Похожие
Текст
ПРОГРАММА
АПОЛЛОН
Э к з. NsO Ь О О
ПРОГРАММА „АПОЛЛОН"
Часть II
Обзор по материалам открытой иностранной печати,
опубликованным до 1 июня 1971 г.
гонти — 1
ИЮЛЬ 1971
Обзор составил
Д. Ю. ГОЛЬДОВСКИЙ
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
ВВЕДЕНИЕ
Часть II обзора «Программа «Аполлон» охватывает период ра-
бот по этой программе с 1 июня 1968 г. по 1 июня 1971 г. (Часть I,
изданная ГОНТИ-1 в июле 1968 г., охватывала период с начала
работ по программе по 1 июня 1968 г.). В период, рассматриваемый
в части II обзора, начались пилотируемые полеты кораблей «Апол-
лон» в рамках летно-конструкторских испытаний, которые были за-
вершены в четыре этапа (С, С', D и F), осуществлена первая вы-
садка космонавтов на Луну (этап G), проведены все полеты в рам-
ках этапа Н. Во второй половине 1971 г. и в 1972 г., согласно су-
ществующим планам, должны быть осуществлены три полета лун-
ных экспедиций в рамках этапа J, и на этом работы по программе
«Аполлон» будут завершены. В табл. 1 приводятся основные сведе-
дения о всех пилотируемых полетах, осуществленных и запланиро-
ванных в рамках программы «Аполлон», на рис. 1 показаны фак-
тические участки высадки лунных экспедиций при полетах этапов
G и Н, а также расчетные участки высадки при полетах этапа J.
В части II обзора «Программа «Аполлон» основное внимание
уделяется задачам, расчетным программам и фактическому ходу пи-
лотируемых полетов кораблей «Аполлон VII», ..., «Аполлон XIV»,
совершенных в тот период, который охватывается обзором. Кроме
того, часть II обзора включает в себя новые и уточненные сведения
о корабле «Аполлон», ракетах-носителях, командно-измерительном
и поисково-спасательном комплексах, типовой программе полета
и пр., почерпнутые из открытых иностранных источников, опубли-
кованных после выхода в свет части I обзора (июль 1968 г.).
В ряде случаев для большей полноты, последовательности и связ-
ности изложения повторяется некоторая информация, опублико-
ванная в части I. В части II приведено большое количество нового
иллюстративного материала.
5
Рис. 1. Фактические (X) и расчетные (О) участки высадки
лунных экспедиций в рамках программы «Аполлон».
6
Этап
"Таблица 1
Основные сведения о пилотируемых полетах в рамках программы «Аполлон» (для полетов этапа J—планы)
Корабль Ракета- носитель Космонавты Основные задачи Время старта с Земли (по Гринвичу) Координаты места посадки на Луне Число и дли- тельность вы- ходов на по- верхность Луны Длитель- ность пребы- вания на Луне Длитель- ность пребы- вания на се- леноцентри- ческой орбите 'Координаты места посад- ки на Земле1 Общая длитель- ность полета Выполнение задач полета Источ- ники
«Аполлон VII» «Сатурн 1В» (AS-2O5) Уолтер Ширра (командир кораб- ля), Уолтер Кан- нингем (пилот ос- новного блока), Дон Эйзел (пилот лунной кабины) Испытания основного блока на геоцентричес- кой орбите, сближение с последней ступенью но- сителя, маневрирование после эксперимента по сближению.' Испытания средств КИК и ПСК 11 октября Д968 г. , 15 час 02 мин 27°32,5' с. ш., 64°04' з. д. 10 суток 20 час ' 9 мин 4 сек Все задачи выполнены. Продемонстрирована на- дежность и эффектив- ность бортовых систем основного блока, средств КИК и пск 70—93
«Аполлон VIII» «Сатурн V» (AS-503) Фрэнк Борман, Джеймс Ловелл, Уильям Андерс Испытания основного блока с выводом на се- леноцентрическую орби- ту и возвращением в ат7. мосферу Земли со вто- рой космической скоро- стью. Испытания средств КИК и ИСК. Испытания модифицированной раке-’’ ты-носителя 21 декабря 1968 г. 12 час 51 мин 20 час 11 мин (10 витков) 4°56' с. ш., 165° з. д. 6 суток 3 час 00 мин Ц сек Все задачи выполнены. Продемонстрирована на- дежность и эффектив- ность теплозащиты, бор- товой системы навига- ции и наведения основ- ного блока, средств КИК и ПСК, ракеты-носителя 126—166
«Аполлон IX» «Сатурн V» (AS-504) Джеймс Макдивитт, Дэвид Скотт, Расселл Швейкарт Испытания штатного корабля на низкой гео- центрической орбите. Пе- рестроение отсеков, пе- реход Швейкарта из лун- ной кабины в пристыко- ванный к ней основной блок и обратно через от- крытый космос. Автоном- ный полет лунной каби- ны с двумя космонавта- ми на борту. Испытания системы жизнеобеспече- ния для выходов на Лу- ну. Изучение возможно- сти исследования при- родных ресурсов Земли с орбиты 3 марта 1969 г. 16 час 00 мин 1 14° с. ш„ 68° з. д. 10 суток 1 час - 00 мин 53 сек Все задачи выполнены, за исключением перехода через открытый космос, от которого отказались в связи с болезненным состоянием Швейкарта. Он ограничился выходом из люка и пребыванием на площадке 'перед ним. Продемонстрирована на- дежность и эффектив- ность бортовых систем лунной кабины, а также стыковочного узла и си- стемы жизнеобеспечения 184—228
«Аполлон X» «Сатурн V» (AS-505) Томас Стаффорд, Джон Янг, Юджин Сернан Испытания штатного корабля с выводом на селеноцентрическую, ор- биту. Автономный полет лунной кабины по селе- ноцентрической орбите с высотой периселения 15 км 18 мая 1969 г.. 16 час 49 мин 61 час 40 мин (31 виток) 15,01° ю. ш., 164,41° з. д. 8 суток 00 час 03 лшн,25 сек Все задачи выполнены. Ракетно-космический комплекс сочли доста- точно отработанным для выполнения целевой за- дачи <— высадки космо- навтов на Луну 248—280
«Аполлон XI» «Сатурн V» (AS-5O6) Нейл Армстронг, ' Майкл Коллинз, Эдвин Олдрин Высадка на Луну. Один выход на поверхность для установки приборов и взятия образцов грунта 16 июля 1969 г.. 13 час 32 мин 0°4Г15" с. ш., 23°26' в. д. Море Спокой- ствия । 2 час 10 мин 21 час 36 мин 59 час 35 мин (~ 30 вит- ков) 13°30' с. ш., 169° 15' з. д. 8 суток 3 час 18 мин 21 сек Все задачи ‘выполнены. На Землю доставлено ~25 кг образцов лунно- го грунта 307—350
7
Продолжение табл. 1
1 11/u qsr I Этап Корабль Ракета - носитель Космонавты Основные задачи Время старта с Земли (по Гринвичу) Координаты места посадки на Луне Число и дли- тельность вы- ходов на по- верхность Луны Длитель- ность пребы- вания на Луне Длитель- ность пребы- вания на се- леноцентри- ческой орбите Координаты места посад- ки на Земле Общая длитель- ность полета Выполнение задач полета Источ- ники
6 7 8 9 10 11 Н Н Н J J J «Аполлон XII» «Аполлон XIII» «Аполлон XIV» «Аполлон XV» «Аполлон XVI» «Аполлон XVII» «Сатурн V» (AS-507) «Сатурн V» (AS-508) «Сатурн V» (AS-5C9) «Сатурн V» (AS-5I0) «Сатурн V» (AS-511) «Сатурн V» (AS-512) Чарльз Конрад, Ричард Гордон, Алан Бин Джеймс Ловелл, Джон Суиджерт, Фред Хейс Алан Шепард, Стюарт Руса, Эдгар Митчелл Дэвид Скотт, Альфред Уорден, Джеймс Ирвин Джон Янг, Томас Мэттингли, Чарльз Дьюк Юджин Сернан, Дональд Эванс, Джо Энгл Высадка на Луну. Два выхода на поверхность для установки приборов, взятия образцов лунного грунта и демонтажа де- талей аппарата «Сервей- ор III». Организация па- дения на Луну исполь- зованной взлетной сту- пени лунной кабины Высадка на Луну. Два выхода на поверхность для установки приборов и взятия образцов лун- ного грунта. Организа- ция падения на Луну последней ступени носи- теля и использованной взлетной ступени лунной кабины Высадка на Луну. Два выхода на поверхность для установки приборов и взятия образцов лун- ного грунта. Организа- ция падения на Луну последней ступени носи- теля и использованной взлетной ступени лунной кабины Высадка на Луну. Три выхода на поверхность с использованием лунохо- да для установки прибо- ров, съемки и взятия об- разцов лунного грунта. Съемка и зондирование Луны с селеноцентриче- ской орбиты. Достатка на эту орбиту автомати- ческого спутника. Орга- низация падения на Лу- ну последней ступени ра- кеты-носителя и исполь- зованной взлетной ступе- ни лунной кабины » 14 ноября 1969 г. 16 час 22 мин 11 апреля 1970 г. 19 час 13 мин 31 января 1971 г. 21 час 03 мин 26 июля 1971 г. 13 час 34 мин Март 1972 г. Декабрь 1972 г. 3,036° ю. ш., 23'416° з. д. Океан Бурь 3°40'27" ю. ш„ 17°27'58" з. д. близ кратера Фра Мауро 26,52е с. ш., 3° в. Д. близ борозды Хэдли 10°10' ю. ш., 16°35' в. д. близ кратера Декарт 14,36° с. ш., 56,34° з. д., • холмы близ кратера Марий 4 час 01 мин + + 3 час 54 мин 4 час 45 мин+ -L4 час 29 мин 7+7+6 час » » 31 час 31 мин 33 час 30 мин 67 час » i .88 час 57 мин (45 витков) 66 час 38 мин (35 витков) ~6 суток » » 15°49' ю. ш., 165° 10' з. д. 21°39' ю. ш., 165°23' з. д. 27°2' ю. ш., 172°40' з. д. Тихий океан » > 10 суток 4 час 36 мин 5 суток 22 час 54 мин 9 суток 00 час 02 мин 12 суток 7 час 56 мин ~ 12 суток > Все задачи выполнены, кроме телевизионной пе- редачи с поверхности Луны (выход из строя телекамеры). На Землю доставлено ~36 кг об- разцов и детали аппара- та «Сервейор III» Ни одна из задач не вы- полнена (кроме органи- зации падения на Луну последней ступени носи- теля) из-за взрыва кисло- родного бачка на трассе «Земля—Луна». Аварий- ное возвращение на Зем- лю Все задачи выполнены. На Землю доставлено ~43 кг образцов лун- ного грунта 383—455 479-547 676—748 630—635 » »
9
КОСМИЧЕСКИЙ КОРАБЛЬ «АПОЛЛОН*
1. ПРИНЦИПЫ, ПОЛОЖЕННЫЕ В ОСНОВУ ПРОЕКТИРОВАНИЯ,
РАЗРАБОТКИ И ОТРАБОТКИ
Руководители NASA в ряде своих выступлений перечисляли
некоторые основные принципы, положенные в основу проектирова-
ния, разработки и отработки кораблей «Аполлон».
1. Максимальное использование опыта предыдущих пилоти-
руемых космических полетов. Это обеспечивалось, в первую оче-
редь, привлечением к анализу, оценке и обсуждениям проекта ко-
рабля «Аполлон» научных работников и инженеров, участвовавших
в свое время в разработке пилотируемых кораблей-спутников
«Меркурий» и «Джемини» [470].
2. Создание корабля возможно более простым в своей основе,
а затем дублирование всех узлов, систем и деталей, отказ которых
мог бы привести к аварии или помешать выполнению задач полета.
Примером стремления к простоте может служить выбор для ЖРД
камер с абляционным покрытием вместо регенеративной системы
охлаждения, а также выбор самовоспламеняющегося топлива, что
позволило обойтись без воспламенительных устройств. Примером
дублирования является, в частности, установка трех батарей топ-
ливных элементов, хотя полет на Луну с возвращением на Землю
могла бы обеспечить одна батарея. Клапаны, регуляторы, конден-
саторы и диоды задублированы с последовательно-параллельным
соединением, так что «заклинивание» какого-либо одного устрой-
ства в положении «открыто» или «закрыто» к аварии не приво-
дит [460].
3. Максимальное использование отработанных технических ре-
шений узлов и систем. Разработка новых узлов и систем, где этого
нельзя было избежать, санкционировалась только в том случае,
когда одновременно предусматривались запасные узлы и системы.
4. Уделение особого внимания надежности оборудования и
соблюдению требований безопасности полета [470].
5. Строгий запрет разработчикам после определенного момен-
та вносить усовершенствования в конструкцию и оборудование, ка-
кими бы многообещающими эти усовершенствования ни казались.
11
Исключения делались только для тех усовершенствований, которые
явным образом. повышали безопасность полета [180]. Для того
чтобы из предлагаемых изменений отбирать только совершенно не-
обходимые, был создан специальный Контрольный комитет, состоя-
щий из руководящих' работников Центра MSC и промышленных
фирм. В качестве консультантов Комитет привлекал ведущих спе-
циалистов по системам, ученых, специалистов по космической меди-
цине, космонавтов, специалистов, обеспечивающих полет кораблей.
В период между июнем 1967 г. и июлем 1969 г. Комитет провел
90 заседаний и рассмотрел 1697 предложений об изменениях. Из
них было принято 1341. Комитет рассматривал только те измене-
ния, которые считались необходимыми для обеспечения безопасно-
сти полета: При внесении изменений учитывались не только отказы
при испытаниях в рамках программы «Аполлон», но и отказы ана-
логичных узлов и деталей при испытаниях и полетах в рамках дру-
гих программ [460].
6. Упрощение управления бортовыми системами. Космонавт,
облаченный в скафандр, должен иметь возможность один произво-
дить все «критические» операции по управлению, кораблем [470].
7. Освобождение космонавтов от тех функций, которые можно
переложить на автоматические системы. Эта тенденция появилась
уже на продвинутой стадии разработки корабля, когда был на-
коплен определенный опыт. Выразилась она, например, в том, что
уводимые в бортовую ЦВМ программы обеспечения встречи на ор-
бите были пересмотрены, с тем чтобы уменьшить потребный объем
информации, вводимой в ЦВЛ4 космонавтами [460].,
8. Сведение до минимума участие космонавтов в выявлении
причин и устранении неисправностей. Первоначально предусматри-
валось, что космонавты будут принимать активное участие в таких
операциях, в частности, заменять неисправные компоненты запас-
ными, но позже от этого отказались по следующим причинам:
— длительность полета корабля «Аполлон» сравнительно не-
велика, и надежную работу оборудования можно обеспечить путем
дублирования, не прибегая к замене компонентов;
— наличие дополнительных соединений, необходимых для про-
верки и замены компонентов в полете, снижает общую надежность;
— для хранения запасных компонентов пришлось бы преду-
смотреть место, что при ограниченном объеме корабля затрудни-
тельно;
— чтобы члены экипажа могли обнаруживать неисправные
компоненты и заменять их, космонавтов пришлось бы специально
готовить, в частности, детально знакомить с бортовыми системами,
в то время как на Земле имеются специалисты, досконально зна-
комые с этими системами и способные уделить все свое внимание
возникающим проблемам;
— поиски причин неисправностей и операции по их устране-
нию нарушили бы нормальный'график работы, отдыха и питания
космонавтов;
— на Земле получают больше данных, чем на борту: помимо
считываемых космонавтами показаний приборов, во время полета
12
на Землю поступает телеметрическая информация по 330 каналам,
а во время предстартовой подготовки и проверки — по 1100 кана-
лам. Кроме того, на Земле имеются значительно более эффектив-
ные средства для анализа причин неисправностей и выработки мер
по их устранению (комплексы вычислительных машин, моделирую-
щие устройства, чертежи и спецификации) [470].
9. Сведение до минимума числа связей между отдельными эле-
ментами ракетно-космического комплекса, что облегчает, в частно-
сти, автономные испытания и проверки. Так, ракета-носитель «Са-
турн V» соединяется с кораблем «Аполлон» только 100 электричес-
кими проводами, причем большинство из них относится к системе
обнаружения неисправностей; основной блок корабля с лунной
кабиной связан всего 36 проводами [460, 470].
10. Обеспечение надежности в основном путем наземной отра-
ботки, с тем чтобы в полете производить лишь ту отработку, кото-
рую при современном уровне техники невозможно осуществить на
Земле. Это стало возможным благодаря наличию эффективной
экспериментальной базы для наземных испытаний. При наземных
испытаниях значительно облегчаются измерения, повышается их
точность и имеется возможность осмотра после испытаний. Прин-
цип Максимальной наземной отработки продиктован также очень
высокими затратами на летные испытания, которые стремятся свес-
ти до минимума [47].
По заявлению руководителей программы «Аполлон», ход пи-
лотируемых полетов корабля «Аполлон» на этапах С—G доказал
правильность перечисленных выше основных принципов. При этих
полетах наблюдалось сравнительно небольшое число отказов и от-
клонений от расчетных режимов (табл. 2), и они не повлияли на
общий успех полетов. Подобная статистика отказов для полетов
этапа Н в использованных источниках не публиковалась.
Таблица 2 [460]
Отказы и отклонения от нормальных режимов при запусках пилотируемых
кораблей «Аполлон»
Корабль Этап Число отказов и отклонений
Основной блок Лунная кабина
„Аполлон VII* С 22 Отсутствовала
„Аполлон VIIIй С' 8 Отсутствовала
„Аполлон IXй D 14 12
.Аполлон Xй F 23 15 .
„Аполлон XIй G 9 13
13
2. ОСНОВНЫЕ ВЕСОВЫЕ И ГАБАРИТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Корабль «Аполлон» (рис. 2) состоит из основного блока (сот-
mand/service module) и лунной кабины (lunar module). Основной
блок, в свою очередь, делится на отсек экипажа (command module)
и двигательный отсек (service module), а лунная кабина — на по-
садочную ступень (descent stage) и взлетную ступень (ascent
stage).
Рис. 2. Космический корабль «Аполлон» на лунной траектории
/ — двигательный отсек; 2 — отсек экипажа; .3 — взлетная ступень лунной
кабины; 4 — посадочная ступень лунной кабины
При старте (рис. 3) основной блок соединяется с ракетой-но-
сителем переходником, внутри которого размещается лунная каби-
на, а на основном блоке устанавливается система аварийного спа-
сения (САС). Таким образом, полезная нагрузка ракеты-носителя
включает в себя собственно корабль, переходник и ,САС.
В табл. 3 приведены номинальные весовые и габаритные ха-
рактеристики корабля «Аполлон», а также фактические характери-
стики пилотируемых кораблей «Аполлон VII»,..., «Аполлон XII»
(соответствующие характеристики кораблей «Аполлон XIII»,...,
«Аполлон XVII» в использованных источниках не приводились).
3. ОСНОВНОЙ БЛОК КОРАБЛЕЙ «АПОЛЛОН» ДЛЯ ПОЛЕТОВ
ЭТАПОВ С-Н
Компоновка, общие сведения
Основной блок (рис. 4—6) состоит из отсека экипажа (рис. 7)
и двигательного отсека (рис. 8).
Габаритные и весовые характеристики основного блока указа-
ны в табл. 3. Объем кабины космонавтов в отсеке экипажа 6 л/3,
14
Рис. 3. Космический корабль «Аполлон» при
старте (без С АС)
/ — отсек экипажа; 2—двигательный отсек; 3—пе-
реходник между ракетой-носителем и кораблем
«Аполлон»; 4 — взлетная ступень лунной кабины;
5 — посадочная ступень лунной кабины; 6 — отсек
оборудовали я ракеты -носителя
15
Табл и .ц а Й
Основные весовые и габаритные характеристики кораблей «Аполлон»
Характеристики Номи- нальные „Аполлон VIIй „Аполлон VIII“ „Аполлон 1Х“ „Аполлон Xй „Аполлон ХТ‘ „Аполлон ХП“
л g о Общий вес, т 43,580 14,700 28,871 36,551 42,863 43,860 43,904
Вес топлива, т 29,404‘ 28,911 30,068 29,965
о w Длина, м 17,68 10,70 10,70 17,68 17,68 17,68 17,68
§ Общий вес, т 5,580 5,750 5,621 5,625 5,569 5;556 5,608
tn Вес топлива, т 0,111 0,111 0,111 0,111 0,111 0,111 0,111
(V Й т-г о £ Длина, м 3,48 3,48 3,48 3,48 3,48 3,48 3,48
° с Диаметр (макс.),л/ 3,90 3,90 3,90 3,90 3,90 3,90 3,90
Общий вес, т 23,300 8,950 23,250 16,401 23,301 23,243 23,180
и Вес топлива, т 18,485 19,108 19,108 19,108 19,108
н Длина, м 7,50 7,50 7,50 7,50 7,50 7,50 7,50
о (в том
числе
25 длина
«д сопла,
высту-
сз пающего
из кор-
со п пуса,
2,50 м)
Диаметр, м 3,90 3,90 3,90 3,90 3,90 3,90 3,90
о Общий вес, т 28,880 14,700 28,871 22,026 28,870 28,809 28,788
« Вес топлива, т 18,596 19,21.9 19,219 19,219 19,219
§ и Длина*, м 10,70 10,70 10,70 10,70 10,70 10,70 10,70
о „ = о Диаметр (макс.), 3,90 3,90 3,90 3,90 3,90 3,90 3,90
О\о м
Общий вес, т 10,258 — 10,074 10,359 10,243 , 10,342
® Вес топлива, т 8,165 — 8,139 8,226 8,210 8,131
с
ь? Длила, м 3,22 — 3,22 3,22 3,22 3722
§ Поперечный раз- 4,29 — 4,29 4,29 4,29 4,29
“ мер корпуса, м
о
5 Размах по опо- 9,40 — 9,40 9,40 9,40 . 9,40
о рам шасси, м
С
16
Продолжение табл. 3
Характеристики' Номи- нальные 1 1 „Аполлон VIIй „Аполлон VIIIй „Аполлон IXй „Аполлон Xй „Аполлон XIй „Аполлон XIIй
Общий вес, т 4,442 — 4,451 3,634 4,818 4,774
сз — а Е Вес топлива, т 2,643 — 2,150 1,466 2,639 2,615
с_ О ф Е Длина, м 3,76 — 3,76 3,76 3,76 3,76
CQ и Поперечный раз- мер корпуса, м 4,29 — 4,29 4,29 4,29 4,29
в це- Общий вес, т 14,700 — 9,026 (ма- кет)* ** 14,525 13,993 15,061 15,116
л Вес топлива, т 10,808 — 10,289 9,692 10,849 10,746
Лунная кабин лом Длина, м Поперечный раз- мер корпуса 6,98 4,29 (размах по 1 опорам шасси 9,40 м) 6,98 4,29 6,98 4,29 6,98 4,29 6,98 4,29
О < Вес, т 4,010 4,010 4,037 4,013 4,013 4,041 4,058
О Длина, м 9,60 9,60 9,60 9,60 9,60 9,60 9,60
• ЬЙ £ S Вес, т 1,814 1,814 1,882 1,863 1,814 1,814 1,814
Е о X Длина, м 9,00 9,00 9,00 9,00 9,00 9,00 9,00
Источники 148; 239; 281 71 126; 132 184 248 307; 313 383
* Отсек экипажа при сборке частично входит в корпус двигательного отсека [239].
