиту 3 ноября 1966 г.).
ЗАПЛАНИРОВАННЫЕ ЭКСПЕРИМЕНТЫ
Главной задачей полета спутника «Джемини XII» являлось проведение операций в открытом космосе, с тем чтобы определить нагрузки на организм космонавта, эффективность системы жизнеобеспечения, допустимые темп и сложность операций, необходимые интервалы для отдыха между операциями, а также эффективность различных привязей и опор, облегчающих перемещение космонавта по корпусу спутника и закрепление космонавта в определенном положении, удобном для проведения операций. Олдрин, находясь в открытом космосе, должен был проводить 17 весьма простых операций, причем некоторые из них по нескольку раз:
1.	Оторвать от корпуса ленту (длина 12,7 см) «стандартного» липкого материала Velcro и снова приклеить ее к корпусу.
2.	То же с лентой длиной 10,2 см.
3.	То же с лентой длиной 7,6 см.
4.	Оторвать от корпуса ленту (длина 12,7 см) липкого материала Velcro, армированного нержавеющей сталью, и снова приклеить ее к корпусу. Сила сцепления с корпусом таких лент значительно больше, чем лент из «стандартного» материала Velcro.
5.	То же с лентой длиной 10,2 см.
6.	То же с лентой длиной 7,6 см.
7.	Накинуть петлю диаметром 5 см на крюк (с пружинной фиксацией) диаметром 5 см. Крюк и петля укреплены на концах небольших тросиков. Сернан (второй пилот спутника «Джемини IX») проводил подобный эксперимент с крюком и петлей диаметром 2,5 см. Он испытывал трудности при накидывании петли и рекомендовал увеличить диаметр петли и крюка.
8.	Повторить операцию 7.
х 9. То же с крюком и петлей диаметром 2,5 см.
10. Повторить операцию 9.
И. Вынуть штеккер из гнезда, потянув за корпус гнезда.
230
12.	Вставить штеккер электрического разъема в гнездо я, повернув, закрепить его в гнезде. Операция повторяется несколько раз.
13.	То же с несколько видоизмененным штеккером.
14.	Соединить и разъединить разъем того типа, который употребляется на трубопроводах, соединенных со скафандром.
15.	Разрезать последовательно 6-, 10- и 16-жильный кабель стандартными ножницами для резки проволоки.
16.	Отвернуть и завернуть специальным гаечным ключом два болта диаметром 15,9 мм,
17.	Соединить и разъединить электрический разъем типа Micro-dot [24].
Помимо перечисленных операций, Олдрин во время выхода в открытый космос должен был соединить тросом ракету «Аджена XII» и спутник. На ракете в специальном кармане находится свернутый в бухту 30-метровый дакроновый трос, один конец которого прикреплен к корпусу ракеты, а второй (с самозатягивающейся петлей на конце) свободно висит. Космонавт должен накинуть петлю на направляющий штырь на передней части корпуса спутника. Если от выхода в открытый космос по каким-либо причинам придется отказаться, то космонавты попробуют подвести спутник к ракете таким образом, чтобы направляющий штырь вошел в петлю, после чего спутник будет плавно отведен назад и петля затянется.
Для проведения перечисленных операций во время выхода в открытый космос оборудованы две «рабочие площадки», где размещены объекты работы и инструменты. Одна площадка (0,6X0,6 м) оборудована в задней части спутника на вспомогательном отсеке, вторая (меньшей площади) в передней части спутника у места стыка его с ракетой. У каждой площадки смонтированы «колодки», куда космонавт вставляет ботинки. Для фиксирования своего положения космонавт использует также два нейлоновых шнура, которые одним концом прикреплены к скафандру у пояса, а другой их конец, снабженный крючком, можно цеплять за петли, расположенные на корпусе спутника и на стыковочном насадке ракеты. Длина шнуров может регулироваться (45—90 см) [14, 16]. Космонавт производит операции, используя для фиксирования только колодки, только шнуры, или и колодки, и шнуры одновременно. Для облегчения перемещения по корпусу спутника космонавт пользуется «лопаточками», которые приклеиваются поочередно к накладкам из материала Velcro на корпусе спутника. Плоскости лопаточек (7,6Х Х17,8 см) также снабжены накладками из этого материала. На черенке лопаточек имеются петли, к которым космонавт может цеплять шнуры. При перемещении космонавт пользуется также поручнями. Помимо обычных поручней, использовавшихся и на предыдущих спутниках «Джемини», на спутнике «Джемини XII» в специальном пазу был размещен раздвижной телескопический поручень. Космонавт во время первого открытия люка раздвигает этот поручень на полную длину ( ~ 2,4 м) и закрепляет его свободный конец.