** В общий вес и длину корабля не включается.
толщина стенки корпуса отсека 12—37 мм, толщина теплозащитно-
го экрана 17—70 мм [239]. Ресурс бортовых систем основного бло-
ка 10,7 суток [473—476]. Подробное описание конструкции основ-
ного блока приводилось в части I обзора за исключением стыко-
вочного узла, который описывается ниже.
Стыковочный узел
Корабль «Аполлон» снабжен стыковочным узлом (рис. 9 и 10),
элементы которого расположены на основном блоке и на лунной
кабине. Узел разборный и допускает переход космонавтов из отсе-
ка экипажа во взлетную ступень лунной кабины через внутренние
туннели-лазы диаметром 0,8 м. На туннеле-лазе, ведущем от верх-
17
Рис. 4. Основной блок корабля «Аполлон»
/ -- передняя секция отсека экипажа, где размещено оборудо-
вание, обеспечивающее посадку на Землю; 2 — пульт управ-
ления; 3 — быстрооткрывающийся входной люк; 4 —задняя сек-
ция отсека экипажа, где размещены топливные баки, двигате-
ли системы ориентации н пр.; 5 — элементы конструкции, вос-
принимающей вес отсека экипажа/ 6 баллон с гелием; 7—бач-
ки с горючим для вспомогательных двигателей; 8 — блок вспо-
могательных двигателей; 9— топливные баки маршевого дви-
гателя; 10 — бачки с окислителем для вспомогательных двига-
телей; // — расходомеры в баке Р: 12 — маршевый двигатель;
13 — радиальный элемент жесткости; // — заднее днище: /5—со-
пло маршевого двигателя; /6'— остронаправлепная антенна;
// — теплозащитный экран заднею днища; 18— радиатор си-
стемы терморегулирования (в стенке корпуса); 19 — бачки (2)
с водородом для топливных элементов: 20 — один из двух бач-
ков с кислородом для топливных элементов и системы жизне-
обеспечения; 2/— отделение IV; 22 — батареи (3) топливных
элементов; 23 — радиатор системы терморегулирования: 24 — пе-
реходник между двигательным отсеком и отсеком экипажа;
25 — нижнее отделение для оборудования; 26— чехол, надевае-
мый на отсек экипажа при запуске для теплозащиты в слу-
чае включения РДТТ САС; 27 — один из основных парашютов;
28 — штырь стыковочного узла
18
Рис. 5. Основной блок космического корабля «Аполлон»
/ тормозные парашюты; 2, 3 — двигатели для управления по тангажу; -/ — храни-
лища, 5 —двигатели для управления по крепу; 6’ — блок вспомогательных двига-
телей, 7 топливные баки маршевого двигателя; 8— маршевый двигатель; 9 — остро-
направленная антенна; 10—бачки с водородом и кислородом для топливных элемен-
тов; 11 водородо-кислородные топливные элементы в двигательном отсеке; 12—ба-
чок с питьевой водой; 13 — двигатели для управления по рысканию: /-/ — огнетуши-
тель; /а топливные баки двигателей системы ориентации отсека экипажа; /6 — от-
деление для хранения пищевых продуктов; /7 — командир корабля; 18 — основные
парашюты; 19 пилот основного блока; 20 — пилот лунной кабины; 21 — стыковочный
штырь
Рис 6. Основной блок с установленной на нем
САС
/ — стыковочный штырь: 2 — основной парашют (3):
3 — колпак защитного чехла на отсеке экипажа (чехол
сбрасывается вместе с САС); 4— одно из отделений от-
сека экипажа, где размещено различное бортовое обо-
рудование; 5 — гибкая юбка защитного чехла на отсеке
экипажа; 6 — радиатор, обеспечивающий терморегули-
рование в системе электропитания; 7 — батареи (3) топ-
ливных элементов; 8 — блок (4) вспомогательных двига-
телей; 9 — бачки с жидким водородом и жидким кисло-
родом для топливных элементов; 10 — антенна метрово-
го диапазона (2); // — радиатор, обеспечивающий тер-
морегулирование в системе жизнеобеспечения; 12 — теп-
лозащитный экран на днище 37; 13 — остронаправленная
антенна; 14 — носок САС н сферический датчик ориен-
тации по тангажу и рысканию; 15 — аэродинамические
поверхности САС; 16 — вспомогательный РДТТ САС (обес-
печивает боковую составляющую скорости); 17—топ-
ливный. заряд РДТТ для отбрасывания САС; 18 — сопло
РДТТ для отбрасывания САС: 19 — обтекатель кабеля;
20 — топливный заряд РДТТ 21; 2/— основной РДТТ
САС; 22 — сопла (4) РДТТ 21; 2.? —рама САС; 24 — верх-
няя секция отсека экипажа, где размещено оборудова-
ние системы спасения; 25—-главная панель пульта уп-
равления в отсеке экипажа; 26 — быстрооткрывающийся
входной люк в боковой стенке отсека экипажа; 27 — од-
но из отделений отсека экипажа, где размещены дви-
гатели системы ориентации и топливные баки для них;
28 — элементы конструкций двигательного отсека, вос-
принимающие вес отсека экипажа: 29 — баллон со сжа-
тым гелием; 30 — панель для монтажа блокаi 8; 31 — ба-
ки горючего для вспомогательных двигателей; 32 — баки
горючего и окислителя для маршевого двигателя; 33—ба-
ки окислителя для вспомогательных двигателей; 34 — рас-
ходомеры в баках 32; 35 — камера сгорания маршевого
двигателя; 35—радиа пьный элемент жесткссти; 37—ниж-
нее днище двигательного отсека; 38 — сопло маршевого
двигателя
19
Рис. 7. Отсек экипажа
21
4
Рис. 8. Отделения двигательного отсека и размещение оборудования
Отделение I — незаполнено (предназначено для размещения дополнительных бачков и приборов на
модифицированных кораблях при полетах этапа J); отделение //— оборудование двигательной
установки; отделение III — баки (2) окислителя для маршевого дцигателя; отделение IV — бачки
(2) с кислородом, бачки (2) с водородом, батареи (3) топливных элементов; отделение V — обору*
дование двигательной установки; отделение VI — баки (2) горючего для маршевого двигателя; цен-
тральное отделение — баллоны (2) с гелием и маршевый двигатель
/ — баллоны с гелием; 2 — блок вспомогательных двигателей; 3 — радиальный элемент жесткости:
3 — заднее днище; 5 — бачки (2) с водородом; 6 — бачки (2) с кислородом; 7 — батареи (3) топлив-
ных элементов; 8 — переходник между двигательным отсеком и отсеком экипажа
него люка отсека экипажа, установлено стыковочное кольцо с за-
хватами и уплотнением, а также складывающаяся тренога со сты-
ковочным штырем (общий вес треног со штырем 37,6 кг). Штырь
представляет собой пневматический поршень. Длина его может из-
меняться в пределах 61—86 см. В туннеле-лазе, ведущем от верхне-
го люка лунной кабины, установлен приемный конус сотовой кон-
струкций (вес 9 кг, диаметр основания 45,7 см, длина 33 см).
Рис. 9. Стыковочный узел (макет)
В вершине конуса имеется отверстие диаметром 10 см, в которое
должна войти головка стыковочного штыря, после чего подпружи-
ненные защелки на головке зацепляют за фланец отверстия. С по-
мощью пневматической системы штырь укорачивается, что обеспе-
чивает стягивание основного блока и лунной кабины с герметиза-
цией стыка (благодаря уплотнению). Пневматическая система уп-
равляется тумблером, который может устанавливаться космонаь-
тами в положение «стягивание» или «разделение».1 При стягивании
12 захватов на стыковочном кольце попадают в гнезда на фланце
лунной кабины и автоматически фиксируются. Захваты могут фик-
сироваться и .вручную. При самых интенсивных динамических на-
грузках (во время работы маршевого двигателя для перевода ко-
.рабля на селеноцентрическую орбиту) для обеспечения жесткого
соединения достаточно 9 захватов. Перед переходом космонавтов
через внутренние туннели-лазы из отсека экипажа в лунную каби-
ну и обратно тренога со стыковочным штырем и приемный конус
демонтируются и переносятся в отсек экипажа или в кабину космо-
навтов на взлетной ступени, чтобы освободить лазы. Затем они
устанавливаются снова, если предстоит стыковка на орбите (под-
робнее об этом см. в главе «Типовая программа предстартовой под-
готовки и полета»).
23
/
Рис. 10. Стыковочный узел космического корабля «Аполлон»
/ — крышка люка В; 2 — клапан для перепуска кислорода; 3 — туннель-лаз лунной кабины; 4 — торцовое кольцо туннеля-ла-
за лунной кабины; 5 — торцовое кольцо туннеля-лаза основного блока; 6 — туннель-лаз основного блока; 7 — крышка люка А;
8 — стыковочное кольцо с двенадцатью захватами (обозначены цифрами в кружках) и уплотнением; 9- тренога со стыковочным
штырем; 10 — защелка на головке штыря; // — приемный конус; 12 — гнездо на фланце лунной кабины, куда входит захват
Схематическое изображение основного блока и взлетной сту-
пени лунной кабины перед стыковкой показано на рис. 11. На
участке причаливания и стыковки космонавты используют прицель-
ные приспособления, смонтированные на взлетной ступени и на ос-
новном блоке. Прицельное приспособление, смонтированное на
взлетной ступени, показано на рис. 12. Оно состоит из круга (диа-
метр 45 см) и Т-образной «мушки» (поперечный размер 38 см),
выложенных светящимися керамическими шариками, включающи-
ми в себя небольшое количество бета-активного радиоизотопа’ про-
метий-147 с периодом полураспада 2,25 года. Зеленое свечение
прицельного приспособления видно с расстояния ~90 м. Пилот ос-
новного блока в процессе причаливания должен установить основ-
ной блок относительно лунной кабины таким образом, чтобы «муш-
ка» при визировании оказалось в середине круга. Прицельное при-
способление на основном блоке имеет Т-образную форму и окра-
шено в черный, зеленый и красный цвет. При наведении лунной ка-
бины командир корабля монтирует визирное устройство на окне
в потолке кабины, через которое ведется наблюдение при обеспече-
нии встречи. Вес устройства 0,7 кг, длина 20 см. На самом окне на-
несена визирная сетка, позволяющая определить угловое смещение
основного блока в горизонтальном и вертикальном направлениях
(цена каждого деления сетки 10°). Визирное устройство в сочета-
нии с визирной сеткой также позволяет командиру корабля грубо
определять расстояние до основного блока с ~50 м и до момента
стыковки.
Кроме того, на взлетной ступени лунной кабины установлен
проблесковый источник света (вспышки длительностью 0,02 сек с
интервалом 1 сек), который в основном предназначен для исполь-
зования в аварийной ситуации, когда активную роль при сближе-
нии должен играть основной блок. Согласно расчетам, сигналы
этого источника света кцсмонавт основного блока сможет видеть
на расстоянии до 740 км при использовании секстанта и на рас-
стоянии до 240 км невооруженным глазом. На лунной кабине име-
ются также «причальные огни», подобно бортовым огням на само-
лете: два желтых огня спереди, белый огонь сзади, красный по ле-
вому и зеленый по правому борту. Причальные огни видны космо-
навту основного блока с расстояния 300 м [184, 186, 192,196,613].
Система жизнеобеспечения, экипировка космонавтов
В полете кабина космонавтов в отсеке экипажа наполнена поч-
ти чистым кислородом (98% кислорода и 2% азота) при давлении
0,35—0,39 кг!см2. Для уменьшения опасности пожара перед стар-
том и на начальном участке полета, когда кислород нельзя стра-
вить за борт, кабина заполняется смесью, состоящей из 60% кис-
лорода и 40% азота. После выхода на орбиту эта смесь должна
стравливаться, а кабина наполняться кислородом. Космонавты при
старте и на участке выведения дышат чистым кислородом, исполь-
зуя автономную систему жизнеобеспечения скафандров. Характер-
но. что использование атмосферы, содержащей 2, %, азота, привело
к прекращению потери красных кровяных шариков у космонавтов.
25
-f
Рис. 11. Схематическое изображение основного блока и взлетной ступени лунной кабины перед стыковкой (буквы без
кружков —оси основного блока; буквы в кружках — оси взлетной ступени лунной кабины; А — линия визирования)
/ — всенаправленная антенна унифицированной системы USBS сантиметрового диапазона 5 (4); 2 — ножевая антенна метрового
диапазона для пеленгационного радиомаяка (показано условно, поскольку развертывается только после входа отсека экипажа в
атмосферу); 3 —приемный конус стыковочного узла; 4 — прицельное приспособление («прицельный .штырь», см. рис. 12) на взлетной
ступени, облегчающее наведение основного блока при причаливании; 5—антенна метрового диапазона (2); 6 -- окно в потолке кабины
космонавтов, используемое для наблюдений во время встречи на орбите; 7 — фиксированная антенна сантиметрового диапазона;
3 — проблесковый источник света; 9, /0 — антенны диапазона С; // — серповидная антенна метрового диапазона; /2 —антенна ра-
диолокатора, обеспечивающего встречу на орбите; 13 — остронаправленная поворотная антенна сантиметрового диапазона; 14 — при-
цельное приспособление на основном блоке, облегчающее наведение взлетной ступени при причаливании; /5 —антенна радиолокацион-
ного приемоответчика; 16 — всенаправленная серповидная антенна метрового диапазона (2)
Рис. 12. Прицельное приспособление на взлетной ступе-
ни, облегчающее наведение основного блока при при-
чаливании
27
Такая потеря при двухнедельном полёте пилотируемого корабля-
спутника «Джемини VII» составила 8—14%. Это явление заставило'
специалистов подвергнуть сомнению так называемую биологичес-
кую инертность азота [23, 611].
Запас кислорода р отсеке экипажа (3,6 кг) рассчитан на сутки
для трех человек [514] и используется после отделения отсека эки-
пажа от двигательного отсека (перед входом в атмосферу) и в ава-
рийных ситуациях. Основной запас кислорода находится в двига-
тельном отсеке в двух, а начиная с корабля «Аполлон XIV», — в
трех бачках [562]. Кислород из. этих бачков используется и в водо-
родо-кислородных топливных элементах, поэтому описание бачков,
приводится в разделе ^«Энергетическая установка».
В отсеке экипажа космонавты могут спать в креслах или в
спальных мешках из стеклоткани «Бета» (по другим источникам,—
из дакрона), подвешиваемых под крайними креслами. Мешки име-
ют отверстия для вентиляции и систему фиксации для обеспечения
более комфортных условий отдыха. Среднее кресло для удобства
подхода к панели с навигационным оборудованием по окончании
участка выведения складывается и снова устанавливается только
перед входом отсека экипажа в атмосферу. Командир корабля и
пилот основного блока спят в шлемофонах, готовые подняться по
тревоге, однако сила звука в приемнике шлемофонов на время сна
уменьшается [126, 184]. Спят космонавты 7—10 час в сутки. При
первых полетах космонавты спали по очереди, при последующих
полетах — одновременно [126,307].
Космонавты принимают пищу три раза в сутки. Для этого от-
водятся периоды длительностью около часа, в которые всякая про-
чая деятельность космонавтов сведена до минимума. Суточный ра-
цион на одного человека составляет 2500 ккал. При составлении
рациона учитываются индивидуальные вкусы космонавтов. Борто-
вой запас в отсеке экипажа и в лунной кабине включает в себя
60—70 различных видов1 готовой к употреблению расфасованной :
порционной пищи, пищевых продуктов в обезвоженном виде, тре-
бующих разведения водой, а также желатинизированных продук- •
тов, которые можно есть ложкой. На корабле «Аполлон XIV»
впервые в качестве эксперимента космонавты ели жидкие консер-
вы (персики в сиропе). Эксперимент был увязан с разработкой ра-
циона для космонавтов станции «Скайлэб». Для питья.и .разведе-
ния пищи в отсеке экипажа используется вода, получающаяся как
продукт реакции водорода и кислорода в топливных элементах.
К воде для питья для улучшения вкусовых качеств добавляют
фруктовый сок (в порошке). В результате космонавты получают
дозу витамина С, вдвое превышающую обычную. Воду космонавты
могут брать из трех кранов. Вода из первого крана, используемая
для питья, подается порциями по 14 г при каждом нажатии. Вода
из второго крана, имеющая температуру 68°С и используемая для
‘ '!
1 Рационы космонавтов различных кораблей «Аполлон» включали в себя
в общей сложности до 120 видов пищи, но Юполетам этапа J от 50 из них прак-
тически отказались [614]. '
28 / . ’
разведения пищи, подается порциями по 28 а. Вода из третьего
крана, имеющая температуру 13°С, также используемая для раз-
ведения пищи, подается порциями по 28 г. В лунной кабине имеет-
ся только один кран с холодной водой. Обезвоженная пища нахо-
дится в пластмассовых пакетах, куда наливается вода из кранов,
и пища размешивается с водой в течение трех минут, после чего гор-
ловина пакета перерезается, и космонавт выдавливает пищу в рот.
До полета корабля «Аполлон XI» при разведении пищи водой,
полученной в результате реакции водорода и кислорода в топлив-
ных элементах, в пищу попадали пузырьки водорода, которые мо-
гут вызвать желудочные боли. Для удаления их предусматривалась
следующая процедура. Космонавты заранее (за сутки до потребле-
ния) наливают воду в три/пластмассовых мешочка емкостью по
0,56 л, имеющих выпускной клапан. В течение суток космонавты
несколько раз раскручивают мешочек над головой. При этом, как
предполагали, под действием центробежной силы пузырьки газа
должны скопиться у клапана, после чего их можно будет выпу-
стить. Оказалось, что этот способ неэффективен. На корабле
«Аполлон XI» для улавливания пузырьков водорода использова-
лись фильтры длиной 17,5 см, получившие название «сигары». Эти
фильтры надевались на краны. На корабле «Аполлон XII» фильтры
устанавливались не на кранах, а на магистрали подачи воды. И те,
и другие фильтры оказались эффективными [248, 307, 383, 387].
Начиная с корабля «Аполлон XIV» в отсеке экипажа устанавлива-
ется пластмассовая емкость на 9 кг воды, наполняемая до старта
или в начале полета (в последнем случае—водой от топливных
элементов). Такую емкость решили установить на случай выхода
из строя топливных элементов и прекращения поступления от них
питьевой воды, как это было на корабле «Аполлон XIII» [562].
После приема пищи в пакет кладутся бактерицидные таблетки,
которые были прикреплены к нему снаружи. Это предотвращает
ферментацию и образование газов в остатках пищи. Затем пакеты
скатываются и помещаются в отделении для отходов [184, 248,
307,614].
Космонавты имеют зубные щетки и пасту, увлажненные сал-
фетки (10x9 см] в каждом пакете с пищей и 21 сухое полотенце
(30x30 см) в трех связках под креслом командира. Кал собирает-
ся в пластмассовые мешочки, содержащие химикалии, препятству-
ющие образованию газов и уничтожающие бактерии. Мешочки
снабжены липким «языком» для крепления к телу космонавта. По
. использовании мешочка «язык» служит для него герметизирующей
крышкой. Использованные мешочки складываются в /отделения,
освободившиеся от пакетов с пищей. Для сбора мочи служат спе-
циальные сосуды, связанные с насосом, который обеспечивает
сброс мочи за борт или отбор ее на анализ.
Для послеполетного определения кумулятивной дозы радиации
каждый космонавт имеет пленочные дозиметры у бедра, груди и
лодыжки. Кроме того, каждый космонавт крепит к плечу или бед-
ру комбинезона дозиметр, показания которого могут считываться
29
в полете. Кроме индивидуальных дозиметров используются два до-
зиметра (вес по 0,68 кг) в кабине, размещенные около секстанта
и на противоположной стенке. Дозы, полученные каждым космо-
навтом за полет, не превышали 1 рад [126].
В ходе полета измеряется частота пульса и дыхания космонав-
тов. В период пребывания в отсеке экипажа биотелеметрические
данные от всех трех космонавтов передаются одновременно. Дан-
ные о частоте пульса и дыхания космонавтов выдаются немедлен-
но на пульт ответственного за медицинский контроль в зале управ-
ления Центра МСС (после обработки на вычислительной машине
выдаются усредненные величины и отклонения от этих величин).
Кроме того, частота пульса и дыхания, а также электрокардиограм-
ма регистрируются на ленте самопишущими устройствами. Давле-
ние крови и температура теЛа не регистрируются (на спутниках
«Меркурий» и «Джемини» регистрировались). В случае необходи-
мости космонавты могут воспользоваться термометрам и сообщить
его показания на Землю [307].
Бортовая аптечка в двух контейнерах (15хЮхН см) разме-
щается в ногах кресла командира. Типовая аптечка в отсеке эки-
пажа включает в себя три шприца со средством против укачива-
ния, три шприца с болеутоляющим средством, флакон с мазью
(56 г), два флакона с глазными каплями (по 28 г), три распылите-
ля для ввода медикаментов в нос, два бинта с ватно-марлевыми
прокладками, 12 клейких повязок, термометр (вставляется в по-
лость рта), 4 запасные подвесные системы с нательными датчика-
ми, 60 таблеток антибиотиков, 12 таблеток от головной боли,
12 таблеток стимуляторов, 18 таблеток болеутоляющего средства,
24 таблетки от расстройства желудочно-кишечного тракта, 60 таб-
леток отхаркивающего средства, 72 таблетки аспирина, а также
21 таблетку снотворного «Секонал» в двух дозах, рассчитанных на
краткий и долгий сон. Типовая бортовая аптечка в лунной кабине
включает в себя 4 таблетки стимуляторов, 8 таблеток от расстрой-
ства желудочно-кишечного тракта, 4 таблетки болеутоляющего
средства, 2 таблетки снотворного, 12 таблеток аспирина, флакон
с глазными каплями и 2 бинта с ватно-марлевыми прокладками
[126, 152, 307].
На случай аварийной посадки вдали от средств спасения в од-
ном из отделений кабины космонавтов в отсеке экипажа находятся
два наземных аварийных комплекта, рассчитанных на использова-
ние в течение 48 час на суше или на море в зоне между 40° с. ш.- и
40° ю. ш. Один комплект включает в себя два сигнальных источни-
ка света, бпреснительную установку, три пары солнцезащитных
очков, радиопередатчик с запасной батареей, нож в чехле, три ем-
кости с пресной водой, два тюбика мази от солнечных ожогов.
В другом комплекте трехместная надувная лодка, патрон с СО?
для надувания лодки, якорь, два патрона с составом для окраски
воды, три солнцезащитных головных убора, а также набор тросов
и крюков [126].
30
Система наведения и навигации
Система наведения и навигации основного блока, а также лун-
ной кабины, рассчитана на широкое использование информации,
получаемой с Земли. Один из специалистов, участвовавших в соз-
дании этой системы писал:
«Наземные средства, осуществляющие траекторные измерения
и расчеты, а также наземный Центр управления являются состав-
ной частью системы наведения и навигации космического корабля
«Аполлон» и служат основным источником информации для бор-
товых систем, а в некоторых случаях — единственным источником
информации. Если говорить конкретно, то за исключением опера-
ций по встрече на селеноцентрической орбите и операций по опре-
делению ориентации корабля с помощью бортовых инерциальных
приборов во время маневров, все определения траектории произво-
дятся на Земле1. Если не считать операций по встрече на орбите,
то все уставки на проведение маневров (момент включения двига-
телей, направление и величина импульса) рассчитываются на Зем-
ле. Определение параметров орбиты и расчет уставок не могут про-
изводиться на борту» [468].
Система наведения и навигации основного блока корабля
«Аполлон» включает в себя инерциальный измерительный блок,
ЦВМ, секстант, сканирующий телескоп, радиолокационный приемо-
ответчик и измеритель дальности, управление которыми произво-
дится с пульта в отсеке экипажа (рис. 13—20).
Инерциальный измерительный блок весит 19,3 кг, диаметр сфе-
рического корпуса 32 см, потребляемая мощность 217 вт (от источ-
ника постоянного тока напряжением 28 в). Для обеспечения тер-
морегулирования путем конвекции корпус наполнен сухим возду-
хом под давлением 0,25—1,05 ата. В системе терморегулирования
используются нагреватели и вентиляторы. Кроме того, между внут-
ренней и внешней стенками корпуса предусмотрены каналы, где
циркулирует охлаждающая жидкость (водный раствор гликоля).
В инерциальном измерительном блоке используются три интегри-
рующих гироскопа IRIG диаметром 6,35 см и три импульсных ин-
тегрирующих маятниковых акселерометра PIPA длиной 4,06 см.
Инерциальный измерительный блок и астронавигационные прибо-
ры смонтированы на навигационной базе — платформе слоистой
конструкции (см. рис. 20), изготовленной из предварительно от-
формованных анодированных листов алюминиевого сплава, сое-
диненных заклепками и клеем. Пенополиуретановый заполнитель
обеспечивает демпфирование ударных нагрузок. Размеры платфор-
мы 68,6x55,9X11,4 см, вес 7,9 кг [365]. Она может поворачиваться
на 270°.
Секстант обеспечивает 28-кратное увеличение и точность 10"
при угле зрения 1,8°. Поворотное зеркало дает возможность наво-
дить прибор на светила, находящиеся на угловом расстоянии до
±60° от опорного направления.
1 Курсив автора.
31
a
б
Рис. 13. Инерциальный измерительный блок системы на-
ведения основного блока
а — снята верхняя крышка; б — сняты боковые крышки
32
Рнс. 14. ЦВМ системы наведения основного блока
33
/ — навигационная база; 2 — каналы хладагента; 3 — шарнир; 4 — отверстия для -крепле-
ния съемной крышки; 5 — фиксированные зеркала; 6 — преобразователь угла поворота зер-
кала 8; 7 —болт крепления кожуха; 8 — поворотное зеркало для фиксации объекта; 9 — раз-
делитель оптики; /0 —зубчатая передача оси вращения; // — объектив; 12 — промежуточная
линза; 13 — привод зубчатой передачи; 14 — визирная сетка; /5 — светопроводящий ци-
линдр; 16 — лампочка, освещающая сетку 14; 17 — преобразователь угла поворота оптичес-
кой оси; 18 — устройство для поворота оптической оси; 19 — место установки линз окуляра;
20—22 — линзы окуляра
34
Рис. 16. Сканирующий телескоп
/ — окно; 2 — разъем; 3— блок линз; 4— навигационная-база; 5 — призма; 6 — шар-
нир; 7 — зацепление зубчатой передачи оси вращения; 8 — поворотная призма;
9 — кулачок; 10—рычаг, связанный с кулачком 9; 11 — объектив; 12 — визирная сет-
ка; 13 — корпус прибора; 14 — отверстия для крепления съемной крышки; /5 — меха-
нический привод; 16 — канал циркуляции хладагента; 17 — счетчик угла поворота;
18 — наглазник
35
Рис. 17. Панель системы наведения и навигации на
пульте управления (макет)
36
Рис. 18. Панель системы наведения и навигации на пульте управления в отсеке экипажа (рисунок)
1 — индикаторы текущего углового положения осей гироплатформы и астронавигационных приборов; 2 — блок
астронавигационных приборов (секстант и телескоп); 3—световое табло и кнопки управления вычислитель-
ным устройством; 4 — различные переключатели системы навигации
37
Рис. 19.. Главная панель пульта управления в отсеке экипажа корабля «Аполлон»
/ — альтиметр; 2 — переключатели индикатора ориентации; шкала индикатора ускорений относительно продольной оси; 3 — индикаторы состояния двигателей
ракеты-носителя и бортовых двигателей корабля; 4 — индикатор ориентации; 5 — световые индикаторы состояния ракеты-носителя; 6 — приборы системы ориента-
ции; 7— индикаторы давления паров; <8—переключатели различных бортовых систем; 9 — переключатели антенн метрового диапазона; 10, // — световые инди-
каторы различного назначения; 12— индикаторы системы вспомогательных двигателей; 13— переключатели радиотехнического оборудования; 14 — световое табло
и кнопки управления вычислительным устройством
39
Рис. 20. Компоновка отдельных элементов системы наведения и навигации
а — вид спереди; б — вид сбоку
J — блок согласования данных; 2—щитки управления: 3 — секстант, 4 — контейнер для окуляров
астронавигационных приборов; 5 — блок формирования сигналов: 6 — сканирующий телескоп;
7 — блок питания; 8 — апертура астронавигационных приборов; 9 — инерциальный измерительный
блок: Я* — навигационная база; //--ЦВМ
Сканирующий телескоп в отсеке экипажа увеличения не обес-
печивает. Угол зрения прибора 60°. Блок секстант—сканирующий
телескоп дает возможность космонавтам определять углы, под ко-
торыми видны те или иные светила, для проведения навигационных
расчетов и, в частности, для выставки гироплатформы инерциаль-
ного измерительного блока, а также определять угол между опор-
ным направлением и лунным (или земным) горизонтом [355].
В табл. 4 указаны 37 навигационных звезд, используемых при
полетах кораблей «Аполлон». В большинстве своем это звезды
первой и второй величины.
Таблица 4 [3551
№ п/п Название Обозначение
1 Альферац альфа Андромеды
2 Дифда бета Кита
3 Нави гамма Кассиопеи
4 Ахернар альфа Эридана
5 Полярная альфа Малой Медведицы
6 Акамар тета Эридана
7 Менкар альфа Кита
8 Мирфак альфа Персея
9 Альдебаран альфа Тельца
10 Ригель бета Ориона
И Капелла альфа Возничего,
12 Канопус альфа Киля
13 Сириус альфа Большого Пса
14 Процион альфа Малого Пса
15 Регор гамма Парусов
16 Дноцис тэта Большой Медведицы
17 Альфард альфа Гидры
18 Регул альфа Льва
19 Денебола бёта Льва
20 Тинах гамма Ворона
21 Акрукс альфа Южного Креста
22 Спика альфа Девы
23 Алкаид эта Большой Медведицы
24 Менкент тэта Центавра
25 Арктур альфа Волопаса
26 Альфекка альфа Северной Короны
27 Антарес альфа Скорпиона
28 Атриа альфа Южного Треугольника
29 Рас-Альхаг альфа Змееносца
30 Вега альфа Лиры
31 Нунки сигма Стрельца
32 Альтаир альфа Орла
33 Дабих альфа Козерога
34 Пикок альфа Павлина
35 Денеб альфа Лебедя
36 Эниф эпсилон Пегаса
37 Фомальгаут альфа Южной Рыбы
Для иллюстрации точности, обеспечиваемой системой наведе-
ния и навигадии основного блока, указывается; что корабль
«Аполлон VIII» был выведен в расчетную точку включения двига-
теля на торможение для перехода на селеноцентрическую орбиту
с ошибкой всего 720 м, корабль «Аполлон X» — с ошибкой
- 450 м [365].
42
Радиолокационный приемоотвегчик служит для обеспечений
встречи стартовавшей с Луны взлетной ступени лунной кабины с
с основным блоком, обращающимся по селеноцентрической орбите.
На взлетной ступени установлен радиолокатор, работающий с этим
приемоответчиком. На случай выхода из строя радиолокатора, на
основном блоке в качестве запасного оборудования для обеспече-
ния встречи со взлетной ступенью лунной кабины установлен
измеритель дальности (он может использоваться также для связи
с лунной кабиной). Вес измерителя дальности 4,5 кг. Сигналы это-
го устройства, передаваемые на трех частотах (31,6 кгц\ 3,95 кгц и
247 гц), накладываются на широкополосный диапазон голосовой
связи. Передача- сигналов производится по командам временного
механизма. Измеритель дальности на основном блоке работает с
приемоответчиком на лунной кабине. Дальность, определяемая по
интервалу между посылкой сигналов и приемом ответных сигналов,
указывается на специальном индикаторе на пульте управления в
отсеке экипажа. Согласно техническому заданию, при этом должно
обеспечиваться определение дальности с погрешностью не более
±75 м на расстоянии до 370 км при относительной скорости основ-
ного блока и взлетной ступени лунной кабины от 0 до 180 м/сек.
При этом захват цели должен производиться менее чем за 20 сек.
Затраты на разработку измерителя дальности составили 17 млн.
долл. [69, 248, 259].
Энергетическая установка
Главной энергетической установкой основного блока являются
три батареи водородо-кислородных топливных 'элементов. Эти ба-
тареи, а также питающие их два бачка с водородом и два бачка
с кислородом размещены в отделении IV двигательного отсека
(рис. 21). Бачок с кислородом, имеющий сферическую форму (диа-
метр 0,66 м), изготовлен из никелевого сплава инконель и имеет
двойные стенки, пространство между которыми заполнено стекло-
волокном, алюминиевой фольгой и другим теплоизоляционным ма-
териалом. Толщина внешней стенки 0,5 мм, внутренней—1,55 мм.
Нормативное разрушающее давление для бачка 96,7 кг/сж2, при
испытаниях бачки разрушались при 108 кг/см2. Кислород в бачке
находится в кипящем состоянии, диапазон рабочих температур от
—184 до ±27°С. Регулирование температуры и, следовательно, дав-
ления обеспечивают нагреватели, размещенные в бачке. В случае
превышения максимальной допустимой температуры 27°С специ-
альные предохранительные устройства (термостаты) должны раз-
мыкать контакты и этим выключать нагреватели. Для того, чтобы
нагрев происходил равномерно, в бачке установлены два вентиля-
тора, перемешивающие кислород. Вентиляторы приводятся в дей-
ствие электромоторами (1800 об/мин). Предохранительные клапа-
ны обеспечивают выпуск кислорода в том случае, если давление
в бачке превысит определенный уровень [506, 507, 523, 525]. Конст-
рукция бачка показана на рис. 22. По оси бачка проходят две кон-
центрические трубки, являющиеся обкладками емкостного расхо-
43
Рис. 21. Отделение IV двигательного отсека
/—один из бачков с кислородом; 2 — двз бачка с во-
дородом в общем цилиндрическом кожухе
44
Рис. 22. Кислородный бачок в двигательном отсеке корабля «Аполлон»
а — бачок в разрезе
1— разрывной Диск предохранительного клапана; 2 — крышка; 3— мотор вентилятора; 4 — термостаты; 5 — спираль нагрева-
теля; 6 — расходомер; 7 — датчик температуры; 8 — трубопровод подачи кислорода в топливные элементы и в систему жизне-
обеспечения
б — головка бачка в разрезе л
1 — разрывной диск предохранительного клапана; 2 — крышка; 3 — головка бачка; 4— кабелепровод; 5 — продувочный штуцер
(служит также, для отвода паров); 6 — 'фильтр; 7 — кабель к верхнему мотору вентилятора; 8 —термостаты; 9 — спираль на-
гревателя; 10— кабель к нижнему мотору вентилятора; // — расходомер; 12 — датчик температуры; 13 — заправочный и дренаж-
ный трубопровод; 14 — трубопровод подачи кислорода в топливные элементы и в систему жизнеобеспечения; /5 — заправочная
горловина
45
домера. Через внутреннюю трубку производится заправка й д{5ё-
наж бачка. Параллельно трубкам расходомера смонтирована труб-
ка с нагревателями и двумя вентиляторами. Провода от расходоме-
ра, нагревателя и моторов вентиляторов через верхнюю часть рас-
ходомера выводятся в головку бачка, где заключаются в спираль-
ный кабелепровод, ведущий к внешнему разъему [576].
При полете корабля «Аполлон XIII» в кислородном бачке про-
изошло короткое замыкание, вызвавшее пожар в атмосфере чисто-
го кислорода. Во избежание повторения подобной аварии была
произведена модификация кислородных бачков, которая преду-.
сматривала:
— удаление вентиляторов, термостатов и связанной с ними
электропроводки; установку третьего нагревателя и обеспечение
возможности независимого включения и выключения каждого из
них; установку датчика температуры блока нагревателей.
— заключение всех проводов, пролегающих внутри кислород-
ных бачков,, в стальной кожух;
— почти полную замену в кислородных бачках материалов
(тефлон, алюминий и пр.), способны^ гореть в кислородной атмос-
фере под высоким давлением. Там, где эти материалы оставляют-
ся, они будут удалены от потенциальных очагов возгорания. До мо-
дификации в бачке в общей сложности использовалось 0,4 кг алю-
миния и 0,5 кг тефлона;
— создание бортовой сигнализации [467. 576].
Кроме того, предусматривается установка в двигательном от-
секе дополнительного (третьего) кислородного бачка, отделенного
от основных двух и предназначенного для использования в случае
выхода из строя основных бачков. Ресурс дополнительного бачка
рассчитан на обеспечение аварийного возвращения космонавтов
на Землю в случае выхода из строя обоих основных бачков [569].
Дополнительно в отделении IV, двигательного отсека устанавлива-
ется серебряно-цинковая батарея с ресурсом 400 a-час (такая же
как на посадочной*ступени лунной кабины корабля «Аполлон»).
- В 'случае выхода из строя водородо-кислородных топливных эле-
ментов, этого ресурса (при'экономном расходовании электроэнер-
гии) должно хватить для электропитания основного блока корабля
в течение трех суток, которые требуются для возвращения от Луны
к Земле [562].
В отсеке экипажа имеются химические батареи с общим ре-
сурсом 98 a-час, предназначенные для использования после отде-
ления отсека экипажа от двигательного отсека [507].
Радиотехническое оборудование
Радиотехническое оборудование основного блока включает в
себя: унифицированную систему USBS сантиметрового1 диапазо-
на S, используемую для голосовой связи, передачи телеметрии,
1 Фактически используемые длины волн лежат в дециметровой части диа-
пазона S, но в оригинальных источниках они называются сантиметровыми.
47
приёма команд и траекторных измерений, систему метрового диа-
пазона и систему KB-диапазона, используемые для связи с лунной
кабиной, для связи со средствами спасения после' приводнения от-
сека экипажа, а также для обеспечения пеленгации отсека эки-
пажа.
На рис. 23 показано размещение блоков радиотехнического
оборудования в отсеке экипажа корабля «Аполлон», на рис. 24
размещение антенн на корпусе отсека экипажа и двигательного от-
сека корабля [170].
Частоты, используемые космонавтами в основном блоке для
связи с Землей и с лунной кабиной, указаны на стр*. 173,
Рис. 23. Размещение блоков радиотехнического оборудования в отсеке эки-
пажа корабля «Аполлон»
1 — модулятор КИМ-телеметрической системы; 2 — блок унифицированной радиоси-
стемы GSBS сантиметрового диапазона; 3 — преобразователь сигналов; 4 — три-
плексер (тройник); 5 — блок радиосистемы метрового диапазона (амплитудная мо-
дуляция); 6 — пеленгационный радиомаяк метрового диапазона; 7 — переключатель
частот; 8 — формирователь сигнала; 9— блок звуковой частоты, 10 — задающий ге-
нератор временных меток; 11 — входной блок приема информации; 12 — блок хране-
ния информации; • 13—усилитель мощности в радиосисте^е сантиметрового диапазона
48
Рис. 24. Размещение антенн на корпусе отсека экипажа и
двигательного отсека
I— переходник между ракетой-носителем и кораблем; // — двигатель-
ный отсек; /// — отсек экипажа
/ — всенаправленная серповидная антенна метрового диапазона (вто-
рая такая антенна установлена симметрично на угловом расстоянии
180° от первой); 2 — всенаправленная антенна унифицированной систе-
мы USBS сантиметрового диапазона (4); 3 — антенна радиолокацион-
ного приемоответчика; 4 — остронаправленная антенна сантиметрового
диапазона; 5 — ножевая антенна метрового диапазона для пеленга-
ционного радиомаяка (антенна развертывается после сбрасывания верх-
ней секции корпуса отсека экипажа)
49
Двигательные установки
Основной блок оснащен маршевым двигателем, вспомогатель-
ными двигателями и двигателями системы ориентации.
7,57м-
Рис 25. Маршевый двигатель
и — компоновка двигательной установки в двигательном отсеке корабля
б — внешний вид маршевого двигателя (без той части сопла, которая выступает из
корпуса двигательного отсека)
/ — баки горючего; 2 - баллон со сжатым гелием, используемым в вытеснительной системе иода-
чи топлива; Т — баки окислителя; -/ — блок клапанов управления двигателем; .5 — камера сгорания:
6 — топливные магистрали; 7 — гидропривод для отклонения двигателя в плоскости рыскания;
8 — гидропоивод для отклонения двигателя в плоскости тангажа; .9— магистраль окислителя;
/0 — магистраль горючего
Основное назначение маршевого двигателя (рис. 25), разме-
щенного в двигательном отсеке корабля, — обеспечить перевод ко-
рабля с траектории полета к Луне на4 начальную селеноцентричес-
кую орбиту, коррекцию этой орбиты и перевод корабля с нее на
траекторию полета к Земле. Кроме того, двигатель может исполь-
зоваться для проведения коррекций траектории на трассе «Земля—
Луна» и «Луна—Земля», если потребное приращение скорости
превышает 1,5 м/сек1, а также для обеспечения сближения со взлет-
ной ступенью лунной кабины, если двигательная установка этой
ступени по каким-либо причинам использована быть не может.
1 Позже решили использовать для первой коррекции на трассе «Земля—
Луна» маршевый двигатель, даже если потребное приращение скорости меньше
1,5 м!сек, чтобы провести испытания этого двигателя и сэкономить топливо для
вспомогательных двигателей (340. 3461.
50
Согласно первоначальному техническому заданию, маршевый дви-
гатель космического корабля «Аполлон» должен.был обеспечивать
суммарное приращение скорости не менее 2 км/сек при общей про-
должительности работы 500 сек и допускать не менее трех вклю-
чений. Фактически удалось создать двигатель, способный работать
в полете в общей сложности 750 сек (лимитирующим фактором слу-
жит бортовой запас топлива) и допускающий до 50 включений с
продолжительностью импульса от 0,4 до 500 сек1. Общее обеспечи-
ваемое приращение скорости 2,6 км. При наземных испытаниях об-
разцы двигателя работали непрерывно до 1800'сек, причем наблю-
далась лишь незначительная эрозия критического сечения сопла
и неохлаждаемого насадка на сопло. Тяга двигателя в вакууме
9,3 т (тяга не регулируется), удельная тяга 314,25± 1,593 кгсек/кг.
Вес двигателя 295 кг, длина 3,9 м, в1Спючая неохлаждаемый
насадок (2,8 м) на сопло, изготовленный из ниобия и титана. Диа-
метр выходного сечения насадка 2,4 м. Степень расширения сопла
62,5. Камера сгорания имеет внутреннее абляционное покрытие.
Распылительная головка крепится к камере болтами. Форсунки го-
рючего и окислителя концентрические. Перегородки на внутренней
поверхности распылительной головки обеспечивают устойчивое го-
рение. Поступление компонентов топлива в распылительную голов-
ку контролируется четырьмя парами шаровых клапанов. Каждая
пара включает в себя клапан горючего и клапан окислителя.
Соединение пар клапанов последовательно-параллельное, причем
каждая пара имеет индивидуальный пневматический привод (пор-
шень), использующий сжатый азот, который подается из баллона,
где хранится под давлением 175 ат. Окислитель в камеру сгорания
вводится с некоторым упреждением, что обеспечивает более плав-
ное зажигание. Шаровые клапаны управляются четырьмя двухпо-
зиционными электромеханическими клапанами. Когда электроме-
ханический клапан открывается, к шаровым клапанам Поступает
сжатый азот, который толкает поршень, преодолевая сопротивле-
ние пружины, установленной на его противоположном конце. Ли-
нейное движение поршня с помощью кремальеры преобразуется
во вращательное движение и шаровой клапан открывается. После
того, , как электромеханический клапан закрывается, поступление
сжатого азота прекращается, срабатывает пружина, которая воз-
вращает поршень в исходное положение, вытесняя оставшийся
азот. Положение шаровых клапанов регистрируется двумя датчи-
ками, один из которых передает информацию на индикатор на
пульте управления в кабине космонавтов, а второй — по телеметри-
ческим каналам на Землю.
Маршевый двигатель находится в шарнирном подвесе и может
отклоняться по рысканию на ±10° от нейтрального положения и
по тангажу на ±6°. Отклонение двигателя обеспечивают сдублиро-
ванные приводы, использующие электромоторы постоянного тока.
1 При реальных полетах минимальная продолжительность импульса соста-
рила 0,5 сек, максимальная — 445 сек,
51
Отклонение двигателя может производиться вручную или автома-
тически (по командам системы стабилизации или ЦВМ). При руч-
ном управлении космонавты используют наборный диск. Цена каж-
дого деления на диске 0,5°.
Двигатель работает на «аэрозине-50»1 и четырехокиси азота.