Космонавт должен работать в открытом космосе в течение двух часов с 12 двухминутными интервалами для отдыха [4, 16].
Готовясь к проведению экспериментов в открытом космосе, Олдрин и его дублер провели многочисленные тренировки в бассейне под водой; Олдрин провел в бассейне в общей сложности 12 час.
231
Во время полета космонавты спутника «Джемини XII» должны проводить 14 научных экспериментов: S-2, S-5, S-6, S-10, S-ll> S-12, S-13, S-29, S-51, MSC-6, D-9, а также следующие три эксперимента, не имеющие специального обозначения.
1.	Эксперимент по фотографированию Солнца и Земли в период полного солнечного затмения (3].
2.	Эксперимент по исследованию вещества, осаждающегося на стеклах окон кабины и препятствующего наблюдению. К корпусу спутника полосками липкого материала Velcfo крепятся четыре стеклянные пластины, на которых должно осаждаться это вещество. Пластины будут перенесены вторым пилотом в кабину и доставлены на Землю для изучения [4]. По мнению некоторых специалистов, причиной загрязнения стекол является дегазация в вакууме кремнийорганических уплотнений. Чтобы проверить это, все такие уплотнения были сняты со спутника «Джемини XII», дегазированы в барокамере, а* затем снова установлены на спутник [9].
3.	Эксперимент по наблюдению звезд в дневное время.
ЗАПУСК И ПОЛЕТ СПУТНИКА «ДЖЕМИНИ XII»
Запуски ракеты «Аджена XII» и спутника «Джемини XII», назначенные на 9 ноября 1966 г., дважды откладывались (в связи с обнаружением неисправностей в системах наведения ракет-носителей «Атлас-Аджена D» и «Титан II») и состоялись только 11 ноября. Ракета-носитель «Атлас-Аджена D» была запущена в 19 час 08 мин [22]. Первая ступень отработала нормально, основной двигатель второй ступени (ракета «Аджена XII») включился примерно через 6 мин после запуска и в течение 2,5 мин работал нормально, но в последние 1,5—3 сек давление в камере сгорания этого двигателя неожиданно упало с 5,06 до 4,64 кг/см2. Одновременно упало давление в системе подачи топлива. На конечной скорости ракеты «Аджена XII» это практически не отразилось (расчетная скорость 7731,1 м]сек, фактическая — 7730,5 м/сек) [16]. Ракета «Аджена XII» вышла на орбиту с высотой перигея 295 км и высотой апогея 301 км.
Ракета-носитель «Титан II» со спутником «Джемини XII» была запущена в 20 час 46 мин, в пределах «окна», длительность которого составляла 33 сек. Спутник «Джемини XII» был выведен на начальную орбиту с высотой перигея 161 км и высотой апогея 281 км [22]. Бортовой радиолокатор спутника засек ракету «Аджена XII», когда расстояние между ними сократилось до 380 км. Для обеспечения встречи спутник совершил несколько маневров. Первый маневр (AV— = 20,3 м/сек) увеличил высоту перигея орбиты спутника до 220 км, второй маневр увеличил высоту до 228 км. Спутник оказался позади ракеты «Аджена XII» на расстоянии 111 км. Примерно в этот момент вышел из строя радиолокационный приемоответчик на ракете и дальнейшее сближение пришлось проводить без использования бортового радиолокатора спутника. Используя секстант и бортовое счетно-решающее устройство, космонавты определили потребную величину приращения скорости при первом маневре на конечном участке наведения. Эта величина ( А V =6,7 м/сек) только па 0,2 м/сек отличалась от величины, определенной наземными средствами. После завершения эксперимента по встрече и кратковременного группового полета (рис. 98) космонавты произвели стыковку спутника и ракеты. Это произошло в Т 4- 4 час 13 мин 53 сек [24], на 19 мин позже, чем предусматривалось программой.
232
Опоздание объясняется неисправностью приемоответчика, а также перерывом в связи который не позволил ксмонавтам своевременно принять с Земли команду, разрешающую стыковку. Расход топлива спутника для встречи и стыковки был очень близок к расчетному, несмотря на невозможность использования радиолокатора. Эксперимент по стыковке был повторен дважды. При этом космонавты управляли спутником поочередно [16, 19, 22, 24]. 