Горючее хранится в двух цилиндрических баках, четырехокись азо-
та также в двух цилиндрических баках. Больший бак горючего и
больший бак окислителя имеют одинаковые размеры (длина 3,91 ж,
диаметр 1,29 м), меньшие баки горючего и окислителя также име-
ют одинаковые размеры (длина 3,92 м, диаметр 1,14 м). Меньшие
баки заправляются через большие. Компонент топлива из меньшего
бака сначала поступает в больший, называемый «отстойным»
(sump), и только из него в двигатель. Система подачи топлива из
баков вытеснительная. Давление наддува 12,6 ат. Запас сжатого
гелия хранится в двух баллонах под давлением 253 ат. На выходе
из отстойных» баков установлены перфорированные диафрагмы с
отверстиями диаметром 0,45—0,50 мм, задерживающие загрязне-
ния, которые могли попасть в топливо. Наддув баков производится
только на время работы двигателя. Система теплообменников
обеспечивает, чтобы температура гелия, поступающего в бак, была
такой же, как температура компонента топлива. В баках установ-
лены емкостные расходомеры, а в качестве резервной системы —
уровнемеры.
Требуемое соотношение компонентов топлива в смеси (1*6:1)
обеспечивается путем регулирования расхода окислителя.
Двигатель был признан достаточно отработанным для исполь-
зования на пилотируемом корабле после более чем 3200 безава-
рийных наземных испытаний [168].
Вспомогательные двигатели, установленные на корпусе двига-
тельного отсека, обеспечивают ориентацию, маневры, разделе-
ние отсеков, а также коррекцию траектории, если потребное прира-
щение скорости не превышает 1,5 м)сек. Четыре блока вспомога-
тельных двигателей установлены на боковой поверхности корпуса
двигательного отсека на угловом расстоянии 90° друг от друга.
В каждом блоке четыре двигателя тягой по 45 кг, расположенные
крестом. Топливо для этих двигателей хранится в отдельных бачках.
Двигатели системы ориентации, установленные в отсеке эки-
пажа, обеспечивают ориентацию и стабилизацию отсека при*входе
в атмосферу .(вход с использованием аэродинамического качества).
Всего имеется 12 двигателей (4 для ориентации по тангажу, 4 — по
рысканию и 4 — по крену) тягой по 42,2 кг.
Вспомогательные двигатели и двигатели системы ориентации
используют высококипящее топливо (монометилгидразин и четы-
рехокись азота).
1 Смесь (Г.1) несимметричного диметилгидразина с безводным гидразином.
52
Система возвращения и спасения
Система возвращения и спасения включает в себя парашюты
(2 тормозных диаметром 5 м, три вытяжных диаметром 3 м и три
основных диаметром 26,8 м, рис. 26), а также три надувных балло-
на, обеспечивающих установку отсека экипажа наплаву в расчет-
ное положение (днищем вниз), если после приводнения он оказался
в нерасчетном положении (днищем вверх). Баллоны наполняются
газом по команде космонавтов, после наполнения баллонов отсек
экипажа постепенно разворачивается относительно центра тяжести
(рис. 27 и 28) [112].
Рис. 26.' Спуск отсека экипажа па основных па-
рашютах
53
Рис. 27. Схема установки отсека экипажа в расчетное положение
1 — центр тяжести; 2 — входной люк; 3 — люк для перехода в лунную кабину; 4 — надув-
ной баллон (3)
Рис. 28. Испытания системы установки отсека экипажа в рас-
четное положение (слева — отсек экипажа в перевернутом по-
ложении; справа — отсек экипажа в расчетном положении)
54
Возвращенные на Землю отсеки экипажа после осмотра и изу-
чения демонстрируются на выставках, а также используются для
различных испытаний (табл. 5).
Таблица 5(439]
№ п/п Отсек экипажа Как используется
1 Корабля вАпол- лон VIP* Используется для испытаний на за- воде-изготовителе в г. Дауни
2 Корабля „Апол- лон VHP После демонстрации в некоторых западноевропейских странах был отправлен на Всемирную выставку в Осаке, затем установлен в Смитсо- нианском институте в Вашингтоне
3 Корабля „Апол- лон IXй* Выставлен в Центре MSC
4 Корабля „Апол- лон Х“ Используется для испытаний на за- воде-изготовителе в г. Дауни
5 Корабля „Апол- лон ХР Демонстрируется па передвижной выставке в столицах отдельных штатов США. Затем будет установ- лен в Смитсони'анском институте в Вашингтоне
* Отсек экипажа этого корабля возвращен с геоцентрической орбиты.
Модификация для полетов этапа J
Для полетов этапа J (корабли «Аполлон XV»,..., «Апол-
лон XVII», см. табл. 1), предусматривающих съемку и зондирова-
ние Луны с селеноцентрической орбиты, а также доставку на эту
орбиту автоматических спутников, основные блоки несколько моди-
фицируются, при этом их, вес увеличивается примерно на 900 кг.
Кроме дополнительных научных приборов и автоматического спут-
ника, устанавливаемых в отделении I двигательного отсека (длина
отделения 3,6 л/, максимальная ширина 1,5 м, рис. 29), эти основ-
ные блоки должны нести дополнительные кислородный бачок, се-
ребряно-цинковую батарею и емкость для питьевой воды (общий
вес 230 кг), которые решили устанавливать после аварии корабля
«Аполлон XIII». Лунная кабина для полетов этапа J также будет
модифицирована, в результате чего ее вес возрастет до 16,3 т. Об-
щий вес кораблей для полетов этапа J («корабли серии J») будет
близок к критическому, допускаемому энергетическими характери-
стиками ракеты-носителя «Сатурн V» [436, 437, 473, 477, 478, 562].
Модифицированные основные блоки кораблей серии J рассчи-
таны на 16-суточный полет (немодифицированные — на 10,7-суточ-
ный полет). Для этого они снабжаются дополнительными запасами
пищи, воды и патронами с гидроокисью лития для поглощения уг-
лекислого газа [565, 566].
55
7
Рис. 29. Отделение I двигательного отсека модифицированного основного блока
/ — панорамная камера; 2 — фотограмметрическая каме-
ра; 3 — фольга для исследования солнечного ветра;
‘/ — рентгеновский спектрометр; 5 — спектрометр альфа-
частиц и протонов; 6 — гамма-спектрометр; 7 — прибор
для измерения нейтронного ' альбедо; 8 — фотометр;
9 — устройство для записи видеосигналов; 10 — рентге-
новский спектрометр; // — лазерный высотомер
ЛУННАЯ КАБИНА КОРАБЛЕЙ «АПОЛЛОН» ДЛЯ ЭТАПОВ D—Н
Компоновка, общие сведения
Лунная кабина (рис. 30 и 31) состоит из посадочной ступени
(рис. 32) и взлетной ступени (рис. 33 и 34). 11а взлетной ступени
размещена кабина космонавтов (рис. 35 и 36), имеющая внутрен-
ний объем 6,7 м3 и свободный объем 4,5 я3. Ресурс бортовых систем
49,5 час. Лунная кабина рассчитана на пребывание на Луне в те-
чение 36 час fl75, 176, 307, 313, 643].
Габаритные и весовые характеристики лунной кабины были
указаны в табл. 3.
Рис. 30. Лунная кабина космического корабля
«Аполлон» (на сборке)
Первоначально предельно допустимый вес лунной кабины был
определен в 12,9, позже — в 14,7 т. Повышение предельно допусти-
мого веса стало возможным благодаря улучшению энергетических
характеристик ракеты-носителя «Сатурн V». Первоначальный про-
ект предусматривал, что эта ракета-носитель должна выводить на
траекторию полета к Луне полезную нагрузку весом 41 т. Позже
эту величину удалось довести до 48,5 т [636]. Но конструкторы не
смогли уложиться даже в увеличенный вес лунной кабины, и с се-
редины 1966 г. начались интенсивные работы по снижению веса.
57
Рис. 31. Схематическое изображение лунной кабины космического корабля
«Аполлон»
/ — поворотная антенна диапазона 6' (диаметр отражателя 0.66 .и); 2 — окно в потолке ка-
бины космонавтов, используемое для наблюдений _ во время встречи взлетной ступени лун-
ной кабины с основным блоком на селеноцентрической орбите; 3 — верхний люк: 4 — антен-
ны метрового диапазона: .5 — взлетная ступень: 6 — «прицельный» штырь, облегчающий на-
ведение основного блока при причаливании: 7 — задний отсек с оборудованием; 8 — блок
двигателей системы ориентации; 9 — антенна диапазона С: 10- источник света (4), исполь-
зуемый при встрече на орбите; // — посадочное шасси: /2 — антенна радиолокатора, обес-
печивающего посадку на Луну; /«/ — посадочная ступень: /-/ — насадок двигателя посадоч-
ной ступени; 15 — лестница для спуска космонавтов на поверхность Лупы; 16— площадка
у переднего люка; /7—передний люк; 18— антенна диапазона С; 19—проблесковый источник
света; 20— серповидная антенна (2) метрового диапазона (командный приемник); 21 — фик-
сированная антенна диапазона 5; 22 — антенна радиолокатора, обеспечивающего встречу
на орбите
58
Рис. 32. Схематическое изображение посадочной ступени лунной кабины
/ — заднее устройство для крепления к взлетной ступени; 2 — бак горючего; 3 — под-
моторная рама; 4 отсек I („Quadrant 1“), где размещаются антенна, которую кос-
монавты должны установить на поверхности Луны, батареи посадочной' ступени, а
также запасная батарея для автономной ранцевой системы жизнеобеспечения;
5 — двигатель посадочной ступени; 6— обшивка; 7— теплоизоляция; 8— теплозащит-
ный экран; 9 — переднее устройство для крепления к взлетной ступени; 10—бак
окислителя; 11 — бак горючего; 12 — отсек IV. где размещаются источники питания
для пиротехнических устройств и «гильотинок», перерезающих кабели при разделе-
нии ступеней; 13 — бак окислителя; /'/— баллон с переохлажденным гелием (под ним
баллон с непереохлажденным гелием); 15— насадок двигателя 5; 16 — распорка,
обеспечивающая развертывание посадочного шасси; 17 — поперечный элемент шасси;
18 — опора шасси; 19 — антенна радиолокатора, обеспечивающего посадку па Луну;
20— стойка шасси; 21 — «замок» шасси; 22 — корпус ступени; 23—шарнирный подвес
двигателя 5; 24 — место крепления к лунной кабине переходника между ракетой-но-
сителем «Сатурн V» и основным блоком корабля «Аполлон»; 25— кронштейн;
26 — бак окислителя; 27 — отсек II. где размещается бачок с водой, электронное
оборудование радиолокатора, обеспечивающего посадку на Лупу, а также научные
приборы, которые космонавты должны установить на поверхности Луны
59
Рис. 33. Схематическое изображение взлетной ступени лунной кабины
/ — блок датчиков системы обнаружения неисправностей, требующих аварийного возвраще-
ния к основному блоку (датчики регистрируют изменения скорости и углового положения);
2 —телескоп; 3 — инерциальный измерительный блок; 4 — блок оборудования системы ориен-
тации; 5 —клапан сброса давления в кабине космонавтов; 6 — электрические разъемы, вхо-
дящие в контакт с разъемами на основном блоке; 7—задний отсек с оборудованием; 8—ба-
чок с водой; 9 — электронное оборудование радиолокатора, обеспечивающего встречу на ор-
бите; 10—блок регулирования расхода топлива; 11—блок оборудования системы сигнали-
зации; /2 — блоки регулирования электропитания; 13 — блок оборудования системы ориен-
тации и системы перемещения по трем взаимно перпендикулярным направлениям; 14— блок
электронного оборудования системы обнаружения неисправностей; 15 — усилитель мощности
и диплексер в радиотехнической системе диапазона 6'; 16 — приемопередатчик диапазона
/7 — преобразователь сигналов; /5 — приемопередатчик и диплексер метрового диапазона;
19 — преобразователи постоянного тока в переменный; 20 — батареи; 2/—съемный блок элек-
тронного оборудования № 2; 22 — КИМ—модулятор и генератор меток времени; 23 — съем-
ный блок электронного оборудования № 1; 24 — бак горючего для двигателей системы ори-
ентации; 25 —баллон с кислородом; 26 — блок двигателей системы ориентации; 27 баллон
с гелием для вытеснительной системы подачи топлива в основной двигатель; 28 — бак го-
рючего для основного двигателя; 29 — баллон с гелием для вытеснительной системы пода-
чи топлива в двигатели системы ориентации; 30— арматура топливных баков двигателей
системы ориентации; 31 — редукторы и прочее оборудование вытеснительной системы подачи
топлива; 32 — оборудование в системе подачи окислителя; 33— бак окислителя для двига-
телей системы ориентации; 34 — блок двигателей системы ориентации; 35 — блок оборудова-
ния в системе управления источниками света; 36— вспомогательная коробка переключате-
лей; 37— клапан сброса давления в кабине космонавтов; 38 — блок двигателей системы
ориентации
60
Рис. 34. Вид взлетной ступени лунной кабины ej плане .
61
Z 3 I 5 Б 7 8 3 fff
Рис.; 35. Кабина космонавтов во взлетной ступени лунной кабины (вид со
стороны задней стенки)
/ — окно в потолке кабины космонавтов, используемое для наблюдений во время
встречи взлетной ступени с основным блоком на селеноцентрической орбите; 2—штор-
ка на окне Г, .3 — визирное устройство; 4 — панель 1 (центральная панель команди-
ра корабля); 5 —источник света; 6 — ограничитель отклонения телескопа 7; 7 — теле-
скоп; 8 — панель 2 (центральная панель пилота лунной кабины); 9 — кинокамера;
10 — кабель подачи питания к камере 9\ 11 — бленда на переднем окне; 12 — шторка
на переднем окне; 13 — панель 16 (переключатели различных бортовых систем);
/4 — панель 14 (переключатели системы распределения электроэнергии); /5 — раз-
рушающийся поручень (воспринимает ударные нагрузки при посадке), 16 — па-
нель 12 (переключатели радиотехнической системы); /7—подвесная система пилота
лунной кабины; 18 — панель 6 (переключатели источников света у рабочего места
пилота лунной кабины); 19 — место хранения некоторой экипировки пилота лунной
кабины, необходимой для выхода на поверхность Луны; 20 — клапан сброса давле-
ния в кабине космонавтов; 21 — передний люк; 22 — блоки системы продувки кабины
космонавтов кислородом; 23—микробиологический фильтр; 24 — панель 4 (главная
приборная панель системы наведения и навигации); 25 — рукоятка для открывания
переднего люка; 26 — место хранения некоторой' экипировки командира корабля, не-
обходимой для выхода на поверхность Луны; 27 — панель 5 (переключатели ис-
точников света у рабочего места командира корабля); 28 — подвесная система ко-
мандира корабля; 29 — панель b (панель переключателей пиротехнических устройств,
радиолокаторов и аварийной системы наведения): 30 — панель с приборами для по-
строения местной вертикали при полете по геоцентрической или селеноцентрической
орбите; 31 — разрушающийся поручень; 32—шторка на переднем окне: 33—панель 11
(панель переключателей различных бортовых систем у рабочего места командира
корабля); 34—панель 3 (панель переключателей источников питания, системы ориен-
тации и стабилизации); 35 — бленда на переднем окне
62
re f7 re f5
Рис. 36. Кабина космонавтов во взлетной ступени лунной кабины (вид со
стороны передней стенки)
1 — верхний люк; 2 — приемный конус, куда входит стыковочный штырь основного
блока; 3— электрические разьсмы; 4 — ящик для хранения полетного задания;
5 — радиационный дозиметр; 6' — блоки системы продувки кабины космонавтов кисло-
родом; 7 — ЦВМ системы наведения; 8 — блок согласования данных; 9— автономная
ранцевая система жизнеобеспечения PLSS, используемая при выходе на поверхность
Луны; 10 — блоки системы электропитания; // — электронный блок устройства для
хранения данных; 12 — кислородный шланг системы PLSS\ 13 — батарея (2) систе-
мы PLSS\ 14 — отделение для хранения отходов; 15 — футляры для хранения шле-
мов; 16 — кожух основного двигателя взлетной ступени (космонавты отдыхают, си-
дя на этом кожухе): /7 — шланг подачи воды; 18 — блок в системе рециркуляции
кислорода; 19 — блок в системе подачи воды; 20—шланги подачи кислорода; 21—со-
суд с гидроокисью лития и активированным углем для удаления углекислого газа
из кабины; 22— блок в системе подачи кислорода; 23^— место хранения сосуда 2/;
24 — сосуд с гидроокисью лития и активированным углем для системы PLSS‘,
25 — блок регулирования циркуляции кислорода и воды через скафандр; 26 — кла-
пан для прекращения иодачи в скафандры кислорода из бортовых запасов кабины
(кислород направляется по обводному трубопроводу) при переходе космонавтов на
автономную ранцевую систему жизнеобеспечения PLSS’, 27 — клапан, регулирующий
давление в кабине космонавтов; 28— блок реле в системе жизнеобеспечения; 29—кла-
пан сброса давления в кабине космонавтов; 30 — рукоятка для открывания верхнего
люка
63
В частности, было решено облегчить обшивку из алюминиевого
сплава за счет уменьшения толщины листов и использования ва-
фельных конструкций. Толщина обшивки уменьшена до 0,18—
0,51 мм на большинстве участков. Вместо болтовых соединений
днищ и обечаек баков посадочной ступени было решено использо-
вать сварные соединения. Это позволило обойтись без фланцев.
Расчетная экономия веса на каждом баке 4 кг. Были облегчены (в
общей сложности на 7,2 кг) и баки на взлетной ступени. Облегчен-
ные баки устанавливались на летных образцах лунной кабины, на-
чиная с образца LM-5, который был включен в состав космическо-
го корабля «Аполлон XI». Вопрос о снижении веса стоял особенно
остро в связи с необходимостью иметь на борту достаточный гаран-
тийный запас топлива. При номинальном запасе топлива для дви-
гателя посадочной ступени (см. табл. 3) использовать удается
8029 кг, а потребное количество достигает 7748 кг, то есть гаран-
тийный запас составляет всего 281 кг или 3,6%. При номинальном
запасе топлива для основного двигателя взлетной ступени исполь-
зовать удается 2314 кг, а потребное количество достигает 2268 кг,
то есть гарантийный запас составляет всего46 кг или 2% [175, 176].
Посадочное шасси
Посадочная ступень снабжена шасси (вес 55 кг). При старте
шасси сложено, телескопические стойки прижаты к корпусу поса-
дочной ступени. После перехода космонавтов в лунную кабину они
подают команду на перерезание чеки (рис. 37, позиция 2) и под
действием пружин шасси развертывается. При этом стойки шасси
поворачиваются на 45° и фиксируются в таком положении. Развер-
тывание происходит за 1,3 сек. Для обеспечения надежного раз-
вертывания имеются запасные пружины. К стойкам шасси на шар-
нире крепятся тарельчатые опоры диаметром 0,9 м, изготовленные
из алюминиевых сот. На опорах смонтированы щупы, регистрирую-
щие контакт с поверхностью Луны и подающие команды на вы-
ключение двигателя посадочной'ступени. Длина щупа в разверну-
том положении 1,7 м. При касании опорой поверхности щуп отла-
мывается. Предусматривается, что при посадке двигатель будет ра-
ботать на 20% полной тяги, а посадочная скорость составит
~ 1 м!сек (максимальная посадочная скорость, на которую рассчи-
тано шасси, 3 м!сек). Насадок двигателя посадочной ступени (см.
рис. 31, позиция 14) расположен только на 0,46 ти выше опор шасси,
в связи с этим насадок на случай контакта-с грунтом сделан из лег-
ко разрушающегося материала. Для амортизации ударных нагру-
зок используется сминаемый сотовый заполнитель из алюминиево-
го сплава в телескопических стойках посадочного шасси (рис. 38).
Стойка может укоротиться на 0,8 м. В результате, если стойки по-
пали на разные уровни, то те из них, которые попали на более вы-
сокий уровень, укоротятся в большей степени, и лунная кабина
займет горизонтальное положение [274, 306]. До посадки шарнир-
но установленная опора удерживается в нейтральном положении
с помощью лент. При посадке ленты разрываются, и опора в зави-
симости от наклона места устанавливается под определенным уг-
лом к стойке,
§4
Рис. 37. Посадочное шасси (слева в сложенном, справа в развернутом по-
ложении)
1 —- щуп, регистрирующий контакт с поверхностью (в сложенном положении); 2—че-
ка; 3 — пружина, обеспечивающая развертывание шасси; 4 — «замок» шасси: 5—крон-
штейн; 6 — распорка, фиксирующая шасси в развернутом положении; 7 — поперечный
элемент шасси; 8 —- устройство, фиксирующее шасси в сложенном положении; 9—рас-
порка, обеспечивающая развертывание шасси; 10 — стойка шасси; 11— опора «шасси;
12 — щуп, регистрирующий контакт с поверхностью (в развернутом положении)
65
Рис. 38. Стойка посадочного шасси
а — до посадки; б — после посадки
7 — внешний цилиндр; 2 — внутренний цилиндр; 3—стен*
ка; 4 —- шпилька
66
Система жизнеобеспечения, экипировка космонавтов
Кабина космонавтов, размещенная на взлетной ступени лунной
кабины, имеет длину 1,07 м, диаметр 2,35 м. Космонавты дышат
чистым кислородом. Давление искусственной атмосферы 0,34 кг/см2.
Запас кислорода для системы жизнеобеспечения составляет 23 кг
и размещается на взлетной, ступени; запас воды, которая использу-
ется для питья, а также в системе терморегулирования, размеща-
ется на посадочной ступени (168 кг) и на взлетной ступени (42 кг).
Питьевая вода подается из одного крана без подогрева [173].
Рис. 39. Подвесная система для космонавтов
/ — консоль управления двигателями; 2 — стопорное кольцо; 3 — бара-
бан (такие барабаны расположены справа от панели 5 и слева от па-
нели 6, см. рис. 35); 4 — штифт; 5 — система блоков
С целью экономии веса и места конструкторы отказались от кре-
сел, и космонавты используют подвесную систему (рис. 39). Спят
космонавты в гамаках (рис. 40)1. Начиная с полета корабля «Апол-
лон XIII» космонавты для сна в лунной кабине снабжаются одея-
лами (слой стеклоткани «Бета» между двумя слоями майлара)
[370—375, 383].
В период пребывания космонавтов в лунной кабине и во время
выходов на поверхность Луны биотелеметрические данные от двух
космонавтов передаются по очереди (переключение производится
по командам с Земли) [248].
Бортовая аптечка в лунной кабине описана на стр. 30.
1 На корабле «Аполлон XI» гамак был предусмотрен только для одного
космонавта. Второй спал на кожухе двигателя. Это оказалось очень неудобным.
67
Рис. 40. Схема подвески гамаков в лунной кабине
1 — одеяло; 2 — гамак; 3 — место хранения одеял и гамаков; 4 — клей-
кий материал . «Велкро» для крепления необходимых космонавтам
предметов
68
Система наведения и навигации
Система наведения и навигации лунной кабины включает в
себя инерциальный измерительный блок, ЦВМ, перископический
телескоп, радиолокатор для обеспечения посадки на Луну, радио-
локатор для обеспечения встречи на орбите1, и приемоответчик из-
мерителя дальности.
На рис. 41 и 42 показаны главные панели пульта управления
в кабине космонавтов на взлетной ступени. Данные, поступающие
на эти панели от системы навигации и наведения сменяются каж-
дые 200 мсек [52].
Инерциальный измерительный блок и ЦВМ в системе наведе-
ния лунной кабины такие же, как в системе наведения основного
блока (см. рис. 13, 14). Перископический телескоп (рис. 43)
в лунной кабине жестко связан с инерциальным измерительным
блоком и используется для выставки гироплатформы. С помощью
системы призм обеспечивается угол зрения 60° в вертикальной и
45° в горизонтальной плоскости. Телескоп может поворачиваться
по азимуту на 180°. Прибор снабжен устройством для компенсации
оптической аберрации [355].
Радиолокатор для обеспечения посадки на Луну, разработан
фирмой Ryan с учетом опыта создания радиолокационного альти-
метра и доплеровского радиолокатора для автоматического косми-
ческого аппарата «Сервейор». Техническое задание на разработку
радиолокатора, в частности, предусматривало: рабочий темпера-
турный диапазон антенны от 10'до 66°С, электронной аппаратуры
от —29 до Ч-43°С, максимальные допустимые вибрации 0,044 §2/гц,
номинальное напряжение источников питания 25—31,5 в, сила то-
ка 3,5—6,5 а (в аварийных ситуациях аппаратура в течение 5 сек
должна работать при напряжении 20—25 в и 31,5—32 в). Радиоло-
катор обеспечивает измерение скорости и наклонной дальности
(высоты).
Антенна радиолокатора, смонтированная в шарнирном подвесе
в нижней части посадочной ступени лунной кабины, состоит из шес-
ти плоских фазированных решеток: двух передающих и четырех
приемных. Антенные решетки изготовлены из магния путем пайки
в соляной ванне, покрыты слоем алюминия, нанесенного методом
напыления в вакууме, и вмонтированы в несущую сотовую конст-
рукцию из стеклопластика. Кроме того, имеется теплозащитное по-
крытие, состоящее из слоев кантона, майлара и алюминиевой
фольги.
Антенна работает в режиме непрерывного излучения, посылая
и принимая четыре луча. Три луча используются для определения
трех составляющих скорости (по доплеровскому сдвигу частоты),
четвертый луч (с частотной модуляцией)—для определения высоты.
1 Первоначально в системе наведения предполагали использовать оптичес-
кое устройство, но затем решили применять радиолокатор, как более эффектив-
ное средство, хотя вес радиолокатора больше. От оптического устройства при-
шлось отказаться потому, что оно не обеспечивало измерений радиальной ско-
рости [174].
69
Рис. 41. Главные панели пульта управления лунной кабины
/ — телескоп; 2 — индикаторы; 3 — экраны радиолокаторов; -/ — инди-
катор ориентации; 5 — окно: 6 — центральная панель пилота лунной
кабины: 7 — индикатор контакта с поверхностью Луны; 8 — подлокот-
ники; 9 — пульт для ввода данных в ЦВМ и получения от нее инфор-
мации; 10 — центральная панель командира корабля: .// — индикатор
времени
Рис. 42. Главные панели пульта управления лунной кабины
центральная панель командира корабля; 2 — центральная панель пилота лунной кабины: 3— панель переключателей источников пита-
/ ния, системы ориентации й кондиционирования; 4 — пульт ввода данных в ЦВМ и получения от нее информации
71
32
Рис. 43. Периско-
пический телескоп
/ — призма; 2 — блок
для крепления приз-
мы /; 3 — прозрачный
колпак: 4 — секция
размещения объекти-
ва; 5 — шарниры;
6* — линзы объектива;
7—асферическая лин-
за обзора; 8 — узел
крепления инерциаль-
ного измерительного
блока; 9— узел креп-
ления и опорная плос-
кость телескопа;
10 — перегородки (7);
11 — внешняя труба;
12 — внутренняя тру-
ба; 13 — уплотнение;
14 — промежуточные
линзы; 15—апертура;
16 — секция размеще-
ния промежуточных
линз; /7 — перегород-
ки (4); 18—фиксатор;
19—зубчатая переда-
ча; 20 — отверстие;
21 — зеркало; 22—ви-
зирная сетка;
23—шарниры; 24—сек-
ция размещения чер-
вячной передачи;,
25—регулятор; 26—ре-
гулятор визирной сет-
ки; 27—червячная пе-
редача; 28 — лампы
(10); 29—зубчатая пе-
редача регулятора 26;
30 — счетчилс угла по-
ворота; 31 — наглаз-
ник; 32 — линзы оку-
ляра
73
Общая расчетная надежность радиолокатора 0,999541, он ос-
нащен устройством самопроверки. Для приведения радиолокатора
в рабочее состояние достаточно подключить его к источнику пита-
ния. Максимальная длительность работы 20 мин [25, 52, 558].
Характеристики радиолокатора указаны в табл. 6.
Таблица 6 [558]
Характеристики радиолокатора, обеспечивающего посадку лунной кабины
корабля «Аполлон» на Луну
Характеристики Блок измере- ния скорости Блок измере- ния наклонной дальности (высоты)
Радиолокатор в целом Вес, кг 19,6
Габариты антенны, см 50.8X62,24X16,3
Габариты электронного блока, см 40,0X17,1X18,7
Потребляемая мощность, вт Электронное обору- дование 132
Нагреватель с пере- менным циклом 63
Электропривод антен- ны 15
Передающие устройства Средняя частота, Мгц 10510+5 9850 ±5
Выходная мощность, мет Общая 200-400 175-350
На один луч 50-100 87,5—175
Девиация мо- дуляции (ЧМ), Мгц На большой высоте + 4
На малой высоте +20,
Скорость мо- дуляции, Мгц 1 сек На большой высоте 1141
На малой высоте 5705
Длительность модулирую- щего сигнала, мсек На большой высоте 7
На малой высоте 0,7
Приемные устройства Коэффициент шума, дб 13,8 13,8
Динамический диапазон, дб!мвт от —123 до —34 от —123 до —37
Антенна Максимальный коэффициент усиле- ния, дб 27,6 26,7
Ширина диаграммы направленности, град 3,67x7,34 3,9X7,5
Погрешность ширины луча, угловые ми- нуты В плоскости траекто- рии + 5,7 + 6,9
В поперечной пло- скости + 9,1 ±8,9
74
Продолжение табл. 6
Характеристики
Блок измере-
ния скорости
Блок измере-
ния наклонной
дальности
(высоты)
Следящие
Отношение сигнал/шум, дб
3,1
| Режим обнаружения Время поиска, сек 6 6
Вероятность захвата в те- чение 12 сек; При высоте полета 7,6 км 0,75 (без третьего луча)
При высоте полета 2,5 км 0,99 (все лучи)
Ширина по- лосы, гц Широкая полоса 2800 3200 '
Узкая полоса 400 400
Режим соп- ровождения Изменение частоты выходного сигнала, кгц 26-64 0,100-0,133
Инерционность, мсек 80 + 40% 70 + 40%
Устройства выдачи информации В систем}7 отоб- ражения Время осреднения, дек 0,42 0,2
Точность определе- ния нак- лонной дальности При высоте полета 7600-600 м ±1,4% даль- ности ±4,6 м
При высоте полета 3000-600 м ±1,4% даль- ности ±1,5 м
В ЦВМ системы наведения Частота ввода данных 5 'раз в тече- ние 80 мсек 1 раз в тече- ние 80 мсек
Разреше- ние по ско- рости, см/сек Vx 20
Уу 37
Vz 26
Радиолокатор для обеспечения встречи на орбите разработан
фирмой RCA. Он работает в диапазоне 15 м—740 км. Согласно тех-
ническому заданию, при определении дальности погрешность не
должна превышать 0,25%, при определении радиальной скорости—
0,0003% (относительная скорость измеряется в диапазоне от —200
до 4-200 м!сек). Данные от радиолокатора поступают в виде 18-
разрядных двоичных кодов [25, 52]. Требования максимальной эко-
75
помни веса1 заставили разработчиков почти полностью отказаться
от дублирующих блоков, а также использовать передающие уст-
ройства на твердых схемах (вес 0,9 кг), а не па ЛБВ (вес 2,7—3,6 кг).
С той же целью электронные блоки -радиолокатора смонтированы
вокруг отражателя антенны, что позволило обойтись без балласта,
играющего роль противовеса, и без обычного устройства питания
антенны, которое пришлось бы делать виброустойчивым, и потому
оно имело бы сравнительно большой вес. Для стабилизации антен-
ны служат четыре гироскопа. Это—единственный случай дублиро-
вания, поскольку для стабилизации достаточно двух гироскопов.
Специальное устройство производит проверку гироскопов и выби-
рает исправные. Для поворота антенны относительно двух осей ис-
пользуются два электромотора. Ог зубчатых передач отказались,
поскольку они в условиях вакуума подвержены холодной сварке.
Ротор электромотора имеет 32 постоянных магнита, а статор—ин-
дукционные катушки. С помощью катушек создается магнитное по-
ле, которое притягивает или отталкивает магниты, заставляя ротор
поворачиваться па требуемый угол. Отмечается, что при этом обес-
печивается очень плавный и точный поворот. Ротор установлен на
специальном подшипнике, использующем сухую смазку. Под-
шипники такого типа успешно прошли испытания в условиях кос-
мического полета [25].
Рис. 44. Бесплатформенный инерциальный измерительный блок
аварийной системы наведения в лунной кабине
/ — источник питания: 2 — гироскоп: '/—маятниковые акселерометры
(6); -/--акселерометр: 5— счетчик состояния: в—устройство быстрого
разогрева: 7 — электронные блоки; 8— разъемы для проверочных
устройств
1 Эти требования соблюдались и при разработке радиолокатора для обес-
печения посадки на Луну.
7G
Помимо основной системы наведения в лунной кабине преду-
смотрена аварийная система с бесплатформенным инерциальным
измерительным блоком (рис. 44). Отмечается, что бесплатформен-
ная система имеет следующие преимущества по сравнению с систе-
мой, использующей гиростабилизированную платформу:
1. Меньшие вес, объем и потребляемая мощность.
2. Большая надежность.
3. Меньшая сложность компоновки и обслуживания.
4. Меньшая стоимость.
К числу недостатков бесплатформенной системы относят:
1. Меньшую точность.
2. Потребность в вычислительном устройстве с большим
быстродействием [29].
Энергетическая установка
Энергетическая установка лунной кабины включает в себя че-
тыре серебряно-цинковые батареи емкостью по 400 а-час на поса-
дочной ступени и две батареи емкостью по 296 а-час на взлетной
ступени [517, 521, 544]..
Радиотехническое оборудование
Радиотехническое оборудование лунной кабины включает в
себя унифицированную систему USBS сантиметрового диапазона
S, используемую для голосовой связи, передачи телеметрии (281
параметр), приема команд и траекторных измерений, систему сан-
тиметрового диапазона С, а также систему метрового диапазона,
используемую для связи с отделившимся основным блоком и для
связи на Луне [273]. Используемые частоты, указаны на стр. 173.
На взлетной ступени -лунной кабины установлены одна пово-
ротная антенна сантиметрового диапазона S, две фиксированные
антенны этого диапазона, четыре антенны диапазона С, две антен-
ны метрового диапазона и две серповидные антенны метрового диа-
пазона (командный приемник) [173]. Кроме того, космонавты (на-
чиная с полета корабля «Аполлон XII») устанавливают на поверх-
ности Луны развертывающуюся антенну системы USBS с отража-
телем диаметром 3 м, предназначенную для обеспечения передачи
с Луны на Землю телевизионных изображений и для связи с Зем-
лей. Эта антенна обеспечивает двадцатикратное усиление сигнала
по сравнению с антенной сантиметрового диапазона S на лунной
кабине и сокращает на 70 вт общее потребление мощности (720 вт)
источников энергии лунной кабины [407]. Вес антенны 6,1 кг, в
сложенном виде она имеет длину ~1 ju и диаметр 0,25 м. Для ус-
тановки антенны (рис. 45). согласно расчетам, требуется 10 мин
[236,407].
При создании радиотехнического оборудования определенную
трудность представило устранение взаимных помех. Эту проблему
удалось решить путем использования специальных экранов для
реле [174].
77
Рис. 45. Этапы развертывания ан-
тенны во время наземных'тренировок
78
Двигательные установки
Лунная кабина оснащена двумя основными двигателями (один
на посадочной и один на взлетной ступени) и двигателями системы
ориентации (на взлетной ступени). Все двигатели работают на са-
мовоспламеняющемся топливе; «аэрозин-50» + четырехокись азота.
Двигатель посадочной ступени (рис. 46), изготовленный фир-
мой TRW Systems, предназначен для перевода лунной кабины с
круговой селеноцентрической орбиты на эллиптическую и для
обеспечения посадки кабины на поверхность Луны. Максимальное
приращение скорости, обеспечиваемое двигателем, 2300 м[сек. Вес
двигателя 174 кг, длина 2,3 ж, диаметр выходного сечения сопла
1,5 м, степень расширения сопла 47. Камера сгорания выполнена
из титанового сплава с внутренним абляционным покрытием из фе-
нольной смолы, армированной двуокисью кремния, и внешним теп-
лозащитным экраном из стальной фольги и стекловолокна. Неох-
лаждаемый легко разрушающийся насадок на сопло изготовлен из
ниобиевого сплава. Двигатель установлен в шарнирном подвесе из
алюминиевого сплава, подшипники изготовлены из материала
«фабровд». Шарнирный подвес обеспечивает отклонение двигате-
ля на ±6°.
Тяга двигателя регулируется в пределах от 476 до 4467 кг.
Удельная тяга 313 кгсек!кг. Отношение окислителя к горючему
1,6:1, . максимальный расход окислителя 9 кг!сек, горючего
5,7 кг/сек. Максимальное давление в камере сгорания 7,3 кг/сж2.
Двигатель рассчитан на многократное (до 20 раз) включение. Ре-
сурс двигателя 1000 сек [368]. Предусмотрено по два бака для го-
рючего и для окислителя. В системе подачи компонентов топлива
в камеру сгорания используется клапан регулирования расхода на
основе трубки Вентури. Клапан позволяет дросселировать тягу, а
также обеспечивать заданный расход, независимо от колебаний
давления в камере сгорания или в вытеснительной системе подачи
[13, 173, 368]. В этой системе используется сжатый гелий. Он хра-
нится в двух баллонах (всего 20 кг). В одном гелий переохлажден
(—270°С при, заправке) и имеет в восемь раз более высокую плот-
ность, чем во втором баллоне. Из баллона переохлажденный гелий
поступает в один теплообменник, где отбирает тепло от горючего
и нагревается до —130°С, затем во второй теплообменник, где на-
гревается до —37°С, и в редуктор, где давление понижается до
17,2 кг!см2. Неохлажденный гелий хранится в баллоне под давле-
нием 56,63 кг/см2, а в топливные баки поступает через редуктор, где
давление понижается до 17,2 кг/см2. Давление наддува в баках,-
так же как температура и расход компонентов топлива, постоянно
замеряются, и соответствующие данные выводятся на индикаторы
пульта управления космонавтов. Для предотвращения жесткого за-
пуска окислитель подается в камеру сгорания двигателя с некото-
рым (40—50 мсек) упреждением.
79
Рис. 46. Двигатель посадочной ступени
а — двигатель; б —- арматура двигателя
/ — входной трубопровод окислителя; 2 — теплозащитные экраны; 3 — шарнирный подвес: / — камера сгорания;
5 — входной трубопровод горючего; 6 — кольцо с форсунками, обеспечивающими пленочное охлаждение стенки;
7 — отсечные клапаны горючего; 8 — механическая связь; 9 — отсечные клапаны окислителя; 10, // — элементы
подмоторной рамы; 12 — устройство для управления клапанами 13 и 14\ 13—клапан регулирования расхода окис-
лителя (для дросселирования тяги); /4'— клапан регулирования расхода горючего; /5— электромеханический
клапан; 16 насадок на сопло
По состоянию на 1 июля 1969 г. (т. е. до полета корабля
«Аполлон XI») двигатели посадочной ступени прошли 3781 стендо-
вое огневое испытание (в том числе 1862 испытания распылитель-
ной головки) и 8 летных испытаний в условиях орбитального поле-
та. Общая продолжительность работы двигателей составила йри
стендовых огневых испытаниях 207 213 сек, при летных испытани-
ях— 544 сек. Двигатель (серийный номер 1043), использовавшийся
на посадочной ступени лунной кабины корабля «Аполлон XI», про-
ходил предполетные огневые испытания на испытательной станции
фирмы TRW Systems в Сан-Хуан-Капистрано (шт. Калифорния).
При этих испытаниях он проработал 147 сек [368].
Основной двигатель взлетной ступени (рис. 47—49), изготов-
ленный фирмой Bell Aerosystems (распылительная головка фирмы
Rocketdyne [64]), предназначен для обеспечения старта взлетной
ступени лунной кабины с Луны. Максимальное приращение скоро-
сти, обеспечиваемое двигателем, 2300 м!сек. Вес двигателя 80 кг,
степень расширения сопла 45,6. Двигатель установлен жестко. Тяга
его (1590 кг) не регулируется. Удельная тяга 310 кгсек)кг. Макси-
мальная продолжительность работы 465 сек [173]. Полезный запас
окислителя для двигателя 1400 кг, запас горючего ~800 кг. Кроме
того, из запасов основного двигателя ~80 кг резервируется на
случай необходимости использования в двигателях системы ориен-
тации, поскольку запас топлива в баках этих двигателей составля-
ет всего 266 кг. Вытеснительная система подачи компонентов топ-
лива из баков основного двигателя предусматривает возможность
их перепуска к двигателям системы ориентации1. Основной двига-
тель должен достигать 90% полной тяги за 0,31 сек. Расход горю-
чего ~2 .кг!сек, окислителя ~3,2 кг!сек. Для предотвращения
жесткого запуска окислитель подается в камеру с таким же
(40—50 мсек) упреждением, как в двигателе посадочной ступени.
При выключении основного двигателя взлетной ступени тяга долж-
на за 0,2 сек упасть до 10% полной.
Основной двигатель взлетной ступени использует один бак го-
рючего и один бак окислителя. Бак горючего легче бака окислите-
ля, поэтому для обеспечения центровки взлетной ступени эти баки
размещены на разном расстоянии от оси симметрии ступени. Оба
бака основного двигателя имеют сферическую форму и изготовле-
ны из титанового сплава. В вытеснительной системе подачи топли-
ва используются два баллона со сжатым гелием (10 кг\ 21 °C;
21-1 кг!см?) [173, 174].
Двигатели системы ориентации (рис. 50), изготовленные фир-
мой Marquardt, помимо ориентации лунной кабины по трем осям,
обеспечивают перемещение кабины по трем взаимно перпендику-;
лярным направлениям, коррекции селеноцентрической орбиты для
1 Предусмотрена также возможность перепуска к двигателям системы
ориентации компонентов топлива из баков двигателя посадочной ступени.
81
1
Рис. 47. Двигательная установка основного двигателя взлетной ступени лунной
, кабины корабля «Аполлон»
1 — клапан с разрывной диафрагмой; 2 — фильтр; 3 — электромеханический клапан; 4 — ре-
дуктор; 5 — бак окислителя; 6 — уровнемер; 7 — датчик температуры; S— основной двига^
тель взлетной ступени; 9 — калибровочное отверстие; 10 — бак горючего; 11 — разгрузочный
клапан
82 >
Рис. 48. Компоновка двигательной установки на взлетной ступени лунной кабины
1 — калибровочное отверстие; 2 — трубопровод перепуска компонентов топлива из баков основного двигателя в
двигатели системы ориентации; 3— отсечной клапан; 4—бак окислителя для основного двигателя взлетной, ступе-
ни; 5 — кожух основного двигателя; 6 — блок клапанов основного двигателя взлетной ступени; 7 — бак горючего
для основного двигателя; 8 — баллон С* гелием вытеснительной системы подачи топлива в основной двигатель;
9 — задний отсек с оборудованием; 10 — блок вытеснительной системы подачи топлива; 11 — вспомогательное вы-
ходное отверстие, сообщающееся с вакуумом; 12 — выходное отверстие запорного клапана; 13— выходное отвер-
стие предохранительного клапана; 14 — продувочное отверстие бака окислителя; 15 — заправочное отверстие
баллона с гелием; 16 — выходное отверстие трубопровода высокого давления; 17 — выходное отверстие трубопро-
вода гелия; 18 — основное выходное отверстие, сообщающееся с вакуумом; 19—бак окислителя (см. 4); 20—про-
дувочное отверстие трубопроводов окислителя: 21,— баллон с гелием (см. 8); 22 — регистратор падения уровня
окислителя; 23 — отверстие для заправки и слива окислителя; 24 — баллон с гелием;. 25 — основной двигатель
взлетной ступени; 26— входное продувочное отверстие "трубопроводов горючего; 27 — выходные продувочные от-
верстия трубопроводов горючего; 28 — блок вытеснительной системы подачи топлива; .29 — трубопровод отвода
горючего; 30— отверстие для заправки и слива- горючего; 31— регистратор падения уровня горючего; 32 — бак го-
рючего (см. 7)
Рис. 49. Основной двигатель взлетной ступени
у — акселерометр; 2 — трубопровод горючего; 3—блок клапанов; 4 про-
дувочное отверстие трубопровода окислителя; 5 вход горючей^
6 „ продувочное отверстие трубопровода горючего; ,7 —вход окислите-
ля- S —продувочные отверстия трубопровода окислителя; 9 — темпера-
турные датчики; 10 — критическое сечение двигателя; // — камера сго-
рания- 12 — трубопровод окислителя; 13 — распылительная головка;
14 — датчики давления.
83
+х
Рис. 50. Двигатели системы ориентации лунной кабины космического корабля «Апол-
лон» (цифрами обозначены порядковые номера двигателей)
85
обеспечения встречи с основным блоком, а также ускорение, необ-
ходимое для обеспечения забора топлива из баков в основные дви-
гатели. Двигатели системы ориентации объединены в две автоном-
ные группы (А и В) по 8 двигателей. Предусмотрена возможность
разд5льной и совместной работы двигателей обеих групп. В случае
отказа системы подачи одной группы, к двигателям этой группы
может подаваться топливо из баков второй группы. В баках компо-
ненты топлива находятся в эластичных емкостях. Для вытеснения
компонентов из емкостей в пространство между жесткой стенкой
бака и емкостью подается сжатый гелий. Запас окислителя для
каждой группы двигателей составляет 88 кг, запас горючего 45 кг
[2], запас сжатого гелия (21°С; 211 кг/см2)—0,46 кг. Двигатели
системы ориентации могут работать в непрерывном и в импульсном
режимах. Допустимая продолжительность непрерывной работы
свыше 1 сек (двигатели неохлаждаемые), минимальная длитель-
ность импульса 13 мсек.
При создании двигательных установок лунной кабины особую
трудность представило решение следующих трех проблем.