Рис. 98. Ракета «Аджена XII» (снимок сделан через окно спутника «Джемини XII» во время группового полета)
В связи с тем, что на участке выведения ракеты «Аджена XII» наблюдалось падение давления в камере сгорания основного двигателя, руководители полета решили отказаться от повторного включения этого двигателя для перевода системы «спутник — ракета» на орбиту с высотой апогея 740 км. Это решение было принято после того, как в течение 2,5 час были собраны и проанализированы данные о более чем 200 включениях основного двигателя ракет «Аджена» при наземных испытаниях и в полете. Были обнаружены пять аналогичных случаев падения давления: четыре в полете и один при наземных испытаниях. В полете после падения давления во всех четырех случаях было осуществлено Нормальное повторное включение двигателя. При наземных испытаниях последующий осмотр двигателя выявил износ подшипника. Характерно, что когда, через 6 час после приводнения спутника «Джемини XII», с Земли была послана команда на повторное включение основного двигателя ракеты «Аджена XII» для ее перевода на более высокую орбиту, то двигатель не включился.
Поскольку запуск спутника «Джемини XII» был произведен с опозданием на двое суток, эксперимент по фотографированию солнечного затмения был из программы исключен [7]. Однако в связи с отказом от перевода спутника на орбиту с более высоким апогеем руководители полета сочли возможным провести эксперимент по фотографированию солнечного затмения. Для вывода спутника в зону затмения были дважды 233
включены вспомогательные двигатели ракеты «Аджена XII». В результате первого включения ( А V =13,1 м!сек) система «спутник—ракета» перешла на орбиту с высотой перигея 296 км и высотой апогея 327 км, в результате второго включения ( Д V =4,5 м/сек) — на орбиту с высотой апогея 345 км. В зоне полного затмения система «спутник — ракета» находилась в течение 7 сек (в Т + 16 час 02 мин [24]), Космонавты сняли Солнце, закрытое Луной, однако Землю, на которую падала тень Луны, снять не успели: пока космонавты изменяли ориентацию системы «спутник — ракета», чтобы Земля была видна через окно спутника, система вышла из зоны затмения. Для съемки (через окно кабины) использовались кинокамера (ширина пленки 16 мм) и фотокамера (70 мм). Космонавты отмечали трудность обеспечения заданной ориентации и стабилизации системы «спутник — ракета». Это объясняют большой массой ракеты, топливо которой не было израсходовано в связи с отказом от эксперимента по переводу системы «спутник —ракета» на орбиту с высотой апогея 740 км.
В Т + 19 час 29 мин Олдрин открыл люк, установил в рабочее положение телескопический поручень, укрепил кинокамеру (16 мм) на скобе на корпусе вспомогательного отсека, снял две пластины из четырех, предназначенных для осаждения вещества, загрязняющего окна, и в течение некоторого времени производил фотографирование. Люк был закрыт в Т + 21 час 58 мин [24]. Стоя в открытом люке, Олдрин пробовал наблюдать звезды в дневное время, но безуспешно. Все операции он производил без особого напряжения. Частота пульса и дыхания непосредственно после открытия люка (А) и примерно через час (Б) составляла:
Таблица
Космонавт	Частота	пульса	Частота	дыхания
	А	1 Б	А	1 Б
Олдрин	92	75	18	18
Ловелл	85	76	15 •	12
Космонавты отмечали, что при входе в 'тень Земли глаза не сразу привыкали к темноте [16].
На исходе дня 12 ноября был проведен эксперимент по использованию самолета типа ARIA для обеспечения связи между Координационно-вычислительным центром MSCC и спутником. Это были первые испытания самолета типа ARIA с использованием пилотируемого орбитального объекта. Эти самолеты создаются для слежения и связи с космическими кораблями «Аполлон».
Утром 13 ноября во время сна космонавтов телеметрические данные показали, что один блок топливных элементов на спутнике работает ненормально. (на спутнике были установлены две батареи топливных элементов, каждая из которых состояла из трех блоков). По команде с Земли было включено устройство, которое разбудило космонавтов (на 90 мин раньше срока), чтобы они попробовали отрегулировать неисправный блок. Это не удалось, и блок был отключен. В 13 час 13 ноября вышли из строя два бортовых двигателя [19, 22].
234
В Т+42 час 46 мин начался эксперимент по выходу в открытый космос (рис. 99). Выйдя из люка, Олдрин продвинулся к передней части
спутника, пристыкованного к ракете, соединил ракету и спутник тросом и открыл створки держателя с ловушками (эксперимент S-10). Затем космонавт перешел к «рабо-
чей площадке» па вспомогательном отсеке, предварительно перезарядив кинокамеру (с помощью Ловелла) и сняв оставшиеся пластины для улавливания вещества, загрязняющего стекла. На «рабочей площадке» вспомогательного отсека Олдрин провел предусмотренные программой операции [16, 24]. Один болт при этом выскользнул из рук космонавта, но он его перехватил. Во время проведения этих операций пульс Олдрипа составлял 88—120 и соответствовал пульсу при проведении тех же операций под водой. За весь период выхода пульс Олдрина не поднимался выше 130. Космонавт не потел, запотевания стекла шлема не наблюдалось. На время пребывания спутника в тени Земли космонавт укрылся во вспомогательном отсеке. После выхода спутника из тени Олдрин переместился к «рабочей площадке» на передней части корпуса спутника. Завершив операции на этой площадке,
он протер снаружи окно Ловелла, снял держатель (эксперимент S-12), вернулся с ним в кабину и закрыл люк. Эксперимент по выходу длился
Рис. 99. Олдрин мента по выходу
во время экспери-в открытый космос
2 час 9 мин 30 сек (от момента открытия люка до его закрытия), космонавт за это время отдыхал 12 раз по 2 мин [16, 19, 22].
В Т + 47 час 18 мин [24] спутник был выведен из зацепления с раке-
той, и начался эксперимент по гравитационной стабилизации соединенных тросом спутника и ракеты. Отмечается, что Ловеллу с большим трудом удавалось обеспечить натяжение троса и предотвратить рыскание спутника. Это объясняется неисправностью двух двигателей.
В Т + 51 час 51 мин 10 сек эксперимент был прекращен. Направляющий штырь с надетым на него тросом был отстрелен. В Т + 52 час 14 мин космонавты включили двигатели спутника, и он отошел от ракеты [16, 24].
14 ноября в 11 час 30 мин и в 13 час 00 мин с полигона в Хаммаги-ре были запущены две ракеты «Кентавр» для создания облаков паров натрия на высоте 100—150 км (эксперимент S-51). Оба раза космонавты облако визуально наблюдать не могли, но фотографировали ту область пространства, где должно было находиться облако.
В Т + 66 час был снова открыт люк. Олдрин, стоя на сиденье кресла, фотографировал звезды и восход Солнца в ультрафиолетовых лучах и проводил эксперимент D-9. Предварительно он выбросил оборудование (общий вес — 32 кг), ставшее ненужным после выхода в открытый космос. В период фотографирования пульс Олдрина составлял 82—90, частота дыхания 16—18. Люк был закрыт через 59 мин.
235
Позже из строя вышли еще два бортовых двигателя и еще один блок топливных элементов (в Т + 85 час) [13, 16, 19]. Стабилизация .спутника обеспечивалась исправными двигателями, но при этом расходовалось много топлива. Чтобы сэкономить топливо и электроэнергию, спутник в течение некоторого времени находился «в дрейфе» (выключил все двигатели) [16, 22].
ТДУ спутника была включена в Т + 93 час 59 мин 58 сек. Спутник, совершивший вход в атмосферу и спуск на Землю с выполнением маневров в автоматическом режиме, приводнился в Т + 94 час 34 мин 31 сек, примерно в 5 км от флагмана спасательной флотилии авианосца «Уосп». Телевизионный репортаж о приводнении спутника и об операциях по спасению космонавтов передавался в коммерческую телевизионную сеть США. Через 24 мин после приводнения спутника космонавты были доставлены вертолетом на борт авианосца «Уосп» [19, 20, 22].
НЕКОТОРЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ ПОЛЕТА
< Основным результатом полета спутника «Джемини XII» считают доказательство возможности проведения космонавтами различных операций в открытом космосе при соблюдении следующих условий:
1.	Операции должны быть простыми с учетом ограниченной свободы движений космонавта в скафандре, находящемся под наддувом.
2.	Космонавт должен зафиксировать свое положение.
3.	Используемые космонавтом инструменты должны быть приспособлены для проведения операций в открытом космосе.
4.	Периоды работы должны чередоваться с периодами отдыха.
По мнению д-ра Берри, медицинского руководителя полета, необходимо продолжить эксперименты в открытом космосе, чтобы удостовериться, что успех Олдрина не был случайным. Тем не менее, по мнению Берри, после полета спутника «Джемини XII» проблему кратковременной работы в космосе можно считать решенной.
Запланированные научные эксперименты космонавты спутника «Джемини XII» выполнили полностью [16]. Космонавты доставили на Землю более 450 м отснятой пленки, в том числе 43 м — отснятых в период выхода Олдрина в открытый космос [15]. Исключительный интерес представляют съемки полного солнечного затмения из космоса [20].
Отмечается, что очередной раз было продемонстрировано умение космонавтов и руководителей оперативно изменять программу полета и режим работы оборудования при возникновении неисправностей [16].
Во время полета почти не наблюдалось загрязнения окон. По-видимому, причиной загрязнения была, действительно, дегазация кремнийор-ганического уплотнения [24.]