1. Обеспечение устойчивого горения в двигателе посадочной
ступени при дросселировании и предотвращение интенсивной эро-
зии абляционной камеры сгорания. Было решено не использовать
двигатель при том уровне тяги (65—95% от полной), на котором
возникает неустойчивое горение. Измененные технические условия
предусматривают использование двигателя при уровнях тяги
10—65% и 95—100% от, полной тяги. Эрозию удалось предотвра-
тить путем организации пленочного охлаждения стенки горючим.
Это снизило удельную тягу двигателя примерно на 0,5%, но умень-
шило эрозию на 30%.
2. Обеспечение устойчивого горения в основном двигателе
взлетной ступени и предотвращение интенсивной эрозии абляцион-
ной 'камеры сгорания. Было принято решение создать для двигате-
ля новую распылительную головку. Это было выполнено фирмой
Rocketdyne.
3. Предотвращение пиков давления в двигателях системы ори-
ентации. Пики давления появлялись вследствие мгновенного испа-
рения в условиях вакуума компонентов топлива, вводимых в камеру
сгорания. Было решено модифицировать распылительную головку,
с тем чтобы в камеру первоначально вводилось небольшое коли-
чество топлива, мгновенное испарение которого не создает опасных
пиков давления. Когда после этого в камеру поступает основная
масса компонентов топлива, пиков давления уже не возникает.
Включение и выключение основных двигателей обеих ступеней,
а также двигателей системы ориентации может производиться ав-
томатически по командам бортовой ЦВМ, связанной с радиолока-
торами, а также вручную космонавтами. Перед каждым космонав-
том находится консоль управления двигателями (рис. 51). На этой
консоли имеются, в частности, Т-образная ручка и ручка пистолет-
ного типа. Т-образная ручка служит для включения двигателей сис-
темы ориентации с целью обеспечения перемещения по трем взаим-
но перпендикулярным направлениям. Эта же ручка используется
86
Рис. 51. Консоль управления двигателями
1 — Т-образная ручка для управления перемещением лунной кабины по трем
взаимно перпендикулярным направлениям, а также для дросселирования тяги
двигателя посадочной ступени; 2 — перекидной тумблер для переключения
Т-образной ручки с режима управления перемещением на режим дроссели-
рований тяги двигателя посадочной ступени (в положении «дросселирова-
ние»); 3 — кнопка включения системы голосовой связи; 4 — ручка пистолет-
ного типа для ориентации лунной кабины по трем осям; 5 — перекидной
тумблер в положении «управление перемещением»
87
для дросселирования тяги двигателя посадочной ступени. Для пе-
реключения с режима управления перемещением на режим дроссе-
лирования тяги служит перекидной тумблер. Космонавт может от-
клонять Т-образную ручку вверх—вниз, вправо—влево, вперед:—
назад, обеспечивая, соответственно, перемещение кабины по осям
+ Х и —X, +Y, и —Y, +Z и —Z. Руч1>а пистолетного типа служит
для включения двигателей системы ориентации с целью обеспече-
ния нужного положения лунной кабины по тангажу, рысканию и
крену. Соответственно, ручка отклоняется вперед—назад, влево—
вправо или же поворачивается относительно своей оси [174] /Когда
ручка находится в нейтральном положении или отклонена от этого
положения менее, чем на 0,25°, двигатели системы ориентации ра-
ботают в автоматическом режиме по командам основной системы
наведения. При этом могут задаваться две программы: одна пре-
дусматривает выдерживание заданного положения относительно
центра масс с точностью ±0,3°, вторая ±5°. Когда космонавт от-
клоняет ручку на 2,5° от нейтрального положения, то двигатели на-
чинают работать в режиме ручного управления. Если космонавт,
отклонив ручку, сразу же возвращает ее в нейтральное положение,
то соответствующие двигатели срабатывают однократно, если же
космонавт держит ручку отклоненной в течение определенного вре-
мени, то все!это время соответствующие двигатели работают в. им-
пульсном режиме (1,5 имп/сек). Когда космонавт отклоняет ручку
до предела (на 11° от нейтрального положения), то двигатели на-
чинают работать в автоматическом режиме по командам аварийной
системы наведения. При работе в режиме ручного управления ско-
рость разворота лунной кабины относительно заданной оси может
достигать 20 град/сек [179].
Модификация для полетов этапа J
Для полетов этапа J (корабли «Аполлон XV»,..., «Апол-
лон XVII»), предусматривающих более длительное пребывание на
поверхности Луны (67 час) и использование луноходов, лунные ка-
бины несколько модифицируются, при этом их вес возрастает до
16,3 т (включая вес лунохода ~200 кг) [436, 437]. Модификация
предусматривает:
1. Увеличение емкости топливных баков посадочной ступени на
6,3%• Баки будут иметь длину 1,3 м и диаметр 1,9 м. Дополнитель-
ный запас топлива (513 кг) позволит увеличить вес полезной на-
грузки лунной кабины на 270 кг, доведя его до 450 кг (включая
вес лунохода ~ 200 кг), и совершать более длительные горизон-
тальные маневры для осуществления посадки на участках, пред-
ставляющих больший научный интерес.
2. Использование для камеры сгорания двигателя посадочной
ступени йнутрениего абляционного покрытия «Астрокварц» (на ос-
нове кварца) вместо покрытия из фенольной смолы, армированной
двуокисью кремния. Это позволит уменьшить скорость эрозии на
30—50% и, соответственно, увеличить продолжительность работы
двигателя. Материал «Астрокварц» разработан во Франции,
88
3. Использование для закритической части сопла этого двига-
теля теплозащитного экрана из более легкого материала. Достига-
емая при этом экономия веса составит 9 кг.
4. Удлинение закритической части сопла этого двигателя на
25 см (рис. 52), с тем, чтобы повысить степень расширения сопла
с 47 до 54. Это увеличит удельную тягу на ~ 1,5 кгсек/кг.
Рис. 52. Опытный образец двигателя с удлиненной за-
критической частью сопла на внбростенде (удлиненная
часть выкрашена светлой краской)
5. Установку дополнительных бачков с водой и кислородом,
а также дополнительной - (пятой) химической батареи [304, 436,
437, 471, 548, 549, 599].
От модификации лунной кабины, с тем чтобы она в случае ава-.
рии основного блока могла служить «спасательной шлюпкой», от-
казались, хотя такая возможность обсуждалась. При полете кораб-
ля «Аполлон XIII» лунная кабина в определенной мере выполняла
роль «спасательной шлюпки» [562].
Лунные кабины для полетов этапа J рассчитаны на трехсуточ-
ное пребывание на Луне (лунные кабины для полетов этапов G и
Н —на 36 час) [643].
89
ПОЛЕЗНАЯ НАГРУЗКА
Съемочное оборудование
На пилотируемых космических кораблях «Аполлон VII»,...»
«Аполлон XIV», совершивших полеты до 1 июня 1971 г., устанавли-
валось съемочное (фото-, кино- и телевизионное) оборудование
указанное в табл, 7.
Ниже приводятся основные характеристики съемочного обо-
рудования в том порядке, как оно перечислено в табл. 7.
Камера Hasselblad с телеобъективом в основном предназна-
чена для съемки Земли и Луны из отсека экипажа (на кораблях
«Аполлон IX» и «Аполлон X» — также для съемки из лунной каби-
ны). Камера снабжается основным объективом Planar фирмы
Zeiss с фокусным расстоянием 80 мм и светосилой 2,8. Кроме того,
к ней прилагается объектив с фокусным расстоянием 250 мм. Угол
обзора по вертикали и по горизонтали 38°, выдержка от 1/500 до
1 сек, наводка на дальность от 0,9 м до бесконечности. Запас
70-миллиметровой пленки для двух камер этого типа на корабле
«Аполлон VIII» был рассчитан на 1232 кадра [126, 184, 351].
Камера Hasselblad с широкоугольным объективом в основном
предназначена для панорамной съемки Луны во время выходов на
ее поверхность, съемки операций космонавтов на Луне, расстав-
ленных ими приборов, а также документированных образцов и
мест, откуда они были взяты. Вес камеры ~ 1 кг. Она снабжается.
объективом Biogon фирмы Zeiss с фокусным расстоянием 38 мм
(на корабле «Аполлон XI») или 60 мм (на корабле «Аполлон XII»),
Предусмотрено стекло с визирными насечками и поляризационным
фильтром (для изучения поляризации света). Угол обзора по вер-
тикали и по горизонтали 7Г, выдержка от 1/500 до 1 сёк, наводка
на дальность от 0,3 м до бесконечности. Запас 70-миллиметровой
пленки Ektachrome EF (цветная) и Panatomic X (черно-белая) для
одной камеры этого типа на корабле «Аполлон XII» был рассчитан
на 360 кадров [184, 351, 383].
Камера Hasselblad 500EL предназначена для одновременной
съемки в различных частях спектра определенных районов Земли
и Луны. Комплект из четырех таких камер для съемки Земли ис-
пользовался на космическом корабле «Аполлон IX», такой же
комплект для съемки Луны — на корабле «Аполлон XII». Каждая
камера снабжена одним объективом с фокусным расстоянием
80 мм и одной кассетой с пленкой (160—200 кадров). Электромото-
ры камер синхронизированы: работая в автоматическом режиме
все камеры производят съемку одновременно с интервалами 20 сек.
Штатив с камерами устанавливается у окна в быстрооткрываю-
щемся люке отсека экипажа. На период фотографирования ко-
рабль ориентируется таким образом, чтобы съемка велась верти-
кально. Пленка и фильтры в камерах варьируются. Так, на кораб-
ле «Аполлон IX» в одной камере Hasselblad 500EL была инфра-
красная аэрографическая пленка с фильтром 89В (полоса пропус-
кания 700—900 мк), во второй—цветная инфракрасная пленка с
90
Таблица Т
Съемочное оборудование на пилотируемых кораблях «Аполлон VII»,..., «Аполлон XIV»
Съемочное оборудование „Аполлон V1I" „Аполлон VIIIя й я о о Е tJ „Аполлон Xя „Аполлон XIя „Аполлон Х11“ ! „Аполлон XIIIя „Аполлон XIVя
Фотооборудование Камера Hasselblad с теле- объективом 1(о. э.)* 2(о. э.) 1(0. э.) !(л- к ) 1(0. э) 1(л. к.) 1(0. э.) 1(0. э.) 2(о. э.) .1(0.
Камера Hasselblad с широко- угольным объективом 1(л. к.) 1(п. д.) ос- новная 1(л. к.) за- пасная 1(п. л.) 1(п. л.) 1(п. Л.)
Камера Hasselblad 500 EL 4(о. э.) 4(о.э.)
Камера Нусоп 1(0. э.) Ко- э.-)
Стереоскопическая камера 1(п.л.) 1(п. л.) 1(П. л.) 1(п. Л.)
Кино- камера Maurer 2(о. э.) 1(0. э.) 1(л. к.) 1(0. э.) 1(л. к.) 1(0. э.) 1(л. к.) 1(0. э.) 1(л. к.) 1(0. э.) 1(л. к.) 1(п.л.) 1(0. э.) 1(л. к.) 1(П. Л.)
Телевизионное оборудование Камера RCA черно-белого телевидения 1(0. э.) 1(0. э.) 1 1(0. э.). запасная
Камера Westinghouse Electric черно-белого телевидения Камера Westinghouse Electric цветного телевидения 1(0. э.) i 1(0. э.) основная 1 1(п. л.) 1(0. э.) 1(0. э.) 1(п. л.) 1(п. л.) запасная 1(0. э.) 1(п. л.) основная 1(п. л.) запасная 1(0. э.) 1(п. Л.) основная
Источники 1 |70,72,78 126, 130, 162 184, 195 |248, 250, 2571 307, 324,351 383 | 485, 496 1 1 670
* о. э. — для использования в отсеке экипажа; л. к.—в лунной кабине; п. л—на поверхности Луны.
фильтром Wratten-15 (510—900 мк), в третьей — инфракрасная
пленка Panatomic X с фильтром 25А (580 мк) и в четвертой —
инфракрасная пленка Panatomic X с фильтром 580 (480—620 мк).
На корабле «Аполлон XII» все четыре камеры использовали черно-
белую пленку с различными характеристиками и различные фильт-
ры для съемки в красных, зеленых, синих и инфракрасных лучах
[184, 383].
Камера Нусоп предназначена для фотографирования Луны
с селеноцентрической орбиты, для составления топографической
карты Луны и изучения потенциальных участков высадки предстоя-
щих лунных экспедиций. С помощью этой камеры при съемке Луны
с селеноцентрической орбиты получают примерно в пять раз боль-
ше информации, чем от камеры Hasselblad с телеобъективом, бла-
годаря более высокой разрешающей способности, большему форма-
ту негатива (11,4x11,4 см), более быстрому циклу операций (4—75
кадров в минуту) и наличию устройства для компенсации сдвига
изображения. Вес камеры 29,5 кг, длина 71 см, ширина 26,7 см, вы-
сота 31,2 см. Она снабжается объективом с фокусным расстоянием
460 мм. Угол обзора по вертикали и по горизонтали 14°14z, макси-
мальная апертура f/4, выдержка 1/50, 1/100 или 1/200 сек. При
съемке с высоты ~ 15 км обеспечивается разрешение до 0,9 м при
ширине фотографируемой полосы 2 км; при съемке с высоты
— 100 км, соответственно 6 м и 24 км. Используется пленка SO-349
фирмы Eastman Kodak. Съемка производится через окно в быстро-
открывающемся люке отсека экипажа, причем камера размещается
на специально расставляемом для этой цели среднем кресле
(рис. 53). Как правило, съемку производит нилот основного блока
в тот период, когда он остается один в отсеке экипажа
[447, 485, 496].
Рис. 53. Камера Нусоп в рабочем положении в отсеке экипа-
жа корабля «Аполлон XIII»
92
Стереоскопическая камера предназначена для съемки лунного
грунта с близкого расстояния. Камера снабжена длинной ручкой,
чтобы космонавт мог, не нагибаясь, подносить ее к грунту. Разре-
шение камеры до 40мк. Размер кадра 24x24 мм (35-миллиметро-
вая пленка), он охватывает на грунте «пятно» размером 7,6 X 7,6 лад
Запас пленки Ektachrome MS рассчитан на получение не менее 100
стереоскопических пар снимков. После съемки космонавт извлека-
ет кассету с пленкой, а камеру оставляет на Луне [351, 383].
Кинокамера Maurer предназначена для съемки внутри отсека
экипажа и луной кабины, для съемки Луны в процессе, посадки че-
рез окно лунной кабины, а также для съемки динамических опера-
ций во время выходов на Луну. Вес камеры 1,3 кг. Она снабжается
различными объективами:
Фокусное расстояние
объектива, мм
200
75
18 (угол обзора по
горизонтали 32°, по
вертикали 23°)
5
Светосила
2,5
2
2
Скорость съемки может составлять 1; 6; 12 и 24 кадра в секун-
ду. При скорости съемки 1 кадр!сек 10 м пленки хватает на
~22 сек. Съемка ведется на цветную 16-миллиметровую пленку.
Запас пленки на корабле «Аполлон VIII» составлял 436 м. Камера
в лунной кабине, ведущая съемку Луны во время посадки, смонти-
рована на кронштейне у правого окна и работает в автоматическом
режиме (выдержка от 1/60 до 1/1000 сек), В этом случае она ис-
пользует цветную пленку Ektachrome SO-168 [126, 162,351,383,536].
Камера RCA черно-белого телевидения предназначена для
съемки из отсека экипажа. Вес камеры 2 кг, потребляемая мощ-
ность 20 вт. Она снабжается телеобъективом (фокусное расстоя-
ние 100 мм, угол обзора 9°) и широкоугольным объективом (угол
обзора 80°). Скорость съемки 10 кадр!сек, развертка 227 строк, по-
этому изображение требует преобразования к стандарту коммер-
ческого телевидения (30 кадр!сек, 525 строк). Камера снабжается
3,6-метровым удлинительном кабелем [126, 130, 248, 250].
93
Камера Westinghouse Electric черно-белого телевидения пред-
назначена для съемки поверхности Луны. Вес камеры 3,3 кг, габа-
риты 26,9x16,5x8,6 см, потребляемая мощность 6,5 вт, развертка
320 строк, скорость съемки 10 кадр!сек, поэтому требуется преоб-
разование к стандарту коммерческого телевидения. Ширина поло-
сы 500 кгц [ 184, 195].
Камера Westinghouse Electric цветного телевидения изготовля-
ется в двух вариантах, предназначенных, соответственно, для съем-
ки внутри корабля и для съемки на поверхности Луны. Вариант для
съемки на поверхности Луны имеет следующие отличия:
1. Камера окрашена в белый цвет (для лучшего терморегули-
рования).
2. Пластмассовые части в механизме вращающегося цветово-
го диска заменены металлическими.
3. Для подшипников использована специальная смазка.
4. Обеспечены каналы отвода тепла от оборудования, разме-
щенного в корпусе камеры, к стенке корпуса [383].
Камера Westinghouse Electric цветного телевидения заменила
камеры RCA черно-белого телевидения при съемке внутри корабля
и камеры Westinghouse Electric черно-белого телевидения при
съемке на поверхности Луны.
Рис. 54. Камера Westinghouse Electric цвет-
ного телевидения
Вес камеры Westinghouse Electric цветного телевидения ~6 кг.
Развёртка 525 строк, скорость съемки 30 кадр!сек, однако для по-
лучения цветного изображения требуется преобразование к стан-
дарту коммерческого телевидения. Камера (рис. 54) снабжается
94
телеобъективом с трансфокатором (фокусное расстояние 12,5—
75 мм) и широкоугольным объективом. Для получения цветного
изображения между трубкой и объективом устанавливается диск
с чередующимися красным, зеленым и синим светофильтрами, вра-
щающийся со скоростью 60 об!сек (синхронизовано со скоростью
съемки 30 кадр!сек). Изображение, снятое через каждый свето-
фильтр, передается на Землю и записывается в преобразователе 'на
магнитные диски. Изображения, полученные через разные свето-
фильтры, воспроизводятся одновременно, при этом осуществляется
преобразование к стандарту коммерческого цветного телевидения.
Применение такого диска позволило значительно упростить конст-
рукцию камеры по сравнению с обычными камерами цветного те-
левидения. Ширина полосы 2 Мгц. Трубка камеры (со вторичным
электронным изображением) может работать при уровне освещен-
ности от 0,007 до 12 600 фут-ламбертов1. Предусмотрен монитор
(вес менее 1,8 кг, размер экрана 5x5 см, потребление мощности
3 вт) для контроля изображения (в черно-белом варианте). Мони-
тор может устанавливаться на камере или около нее на удлини-
тельном кабеле. Монитор для камеры, производящей съемку в ко-
рабле, предусматривался во всех полетах, для камеры, производя-
щей съемку на поверхности Луны,—только при полетах кораблей
«Аполлон XIII» и «Аполлон XIV» [248, 250, 257, 258, 259, 275,
370—375].
При полете корабля «Аполлон XII» космонавты, производя
съемку на Луне с помощью этой камеры, случайно направили ее
на Солнце. В результате пострадал светочувствительный слой, и ка-
мера вышла из строя. Камера на корабле «Аполлон XIII» была в
связи с этим снабжена крышкой на объектив, а космонавты долж-
ны были следить за тем, чтобы угол между оптической осью каме-
ры и направлением на Солнце был не меньше 45е. Кроме того, на
случай выхода камеры из строя космонавты снабжались запасной
камерой Westinghouse Electric черно-белого телевидения [481,501].
На корабле «Аполлон XIV» для съемки на Луне использовалась
модифицированная камера Westinghouse Electric цветного телеви-
дения, на работе которой попадание прямых солнечных лучей ска-
зываться не должно: алюминий, составляющий один из слоев внут-
реннего покрытия трубки (рис. 55), заменен тонкой металлической
сеткой, которая поглощает тепло и предотвращает резкое повыше-
ние температуры светочувствительного слоя [449, 463, 481, 501].
При предстоящих полетах этапа J (корабли «Аполлон XV»,
«Аполлон XVI» и <<Аполлон XVII») предусматривается использова-
ние более совершенного съемочного оборудования, как для съемки
Луны с селеноцентрической орбиты, так и для съемок во время вы-
ходов на поверхность Луны, в частности, во время маршрутных
экспедиций на луноходах. Ниже описывается блок фотокамер
MCS, блок фотокамер LGEC и камера RCA цветного телевидения
для кораблей серии J.
1 1 фут-ламберт=0,00034 стильба.
95
Блок камер MCS1. На кораблях «Аполлон» серии J в отделе-
нии I двигательного отсека устанавливается комплект SIM2, вклю-
чающий в себя как научные приборы, так и съемочное оборудова-
ние. Размещение комплекта показано на рис. 56 (оно несколько
иное, чем на рис. 29). Съемочное оборудование комплекта SIM
объединено в блок MCS, который включает в себя панорамную ка-
меру, фотограмметрическую камеру и звездную камеру (последняя
на рис. 56 не видна). Блок камер связан с лазерным высотомером.
Панорамная камера (поле зрения объектива 10x108°, фокусное
расстояние 610 мм) при съемке с высоты ПО км обеспечивает раз-
решение до 3 м, причем в кадр попадает полоса лунной поверхно-
сти шириной 160 км. Фотограмметрическая камера (фокусное рас-
стояние 760 мм) при съемке с высоты ПО км обеспечивает разре-
шение 30—50 м. Звездная камера должна работать одновременно
с панорамной' и фотограмметрической камерами и обеспечивать
определение ориентации корабля в период съемки. Предусматри-
вается, что на трассе «Луна—Земля» один из членов экипажа, при-
вязавшись фалом, совершит выход в открытый космос и извлечет из
перечисленных выше камер кассеты с отснятой пленкой для воз-
вращения их на Землю. Лазерный высотомер обеспечит опреде-
ление расстояния до центра фотографируемого участка, причем это
расстояние будет фиксироваться на каждом кадре. По контракту
NASA (5,1 млн. долл.) панорамную камеру разрабатывает фирма
Пек, которая должна поставить шесть камер, в том числе четыре
летных образца. Фотограмметрическую и звездную камеры по конт-
ракту NASA (4,5 млн. долл.) разрабатывает фирма Fairchild
Camera, которая должна поставить по пять камер каждого типа.
Эта же фирма по контракту NASA (385 тыс. долл.) разрабатывает
устройство для синхронизации камер и лазерного высотомера, кото-
рый создает фирма RCA [454, 464].
Блок LGEC3 из трех фотокамер, предназначен для использова-
ния во время выходов на Луну, в частности, во время маршрутных
экспедиций на луноходах. Этот блок (рис. 57, 58), разрабатывае-
мый фирмой Goerz Optical, включает в себя три фотокамеры. Две
из них с параллельными оптическими осями представляют собой
стереоскопическую систему. Третья камера, снабженная телеобъек-
тивом, позволяет фотографировать интересные геологические обра-
зования, находящиеся на значительном расстоянии. В комплект
LGEC входят также устройства для регистрации времени съемки
каждого кадра, пространственного положения блока камер отно-
сительно поверхности Луны (рис. 59), выдержки, диафрагмы, фо-
кусного расстояния и использованного при съемке фильтра (по-
следнее— только для стереоскопической системы). Все эти пара-
метры печатаются непосредственно на пленке.