1.	Electronic News, 1966, 3/X, vol. 11, № 566, р. 22.
2.	Aviation Week, 1966, 10/X, vol. 85, № 15, p. 26.
3.	Flight, 1966, 10/XI, vol.'91, № 3009, p. 816.
4.	Technology Week, 1966, 17/X, vol. 19, № 16, p. 3,
18, 19.
5.	Aviation Week, 1966, 7/XI, vol. 85, № 19, p. 28.
6	Interavia Air Letter, 1966, 8/XI, № 6124, p. 7, 8.
7.	New York Times, 1966, 9/XI, p. 37.
8.	New York Times, 1966, 13/XI.
9.	Electronic News, 1966, 14/XI, vol. 11, № 572, p. 22.
10.	Interavia Air Letter, 1966, 14/XI, № 6128, p. 5.
11.	New York Times, 1966, 14/XI.
12.	New York Times, 1966, 15/XI.
13.	Interavia Air Letter, 1966, 1(5/XI, № 6130, p. 5.
236.
14.	Flight, 1966, 17/XI, vol. 91, № 3010, p. 853.
15.	New York Times, 1966, 18/IX.
16.	Aviation Week, 1966, 21/XI, vol. 85, № 21, p. 26—31.
17.	Electronic News, 1966, 21/XI, vol. 11, № 573, p. 1, 4.
5 28
18.	New York Times. 1966, 24/XI.
19.	Flight, 1966, 24/XI, vol. 91, № ЗОН, p. 922, 923.
20.	Time, 1966, 25/XI, vol. 88, № 22, p. 62.
21.	Electronic News, 1'966, 28/XI, vol. 11, № 574, p. 20.
46, 48.
22.	Interavia, 1966. XII, vol. 21, № 12, p. 1857.
23.	Flight, 1966, 1/XII, vol. 91, № 3012, p. 962, 964.
24.	Technology Week, 1966, 21/XI, vol. 19, № 21, p. 13—17.
25.	Technology Week, 1966, 28/XI, vol. 19, № 22, p. 35.
26.	Technology Week, 1966, 5/XII, vol. 19, № 23, p. 9.
СОДЕРЖАНИЕ
Стр.
Введение ................................................................. 3
Конструкция спутника «Джемини» и бортовое оборудование ....	10
1.	Конструкция........................................................ —
2.	Система жизнеобеспечения, экипировка космонавтов	...	18
3.	Система электропитания............................................ 25
4.	Система наведения, ориентации и стабилизации...................... 33
5.	Бортовые двигатели................................. 38
6.	Системы связи, телеметрии и траекторных измерений	....	41
7.	Бортовой радиолокатор............................................. 42
8.	Системы, обеспечивающие спуск в атмосферу и посадку	.	43
9.	Система аварийного спасения .	.............................. 45
Ракета-носитель «Титан II» и стартовый комплекс.......................... 48
1. Ракета-носитель....................................................  •—
2. Стартовый комплекс................................................ 54
Наземный командно-измерительный комплекс................................. 58
I. Координационно-вычислительные центры .	   58
2. Станции слежения.................................................  59
Отбор и подготовка космонавтов........................................... 63
Наземная отработка и ЛКИ................................................. 69
Выполнение основных задач программы...................................... 72
1.	Длительное пребывание человека в условиях космического полета .	—
2.	Выход космонавтов в открытый космос............................... 75
3.	Встреча и стыковка на орбите...................................... 83
4.	Сход спутников с орбиты и спуск на Землю.......................... 96
Эксперименты	 99
А.	Медико-биологические эксперименты.................................  —
Б. Физико-технические эксперименты	  101
В.	Военно-прикладные эксперименты.................................... 109
Заключение................................................................ 119
Приложение................................................................ 127
Спутник «Джемини I» .	.	.	.............................. 129.
Спутник «Джемини II».................................................. 133
Спутник «Джемини III»...........................................• 136
Спутник «Джемини IV».................................................. 142
Спутник «Джемини V» .	.	.	.	.................... 151
Спутники «Джемини VI» и «Джемини VII».................................165
Спутник «Джемини VIII» ...	   181
Спутник «Джемини IX» ...	   190
Спутник «Джемини X» .	.	.	.......................... 205
Спутник «Джемини XI» ...	   216
Спутник «Джемини XII» .	.	  228
Редактор А. Я. Табачникова
Сдано в наб. 2/П-67 г. Подп. к печ. 8/IV-67 г. Формат 70X108 1/16.
Печ. л. 20,5.	Зак. 5037
Уч.-изд. л. 20.
Тираж 500 экз.