1 Mapping Camera Subsystem — подсистема камер для картирования.
2 Scientific Instrument Module — комплект научных приборов..
3 Lunar Geological Exploration Camera — фотокамера для геологических ис-
следований Луны.
96
Рис. 55. Модифицированная трубка камеры Wes-
tinghouse Electric цветного телевидения
Рис. 56. Комплект SIM в отделении I двигательного отсека корабля «Аполлон» серия J
/—лазерный высотомер; 2 — фотограмметрическая камера; 3— возвращаемая на Землю кассета
с пленкой; 4 — панорамная камера; 5 — возвращаемая на Землю кассета с пленкой; 6 — выдвиж-
ной стержень длиной 6,4 м; 7 — масс-спектрометр; 8 — гамма-спектрометр; 9 — выдвижной стержень
длиной 7,6 м; 10 — рентгеновский и альфа-спектрометры; 11 — спутник, отделяющийся от корабля
на селеноцентрической орбите
97
Рис. 57. Блок камер LGEC
Рис. 58. Схема блока камер LGEC
/ — индикатор давления; 2 — переключатель; 3 — электромагнитный привод
затворов; 4—датчик пространственного положения блока камер (см. рис. 59);
5 — затвор; 6 — диск для установки фокуса; 7 — диск для установки свето-
фильтра; 8 — ручка для установки фокуса; 9 — объектив стереоскопической
камеры; 10 — солнечный козырек; 11 — ручка для установки диафрагмы;
12 — счетчик кадров; 13 — диск для установки диафрагмы; 14 — телеобъектив;
15 — временное устройство; 16—ручка для установки светофильтра; /7—объек-
тив стереоскопической камеры
98
Для начала съемки достаточно установить фокус, диафрагму
и один из четырех фильтров. Установка фокуса (от 1,5 ж до беско-
нечности), диафрагмы и фильтра производится с помощью ручек,
вынесенных на корпус комплекта (см. рис. 58). Комплект работает
циклами длительностью 2 сек, причем за один цикл каждая камера
делает по снимку. Все камеры имеют вращающиеся затворы, поме-
щенные в фокальных плоскостях и работающие от общего электро-
магнитного привода, обеспечивающего постоянную выдержи
1/125 сек.*
Рис. 59. Датчик пространственного положения блока
камер
/ — пузырек; 2, 4 — зеркала; 3 — верхняя крышка (волоконная
оптика для передачи изображения пузырька на пленку);
5 — кремнийорганическая жидкость (обеспечивает независимость
от ^емпературы камер); 6 — источник света; 7 — корпус
В целях снижения веса и упрощения конструкции камера с те-
леобъективом, используемая без светофильтров, рассчитана на та-
кую же выдержку, как и стереоскопические камеры, используемые
со светофильтрами. Фокусное расстояние стереоскопических камер
меньше обычного, что позволило уменьшить их габариты и делать
съемки крупным планом без значительных искажений. Длина теле-
объектива такжё меньше длины стандартных телеобъективов, вы-
пускаемых промышленностью [551].
99
Камера RCA цветного телевидения предназначена для съемки
в отсеке экипажа, в лунной кабине, а также на Луне, в частности,
на луноходах. Фирма RCA разрабатывает эту камеру по контрак-'
ту NASA (1,62 млн. долл.). Она оснащается системой дистанцион-
ного управления и может работать от источников питания лунохо-
да. Управлять такой камерой смогут как космонавты, так и опера-
торы с Земли. По командам с Земли может производиться вклю-
чение и выключение камеры, панорамирование и изменение угла
наклона. Система дистанционного управления позволит у/ченым
наблюдать за космонавтами во время исследований лунного грун-
та и сбора образцов и давать рекомендации относительно выбора
наиболее интересных для обследования участков лунной поверхно-
сти. Если позволит ресурс батарей лунохода, камеру можно будет
использовать для передачи процесса старта с Луны взлетной сту-
пени лунной кабины [573, 574]. Вес камеры (рис. 60) 4,5 кг, длина,
включая объектив, 42 см, максимальный поперечный размер
16,5 см, высота 10 см. Отмечается, что она имеет меньшие габари-
ты и вес, чем прочие телевизионные камеры для съемки в космосе.
Рис. 60. Камера RCA цветного телевидения
Камера снабжена объективом с переменным фокусным расстояни-
ем. Развертка 525 строк, скорость передачи изображений
30 кадр!сек, преобразования к стандарту цветного телевидения не
требуется. Камера потребляет мощность 13 вт. Она рассчитана на
100
работу в температурном диапазоне от —157 до 4-121°С. Отличи-
тельными характеристиками камеры являются высокая чувстви-
тельность, что позволяет вести съемку при низком уровне освещен-
ности (до 3 фут-ламбертов), а также способность выдерживать
попадание в объектив прямых солнечных лучей. Эти характеристи-
ки удалось обеспечить благодаря использованию разработанной
фирмой 'RCA трубки SIT1; которая также позволяет получать на
одном снимке четкие изображения как очень светлых, так и очень
темных объектов. Камера может работать в автоматическом режи-
ме. Для этого она снабжена, в частности, автоматической системой
контроля освещенности [602, 603]. Камеру можно будет использо-
вать в сочетании с портативным ^ретранслятором LCRU (см.
стр. 139).
Научные приборы и оборудование для исследований Луны
До полета этапа G никаких научных приборов на пилотируе-
мых кораблях «Аполлон» не устанавливалось, а при полете этапа
G' (корабль «Аполлон XI») был установлен йе полный комплект
ALSEP2, как предусматривалось первоначально, а сокращенный
комплект EASEP3, чтобы не усложнять задач космонавтам при пер-
вой высадке на Луну [48]. При полетах этапа Н («Аполлон XII»,
«Аполлон XIII», «Аполлон XIV») на кораблях устанавливались
комплекты ALSEP, включающие в себя различные приборы, пред-
назначенные для установки на поверхности Луны, радиоизотопную
энергетическую установку, блок телеметрической аппаратуры и
оборудование щля геологических исследований на Луне.- Вес'комп-
лекта ALSEP № 1, например, составлял 127 кг. При полетах этапа
J на кораблях «Аполлон» предусматривается установка приборов
не только для исследований на поверхности Луны, в частности, при
маршрутных экспедициях на луноходах, но и приборов для науч-
ных исследований на селеноцентрической орбите (комплект SIM),
а тарке автоматических спутников, отделяющихся от кораблей
«Аполлон» на селеноцентрической орбите.
В табл. 8 указан состав комплекта EASEP и комплектов
ALSEP на космических кораблях «Аполлон XI»,..., «Аполлон XIV»,
совершивших полеты до I июня 1971 г.
Комплекты-EASEP и ALSEP размещаются в одном из отделе-
ний лунной кабины,- а капсула с радиоизотопом для энергетической
установки комплектов ALSEP — на корпусе посадочной ступени
(рис. 61). Приборы комплекта EASEP были размещены каждый
отдельно, приборы комплектов .ALSEP компонуются в два блока
для удобства извлечения из клунной ^кабины и доставки на место
развертывания. Для извлечения используются блочные подъемники
(рис. 62) [383].
1 Silicon Intensifier Tube — кремниевая интенсифицирующая трубка.
2 Apollo Lunar Surface Experiments Package— контейнер с приборами, до-
ставляемый на поверхность Луны кораблем «Аполлон».
3 Early Apollo Surface Experiments. Package — контейнер с приборами, до-
ставляемый на поверхность Луны корйблем «Аполлон» на раннем этапе.
101
Таблица 8
[181—183, 383, 440, 441, 495]
Состав комплектов EASEP и ALSEP на кораблях
«Аполлон XI», «Аполлон XIV» (этапы G и Н)
Научные приборы и связанное с ними оборудование „Аполлон XIй (комплект EASEP) „Аполлон XIIе (комплект ALSEP № 1) „Аполлон XIIIй (комплект- ALSEP № 2)* „Аполлон XIVй (комплект ALSEP № 3)
Сейсмометр, получающий питание от солнечных элементов ч
Отражатель лазерного излучения + ; +
Ловушка ядер атомов инертных газов, содержащихся в солнечном ветре + + + ' +
Оборудование для геологических исследований .+ ' + + +
Магнитометр + +(портя- тивный на те- лежке)
Детектор ионов + + +
Ионизационный манометр + ’ + . +
Спектрометр частиц в солнечной плазме + +
Сейсмометр, получающий питание от радиоизотопной установки + + ' +
Детектор пыли + + +
Радиоизотопная энергетическая установка +. + Ч
Блок телеметрической аппаратуры + + 4 +
Детектор заряженных частиц у лунной поверхности + +
Прибор для исследования тепловых потоков, идущих из недр Луны к её поверхности +
Электробур Активные сейсмометры (геофоны) + +
Пусковые, устройства сЗгранатами, ударник с пиротехническими зарядами, + '
Тележка МЕТ +
* Вследствие аварии на корабле «Аполлон ХШ» и отказа от высадки на Луну этот
комплект использован не был.
102
Рис. 62. Извлечение приборов комплекта EASEP (на тренировке)
Рис. 61. Размещение комплекта ALSEP на посадочной ступени лунной кабины
(комплект ALSEP № 1)
/ — контейнер, где размещена капсула с радиоизотопом; 2 — один из блоков комплекта;
<У — отделение для размещения комплекта ALSEP', 4 — второй блок комплекта
103
Ниже описываются приборы и оборудование комплекта EASEP
и комплектов ALSEP № 1—3 в том порядке, в каком они перечис-
лены в табл. 8.
Сейсмометр, получающий питание от солнечных элементов
(рис. 63 и 64), имеет вес 48 кг. Он был рассчитан на год работы
на Луне (фактически проработал менее двух месяцев). Электро-
Рис. 63. Сейсмометр в сложенном положении
1 — антенна; 2 — панель с солнечными элементами; <3—рукоятка; 4--ра-
диоизотопный нагреватель; 5 — детектор метеорных частиц; 6 — контей-
нер с радиотехническим и энергетическим оборудованием; 7 — рукоят-
ка; 8 — механизм для нацеливания антенны; 9 — механизм для раз-
вертывания панели с солнечными элементами: 10 — цилиндрический
контейнер с датчиками и оборудованием'
питание обеспечивают солнечные элементы, поддержание темпера-
туры на заданном уровне в ночные периоды на Луне — два радио-
изотопных (Ри238) нагревателя. Вес каждого нагревателя 964 г',.
в том числе плутония 34 г. Это первый случай использования ра-
диоактивного устройства при полете американских пилотируемых
космических объектов. Тепловая мощность нагревателя 15 вт, он
должен предотвратить переохлаждение прибора ниже температу-
ры —54°С. Сейсмометр рассчитан на выполнение 15 различных ко-
манд, подаваемых с Земли, не считая команд на включение и вы-!
ключение. В нем использовано четыре сейсмических датчика. Три
датчика, служащие для регистрации длиннопериодических колеба-
105
8
Рис. 64. Сейсмометр в развернутом положении
/ — цилиндрический' контейнер с датчиками и оборудованием; 2 — кабель от панели -с солнечными
элементами; 3 — рукоятка; 4 — контейнер с радиотехническим и энергетическим оборудованием;
5 —механизм для развертывания панели с солнечными элементами; 6 — детектор метеорных час-
тиц; 7- рукоятка; 8 — механизм для нацеливания антенны; 9 — мачта антенны; 10 — кабель к
антенне; 11 — радиоизотопный нагреватель; 12 —• антенна
Рис. 65. Датчики сейсмометра
а — датчик горизонтальных колебаний; б — датчик вертикальных колебаний
/ — чувствительный элемент; 2 — электромагнит; 3 — пневматическая опора: 4— масса; 5 — пласти-
' на конденсатора; 6 — пружина; 7 — регулятор натяжения пружины
о
ний, установлены на гирбстабилизированной платформе, четвертый
датчик, служащий для регистрации короткопериодических колеба-
ний,— под этой платформой. В датчиках происходит смещение чув-
ствительного элемента относительно подвешенной масск (рис. 65),
’что вызывает изменение емкости конденсатора. Последнее позво-
ляет определять величину и частоту колебаний. Гиростабилизиро-
'ванная платформа с датчиками, а также связанное с датчиками
.оборудование, размещены в цилиндрическом контейнере,' снабжен-
ном теплозащитным кожухом. Датчики настолько чувствительны,
что регистрируют даже шаги космонавтов. На поверхности Луны
сейсмометр устанавливается таким образом, чтобы главная ось
датчиков была ориентирована в направлении восток—запад, а ан-
тенна была направлена на Землю. Ориентация и горизонтирование
прибора с точностью ±5°’ производится с помощью гномона и
уровня. Прибор разработан Ламонтской геологической станцией
(США). Для установки и ориентирования прибора на Луне космо-
навтам корабля «Аполлон XI» потребовалось 6 мин [101—103;
181—183]? .
Отражатель лазерного излучения (рис. 66) весит 30 кг. Он рас-
считан на 10 лет работы на Луне. Прибор использует квадратную
алюминиевую панель со стороной 46. см, на которой в цилиндричес-
ких.гнездах установлено 100 уголковых элементов из плавленного
кварца. Чтобы снизить влияние перепадов температуры использу-
ются элементы минимально допустимых размеров (диаметр 3,8см),
утопленные в гнезда наполовину своего диаметра и снабженные
тефлоновой теплоизоляцией. Из этих же соображений, а также для
увеличения срока, службы, отказались от нанесения алюминизиро-
ванного покрытия на задние поверхности элементов, то есть ис-_
пользуется только внутреннее Отражение. Это приблизительно на
2/3 уменьшает интенсивность отраженного сигнала. Наклон панели
может регулироваться, с тем чтобы она была перпендикулярна на-
правлению На Землю. Прибор разработан Мэрилендским универси-
тетом и Ламонтской геологической станцией (США). Ориентирова-
ние, горизонтирование и установка требуемого наклона панели от-
ражателя лазерного излучения заняли у космонавтов корабля
«Аполлон XI» около 5 мин. На Земле для экспериментов с,/исполь-
зованием отражателя применялось, в частности, оборудование Лик-
ской обсерватории и обсерватории Мак-Дональда. Ликская обсер-
ватория, принадлежащая Калифорнийскому университету, распо-
ложена в 80 км к юго-востоку от Сан-Франциско на горе Гамиль-
тон (высота 1300 м)>. Обсерватория использовала 120-дюймовый те-
лескоп, снабженный двумя устройствами на рубиновых лазерах
о
(6943А), каждое со своим’фотодетектором. Частота повторения им-
пульсов одного устройства 20 имп!мин (длительность импульса
6-10~8 сек), другого 2 ими)мин (10“8 сек). Энергия в импульсе обо-
их устройств составляла 8 дж, пиковая мощность в импульсе
109 вт. Второе устройство имело несколько меньшую расходимости
луча. С помощью небольших галилеевских телескопов диаметр лу-
ча увеличивался с 1,9 см до 5 см во избежание повреждения опти:
ки основного телескопа интенсивным узким лучом. Выходивший из
108
109
основного телескопа 120-дюймовый луч расширялся только на 0,3 л/
на каждые 80 км. На Луне высвечивается пятно диаметром 4 км.
Несколько небольших уголковых отражателей, установленных пе-
ред зеркалом основного телескопа, отражали часть луча лазера по
линии, точно параллельной направлению основного луча. Примерно
1 % отраженного таким образом света через расщепитель луча на-
правляется в систему наведения телескопа, и световое пятно на те-
левизионном мониторе показывало точку на Луне, куда был на-
правлен телескоп. Это позволяло наводить телескоп в определен-
ную точку поверхности Луны с ошибкой менее 1,6 км. Использова-
ние телевизионной системы устраняло опасность поражения зрения
оператора, а также позволяло увеличить контрастность. Обсерва-
тория Мак-Дональда использовала 107-дюймовый телескоп и уст-
ройство на рубиновом лазере. Пиковая мощность в импульсе
1,75«109 вт, длительность импульса 5*10~9 сек, интервалы между им-
пульсами 3 сек. Телескоп связан с вычислительной машиной, в ко-
торую введена программа, обеспечивающая удержание телескопа
нацеленным на отражатель на Луне в течение всего сеанса измере-
ний ( — 30 мин) [457, 458].
Ловушка ядер атомов инертных газов (рис. 67) представляет со-
бой рулон алюминиевой фольги
щенный в цилиндрическом кон-
тейнере диаметром 28 см и дли-
ной 38 см, изготовленном из бе-
риллиевого сплава. Космонав-
ты крепят рулон на телескопи-
ческой стойке, раскатывают его
(размеры в раскатанном виде
0,9x0,3 м) и разворачивают
так, чтобы он был обращен к
Солнцу. После экспозиции
космонавты сворачивают фоль-
гу в рулон и доставляют ее на
Землю для анализа уловлен-
ных частиц. Прибор разрабо-
тан Университетом в Берне
(Швейцария) [101—103, 181—
183].
ПО
(вес 0,5кг,толщина 12мк), разме-
рив 67. Развертывание рулона фольги
Оборудование для геологических исследований (рис. 68) вклю-
чает в себя:
Совок (рис. 69), используемый также в качестве лопаты и кир-
ки. Он изготовлен из алюминия (режущая кромка — из закаленной
стали) и снабжен ручкой длиной 23 см.
Геологический молоток, используемый для откалывания об-
разцов, а также в качестве кирки и для забивания в грунт трубок-
пробоотборников. Длина алюминиевой ручки молотка 35 см.
Трубки-пробоотборники, изготовленные из нержавеющей ста-
ли. Длина трубки 38 см и более, диаметр 2,5 см. Один конец труб-
ки запаян, на другой навинчивается цилиндрический насадок с ре-
жущей кромкой из закаленной стали, а после получения колонки
грунта — крышка, обеспечивающая герметизацию.
Захват (см. рис. 69), рассчитанный на образцы с поперечным
размером 1—6,3 см. Длина захвата 61 см.
Щетку для очистки образцов, разметчик образцов и увеличи-
тельное стекло (в одном блоке).
Удлинительную ручку длиной 61 см и диаметром 2,5 см с пере-
кладиной на одном и защелкой на другом конце. С помощью за-
щелки удлинительная ручка может крепиться к ручке совка,
геологического молотка или захвата. ч
Пружинные весы для взвешивания контейнеров с образцами,
чтобы не превысить предельно допустимый вес.
Гномон для определения угла возвышения Солнца. Прибор,
обеспечивающий точность до 20 угловых минут, должен попадать
в кадр при съемке образцов.
Колориметрическая шкала высотой 15 см с тремя основными
цветами спектра и шкалой оттенков серого цвета. Шкала установ-
лена на держателе для инструментов, но легко может быть снята
для возвращения на Землю, где будет использоваться в качеств^
эталона. •
Держатель для инструментов, снабженный стойками длиной
15 см и ручкой [383, 385] .
Для сбора так называемых «документированных» образцов
служат тефлоновые мешочки (10,2x12,7 см), которые складывают-
ся в тефлоновые сумки1, висящие у космонавтов на боку, а те — в
специальные контейнеры (рис. 70), которые обеспечивают доставку
образцов на Землю в условиях глубокого вакуума. Часть образцов
кладется в особую капсулу, которая на Земле вскрывается в усло-‘
виях вакуума, сравнимого с лунным [383].
Магнитометр (рис. 71) весит 7,9 кг, высота в рабочем положе-
нии 1 м, потребляемая мощность 6,2—12,3 вт. Три чувствительных
элемента, ориентированные по взаимноперпендикулярным осям,
смонтированы на стеклопластиковых штангах длиной до 0,9 м, ус-
тановленных на блоке электронного оборудования. Космонавты
1 Начиная с полета корабля «Аполлон XIII». было принято решение заме-
нить эти сумки, оказавшиеся неудобными, рюкзаками^ Кроме того, космонавтов
снабдили щетками для удаления со скафандров и оборудования прилипающей
лунной пыли [87, 501].
111
Рис. 68. Геологические инструменты
/ — удлинительная ручка; 2 — пружинные весы; 3 — совок; 4 — геологический молоток;
5 — щетка, разметчик и увеличительное стекло (в одном блоке); 6 — захват; 7 — трубки-про-
боотборники для получения колонок грунта
Рис. 69. Совок (слева) и захват
112
4
Рис. 70. Контейнер для образцов лунного грунта
/ — датчики температуры; 2 — скоба для монтажа контейнера в лунной кабине;
3 — капсула, вскрываемая на Земле в условиях особо глубокого вакуума; 4 — ци-
линдр для проб газа; 5 —ручка для переноски контейнера; 6 — разъем для подклю-
чения датчика давления; 7 — уплотнение; 8 — скобы, обеспечивающие плотное при-
легание крышки
113
, Рис. 71. Магнитометр
а — в рабочем положении; б — в сложенном положении; в — технологи-
ческий разъем штанги с чувствительным элементом; г — блок электронного
оборудования (на алюминиевой плите)
1, 2, 3 — шарнирные соединения; 4 — чувствительный элемент; б — теплозащитный
кожух; 6 — теплозащитная крышка
114
ориентируют прибор по линии «восток—запад» с точностью ±3°
при помощи вделанного в прибор теневого индикатора. Горизонти-
рование прибора (отклонение от местной вертикали не более ±3°)
производится по уровню с воздушным пузырьком. Каждый чувст-
вительный элемент прибора может регистрировать напряженность
магнитного поля три раза в секунду в трех диапазонах: от —100
до +100 гамм, от —200 до +200 гамм и от —400 до +400 гамм с
разрешением 0,2 гаммы при колебаниях напряженности с частотой
до 1 гц.
Детектор ионов (рис. 72) весит 8,9 кг, потребляемая мощность
60 вт. Прибор включает в себя анализаторы положительных ионов
двух энергетических диапазонов: 0,2—48,6 эв и 10—3500 эв. Анали-
заторы измеряют плотность ионного потока, число частиц, их ско-
рость и энергию в расчете на единицу заряда. Анализатор, работа-
ющий в первом диапазоне, снабжен фильтром (скрещенные маг-
нитное и электрическое поля), пропускающим ионы только в опре-
деленном интервале скоростей (4хЮ4—9,35Х106 ем'/сек), что
позволяет рассчитать массу ионов. На лунном грунте прибор уста-
навливается на экранирующей проволочной сетке. Между элект-
ронным оборудованием прибора и грунтом обеспечивается раз-
ность потенциалов, чтобы контролировать эффекты, обусловленные
наличием электрического поля.
Ионизационный манометр (рис. 73) весит 5,7 кг, потребляемая
мощность 2 вт. Принцип действия, прибора состоит в следующем.
С помощью электронного прерывателя, трансформатора и умножи-
теля напряжение, обеспечиваемое входящей в комплект радиоизо-
топной установкой, повышается до. 4,5 кв. Это напряжение подво-
дится к аноду, и холодный катод испускает электроны, которые
ионизируют молекулы газа лунной атмосферы. Для увеличения
длины пробега электронов между электродами, что повысит веро-
ятность их столкновения с молекулами газа, перпендикулярно,
электрическому полю создается магнитное поле, которое отклоняет
электроны и заставляет их двигаться не по прямой, а по спирали.
Поток ионов пропорционален концентрации молекул. Миниатюр-
ный платиновый термометр сопротивления преобразует концентра-
цию молекул в величину давления газа. Прибор откалиброван по
манометру' Байарда—Альперта. Он снабжен герметизирующей
крышкой, которая предохраняет его от пыли. Перед началом рабо-
ты прибора по команде с Земли срабатывает пиротехническое уст-
ройство сброса крышки. Прибор производит измерения в диапазо-
не от 10~6 до 10~12 мм рт. ст. Точность измерений ±30% при дав-
лениях выше 10-10 мм рт. ст. и ±50% при давлениях ниже
10-10 мм рт. ст. Указанный диапазон делится на семь поддиапазо-
нов, переключение с одного поддиапазона на другой производится
по команде с Земли. Помимо естественной лунной «атмосферы»
прибор должен регистрировать «атмо-сферу», создавшуюся в резуль-
тате дегазации оборудования лунной кабины [37, 383].
115
5
Рис. 72. Детектор ионов
а— в сложенном положении; б — в рабочем положении
1, 2 — анализаторы; 3 — блоки электронного оборудования; 4—спиральный электронный умножитель; 5 — уровень с воздушным пузырь-
ком; 6 — экранирующая сетка: 7 — трубка (назначение не указывается); 8— плоский кабель; 9 — кабельная катушка; 10 — штек-
кер; II — ионизационный манометр
1
. Рис. 73. Ионизационный манометр
1 — крышка; 2— герметизированный объем; 3— катод; 4—анод; — магнит; 6 — ко-
жух; 7 — отверстие
117
Спектрометр частиц в солнечной плазме (рис. 74) весит 5,6 кг,
габариты прибора 23x28x43 см, потребляемая мощность 3,2 вт.
Прибор использует семь датчиков (чаши Фарадея), один из кото-
рых ориентирован по вертикали, а остальные шесть, расположен-
ные вокруг него, — под углом 60° к вертикали. Угол зрения датчи-
ков 6 стерад, угловая разрешающая способность 15°, порог чувст-
вительности 106 частиц!см2сек. Спектрометр регистрирует электро-
ны в двух энергетических диапазонах (6,2—817 эв и 10,5—1376 эв)
и протоны также в двух, энергетических диапазонах (45—5700 эв
и 75—9600 эв).
Сейсмометр, получающий питание от радиоизотопной установки
(рис. 75), весит 9 кг, высота прибора 38 см, диаметр 28 см, потреб-
ляемая мощность 7,5 вт. Этот сейсмометр аналогичен описанному
выше сейсмометру, получающему питание от солнечных элементов.
Сейсмометр снабжен двумя радиоизотопными нагревателями и
теплоизоляционным кожухом, чтобы свести до минимума колеба-
ния температуры. Три взаимноперпендикулярных датчика регист-
рируют долгопериодические колебания (10—15 сек\ 0,01 — 1 гц), а
один датчик, расположенный вертикально,— короткопериодические
колебания (0,5—1,0 сек\ 0,05—20 гц). Прибор устанавливается на
грунте на низкой треноге, обеспечивающей горизонтирование. До
точности ±5° сейсмометр горизонтируется вручную, а затем (до
±3")—электромоторами. Прибор должен регистрировать сейсми-
ческие колебания естественного происхождения, а также колеба-
ния, возникшие при падении на Луну использованной взлетной сту-
пени лунной кабины или последней ступени ракеты-носителя «Са-
турн V». Чувствительность прибора позволяет регистрировать коле-
бания с амплитудой до 10~7 см [383, 385, 440, 441].
Фотокарта Луны с указанием мест установки сейсмометров и
мест падения указанных объектов помещена в разделе «Полеты
пилотируемых кораблей «Аполлон» (глава «Космический корабль
«Аполлон XIV»). Явления, возникающие при падении указанных
объектов, регистрируются не только сейсмометрами, но и другими
приборами, устанавливаемыми космонавтами на Луне.
Детектор пыли (рис. 76) весит 70 г, размеры прибора
4,4X4,4 X6,7 см. На корпусе установлены три солнечных элемента,
обращенные вверх, на восток и на запад. В случае осаждения на
солнечных элементах пыли, вырабатываемая ими мощность пони-
зится, что позволит определить толщину слоя пыли. Последние
важно для интерпретации измерений других приборов. Детектор
пыли входит в состав блока телеметрической аппаратуры.
Радиоизотопная энергетическая установка SNАР-27 (рис. 77)
с номинальной электрической мощностью не менее 63 вт, согласно
расчетам, должна обеспечивать работу приборов и передачу на
Землю телеметрической информации в течение года, как в дневной,
так и в ночной периоды1. Вес установки ~20 кг, в том числе вес
капсулы с радиоактивным элементом Ри238 — примерно 7 кг (вес
1 Установка SNAP-27, доставленная на Луну в ноябре 1969 г. космонавта-
ми корабля «Аполлон XII», обеспечивает работу приборов и передачу информа-
ции уже в течение полутора лет.
118
Рис. 74. Спектрометр частиц в солнечной плазме
/ — блок датчиков; 2 — гнездо для ручки; 3 — солнечная бленда (опу-
щена); / — радиатор (3); 5 — блок электронного оборудования; 6 — ме-
ханизм регулирования высоты стоек; 7—монтажная пластина
Рис. 75. Сейсмометр, получающий энергию от радиоизотопной установки
/ — оборудование телеметрической системы; 2 — теплозащитная оплетка кабеля 3;
3 — плоский кабель; 4 — кабельная катушка; 5 — тренога для горизонтирования;
6 — сейсмометр под теплозащитным кожухом
119
Рис. 76. Детектор пыли
1 — солнечные элементы: 2 — корпус прибора;
3 — плоский кабель
Рис. 77. Радиоизотопная энергетическая установка SNAP-27
/ — ребро радиатора; 2—капсула с радиоизотопом; 3 — термопары
120
плутония 3,7 кг). Длина установки 45,7 см, диаметр 40,6 см (вклю-
чая ребра радиатора). Длина капсулы 41,9 см, диаметр 6,3 см. Кап-
сула помещается в цилиндрический контейнер (длина 58,4 см, диа-
метр 20,3 см, вес без капсулы 11,1 кг), установленный на корпусе
посадочной ступени лунной кабины (см. рис. 61). Контейнер, снаб-
женный графитовым теплозащитным экраном и дополнительно бе-
риллиевым экраном, рассчитан на обеспечение радиационной безо-
пасности даже в случае весьма маловероятной аварийной ситуа-
ции, когда лунная кабина войдет в атмосферу и упадет на Землю’.
Тепловая энергия (1480 вт). вырабатываемая плутонием в установ-
ке, с помощью 442 свинцово-теллуриевых термопар преобразуется
в электрическую энергию. Период полураспада плутония примерно
90 лет. Продуктом распада являются, в основном, альфа-частицы,
представляющие сравнительно небольшую опасность. Капсула вы-
держивает нагрев до 2800°С и не разрушалась во время испытаний
при ударе о гранитную преграду со скоростью до 90 м!сек.
Блок телеметрической аппаратуры, использующий спиральную
антенну (рис. 78, позиция 6), рассчитан на работу в течение года.
Передатчик и устройство обработки данных сдублированы
[383, 385].
Рис. 78. Приборы комплекта ALSEP I в рабочем положении (рисунок)2
/ сейсмометр; 2 — магнитометр; -i детектор конов н ионизационный манометр;
•/ спектрометр частиц в солнечной плазме; 5 энергетическая установка Л'ЛгЛР-27;
л' блок телеметрической аппаратуры
Детектор заряженных частиц у лунной поверхности весит
2,2 кг. Размеры его 11,4x25,4x31.7 см, потребляемая мощность
~5 вт. Он включает в себя два блока по 6 датчиков: пять регист-
рируют частицы высокой энергии, шестой — частицы низкой энер-
! Так случилось при аварийном полете корабля «Аполлон XIII».
2 Приборы комплекта ALSEP № 3 в рабочем положении (схема) показа-
ны в разделе «Полеты пилотируемых кораблей «Аполлон» (глава «Космический
корабль «Аполлон XIV»),
121
гии. В общей сложности прибор регистрирует протоны и электроны
на 18 энергетических уровнях в диапазоне 50 эв—150 кэв. Один
блок должен быть ориентирован по лунной вертикали, второй —под
углом 60° к лунной вертикали. Космонавты должны ориентировать
прибор с точностью ±5° относительно лунной вертикали и с точно-
стью ±2° в горизонтальной плоскости [528].
Прибор для исследования тепловых потоков, идущих из недр
Луны к ее поверхности, весит 4,3 кг, потребляемая мощность
5,2 вт. Этот прибор включает в себя два зонда (длина по 1 м, диа-
метр 2 см) и электронный блок, связанный с зондами кабелями
длиной по 10 м. Зонд, помещаемый в скважину глубиной 3 м
Рис. 79. Схема развертывания на поверхности Лу-
ны прибора для измерения тепловых потоков
/, // — зонды в скважинах; III — электронный блок
/ — термопары на кабеле; 2 — секции зонда; 3— стопор
(рис. 79), состоит из двух идентичных секций длиной по 0,5 м. Каж-
дая секция (рис. 80), имеющая внешнюю цилиндрическую оболоч-
ку из эпоксидной смолы, армированной стекловолокном, содержит
два нагревателя (0,002 и 0,5 вт), «градиентный» .мостик (четыре
платиновых сопротивления по ~500 ом) для измерения перепадов
температуры и абсолютной температуры, а также кольцевой мостик
(четыре платиновых сопротивления по ~500 ом) для измерения
122
теплопроводности грунта. Градиентный мостик может использо-
ваться также в качестве вспомогательного средства для измерения
теплопроводности, а кольцевой мостик — в качестве вспомогатель-
ного средства для измерения перепадов температуры. На отрезке
кабеля, находящемся в скважине, смонтированы четыре хромель-
константановые термопары, соответственно, на расстоянии 0; 0,65;
1,15 и 1,65 м от верхней части зонда. Зонды могут работать в од-
ном из трех режимов:
1. Измерение перепадов температуры (то есть разницы между
показаниями мостиков двух секций) и абсолютной температуры.
При работе в этом режиме замеры с помощью мостиков в зондах
и с помощью термопар на кабеле производятся каждые 7,25 мин.
2. Измерение теплопроводности лунного грунта при условии,
если она ниже 5-10 3 4 вт/см°К. В одной из секций включается на-
греватель мощностью 0,002 вт, и с помощью градиентного мостика
данной секции регистрируется обусловленное этим повышение тем-
пературы грунта. Градиентный мостик второй секции, на который
нагрев не влияет, является контрольным. При работе в этом режи-
ме замеры производятся каждые 3 мин.
Рис. 80. Зонд прибора для измерения тепловых потоков (на верхнем изо-
бражении секции зонда сложены, на нижнем изображении показан с уве-
личением узел А)
1 — кабель; 2 — плечо одного из кольцевых мостиков; 3 — плечо одного из градиент-
ных мостиков; 4 — соединительная пружина; 5 — внешняя оболочка; 6 — стопор зон-
да; 7 — предохранитель нагревателя; 8 -• нагреватель; 9— внутренняя оболочка;
10 — многослойная изоляция; 11 — кольцевая прокладка; 12 — плечо кольцевого мос-
тика; 13 — внешняя оболочка; 14 — пружина для выравнивания зонда в скважине;
15 — плечо градиентного мостика; /6 — стопорная пружина
3. Измерение теплопроводности лунного грунта при условии,
если она выше 2-10~4 вт/смоК. В одной из секций включается на-
греватель мощностью 0,5 вт, и с помощью кольцевого мостика из-
меряется повышение температуры. При работе в этом режиме за-
меры производятся каждую минуту.
123
В табл. 9 указано, какую точность, согласно расчетам, должен
обеспечивать прибор для измерения тепловых потоков. Измерения
теплопроводности предполагается производить в течение 45 суток
после установки прибора на Луне, измерения температуры и пере-
падов температуры — в течение года [495].
Таблица 9 [495]
Расчетная точность, обеспечиваемая прибором для измерения тепловых потоков
Измерительные устройства Измеряемый параметр Точность, °К Для какого диа- пазона указана точность, °К
Градиентные и кольце- вые мостики в зондах Перепад температу- ры ±0,002 ± 2
±0,02 ±20
Абсолютная темпе- ратура ±0,1 200-250
Теплопроводность 20% 2-Ю-6 — — 4-10-3 вт)см °К
Термопары на кабеле Абсолютная темпе- ратура ±•1 90-350
Электробур (рис. 81) для бурения скважин (глубина до 3 м,
диаметр 2,5 см) в лунном грунте разработан фирмой Black and
Decker. Вес электробура 11,8 кг. Он совершает как вращательное
(300 об!мин), так и возвратно-поступательное (2270 ударов в ми-
нуту) движение. Такой режим работы выбран из тех соображений,
что совмещение ударного и вращательного действия обеспечивает
наибольшую эффективность бурения. Изготовленные из карбида
вольфрама коронки работают достаточно эффективно даже при на-
личии слоя пыли, который неизбежно образуется на дне скважины,
а их жаропрочность позволяет обходиться без какой-либо специ-
альной системы охлаждения.' Согласно ориентировочным оценкам,
скорость бурения на Луне составит 2,5 cmImuh для скальных пород,
12,5 cmImuh для пористых (43%) пород и от 75 до 300 см/мин для
конгломератов и пемз). Корпус электробура (рис. 82) изготовлен
из магниевого сплава и заполнен азотом под давлением 1 кг!см2.
Для предотвращения утечки корпус изнутри покрыт полиэфирной
смолой и снабжен восемью прокладками из каучука «витон» (пос-
ле изготовления корпус подвергается рентгенодефектоскопии и ис-
пытаниям давлением). Тепло, образующееся при работе электробу-
ра, рассеивается через стенки корпуса. Для предотвращения кон-
такта скафандра космонавта с нагретым корпусом последний снаб-
жается защитной сеткой из нержавеющей стали.
124
Рис. 81. Электробур
125
6 1 8 9 Ю
f5
Рис. 82. Электробур в разрезе
/ — бур; 2 — лабиринтное уплотнение; 3 — сальники; 4 — смазка: 5— зубчатое колесо: 6 — муфта; 7 — кулачок; 8 — якорь электродвигателя,
9 - магнит; 10 — защитный кожух; // — штепсельный разъем; /2 — пружина Ударного механизма; 13, //—детали ударного механизма; /5—ве-
дущая шестерня; 16 — шпиндель
Бур работает, от коллекторного электродвигателя (0,5 л. с.)
постоянного тока, для питания которого используется аккумулятор-
ная серебряно-цинковая батарея (300 а-час, 24 в), обеспечивающая
40 мин непрерывной работы бура. Магниты электродвигателя из-
готовлены из материала Genox на керамической основе, обладаю-
щего высоким сопротивлением к размагничиванию и хорошо рабо-
тающим как при низких, так и при высоких температурах. Пласти-
ны коллектора изготовляются из медно-циркониевого сплава, а для
их изоляции используется термостойкая меламиновая смола, ар-
мированная стекловолокном. Кроме того, в качестве изолирующих
материалов используется полиимидный лак и эмаль. На полый (для
уменьшения веса) вал двигателя насажен небольшой вентилятор,
обеспечивающий циркуляцию азота внутри корпуса для терморе-
гулирования. Для предотвращения электромагнитных помех кол-
лектор и щетки двигателя, а также штепсельный разъем для под-
ключения к аккумуляторной батарее имеют металлические экра-
ны, а для предотвращения накопления электростатического заряда
имеются полированные контакты, соединяющие шпиндель с кор-
пусом. Реактивный вращающий момент, действующий на космонав-
та, удалось снизить до 2,8 кем за счет использования фрикционной
муфты для передачи вращения от двигателя к шпинделю. Ведущая
шестерня приводит в движение зубчатое колесо, являющееся ча-
стью кулачкового механизма. Кулачок, изготовленный из азотиро-
ванной износоустойчивой стали, отжимает толкатель ударного ме-
ханизма. Пружина ударного механизма изготовлена из нержавею-
щей стали (17-7РН) и имеет ударный момент силы 0,44 кгм. При
испытаниях пружина выдержала 2 млн. ударов. Для крепления ин-
струментов шпиндель имеет внутреннюю двухкодовую резьбу с ша-
гом 2,5 см. В качестве смазочных материалов используется тефло-
новая смазка и масло. Маслом пропитывается прокладка из поли-
эфирного войлока, контактирующая с вращающейся частью удар-
ного механизма и обеспечивающая смазку кулачка. Тефлоновая
смазка используется для смазки всех шариковых и игольчатых под-
шипников, шестерен, муфты, шаровых опор и уплотнений. Бур ис-
пользует соединяющиеся друг с другом трубчатые секции длиной
по 50 см (см. рис. 81), изготовленные из стеклопластика, армиро-
ванного борволокном. При бурении космонавт должен давить на
бур своим весом (на Луне собственный вес бура составляет менее
2 кг) [495,536,608].
Активные сейсмометры (геофоны) устанавливаются на рас-
стоянии 45 м друг от друга у концов и посередине 90-метрового ка-
беля (всего три прибора). Геофоны регистрируют колебания, выз-
ванные подрывами пиротехнических зарядов и взрывами гранат,
запускаемых из специальных пусковых устройств, что, как полага-
ют, позволит произвести сейсмическое зондирование Луны до глу-
бины 450 м и обнаружить скопления льда, если они существуют.
Обойма с 21 зарядом находится в ударнике длиной 1 м (рис. 83).
Проходя вдоль кабеля с геофонами, космонавт нажимает спуско-
вой механизм через каждые 4 м. Блок из четырех пусковых уст-
ройств с гранатами (рис. 84) устанавливается так, чтобы гранаты
127
были нацелены в сторону, противоположную той зоне, где могут на-
ходиться космонавты. Это позволяет избежать опасности при слу-
чайном выстреле. Блок снабжен стойками, обеспечивающими угол
возвышения 45°. Пусковые устройства имеют различную длину
(максимальная 0,3 м) в зависимости от расчетной дальности поле-
та гранаты: 150; 300; 900 и 1500 м. Передатчики гранат позво-
ляют засечь старт и падение, н определить дальность полета.
Рис. 83. Ударник для
подрыва пиротехничес-
ких зарядов
Рис. 84. Блок из четырех пусковых уст-
ройств с гранатами
Для удобства компоновки пусковым устройствам и самим грана-
там придана прямоугольная форма. Пусковые устройства и грана-
ты изготовлены из стекловолокна. В хвостовой части гранат уста-
навливается микродвигатель, использующий в качестве топлива
смесь магния с тефлоном. Фугасные заряды гранат весят от 45 до
450 г. Выстреливание гранат производится поочередно по коман-
дам с Земли после отлета космонавтов. Первоначально предпола-
галось произвести выстрелы через год после отлета, позже реши-
ли—через 3—6 мес. Впервые пусковые устройства с гранатами бы-
ли установлены на Луне 5 февраля 1971 г. космонавтами корабля
«Аполлон XIV». До 1 июня 1971 г. сообщений о выстреливании
гранат не поступало [440, 441, 570, 619].
128
Тележка МЕТ1 2 (рис. 85) служит для перевозки грузов на Лун^
и изучения динамики движения по грунту колесной установки, что
важно для разработки луноходов. На тележке устанавливаются
магнитометр, кинокамера, стереоскопическая камера, инструменты
для геологических .исследований Луны, мешочки и контейнеры для
образцов и пр. Вес тележки, изготовленной из алюминиевого спла-
ва, 9 кг, грузоподъемность 64 кг (оборудование 32 кг, образцы до
32 кг). Шины из полиэфирного корда рассчитаны на работу в диа-
пазоне от —65 до +121°С. Камеры, находящиеся внутри шин, на
Рис. 85. Тележка МЕТ2
Земле в барокамере надуваются до 0,07—0,14 ат Тележка в сло-
женном виде крепится снаружи к корпусу посадочной ступени лун-
ной кабины и снабжается отдельным теплоизолирующим экраном.
Тележку можно катить по склону крутизной до 20°, а в случае не-
обходимости, ее можно переносить через препятствия (вес с гру-
зом на Луне не более 12 кг) [453].
При первом полете этапа J (корабль «Аполлон XV») на Луне
предполагают установить комплект приборов ALSEP № 4, включа-
ющий в себя сейсмометр, получающий питание от радиоизотопной
установки, магнитометр, прибор для исследования тепловых пото-
ков, детектор ионов и ионизационный манометр, а также отража-
тель лазерного излучения, имеющий 300 уголковых элементов. При
втором и третьем полетах этапа J (корабли «Аполлон XVI» и «Апол-
лон XVII») на Луне предполагают установить приборы для изме-
рения приливных явлений на Луне, определения электрических ха-
рактеристик поверхности, исследования приповерхностной «атмо-
сферы», а также для определения азимута и частоты «извержений»
и падений метеоритов [604, 605].
1 Mobile Equipment Transporter — мобильный транспортер для оборудова-
ния (имеет также название «Рикша»).
2 Схематическое изображение тележки см. в разделе «Полеты пилотируе-
мых кораблей «Аполлон» (глава «Космический корабль «Аполлон XIV»).
129
При полетах этапа J в отделении I двигательного отсека ко-
раблей «Аполлон» должен размещаться комплект SIM (вес
~400 кг), включающий в себя съемочное оборудование и научные
приборы. Там же размещаются автоматические спутники, которые
должны отделяться от кораблей «Аполлон» на селеноцентрической
орбите. Съемочное оборудование описано на стр. 96, размещение
научного оборудования показано на рис. 29 и 56. Изучается воз-
можность включения в комплект SIM различных приборов, в том
числе гамма-, рентгеновского и альфа-спектрометров, инфракрас
ного радиометра, масс-спектрометра, радиолокатора, фольги для
исследования солнечного ветра, прибора для измерения нейтрон-
ного альбедо и фотометра. Гамма-спектрометр, как полагают, по-
зволит определить содержание калия, тория и урана в верхнем
слое (глубина 0,3 м) лунного грунта. Рентгеновский спектрометр,
регистрирующий излучение, возбужденное Солнцем в верхнем тон-
ком слое грунта, предназначается для определения концентрации
кремния, магния и алюминия в этом слое. Альфа-спектрометр спо-
собен обнаружить выделения родона, которые часто сопровождают
вулканическую деятельность и извержения горячих гейзеров на
Земле. Инфракрасный радиометр, предназначается для обнаруже-
ния горячих областей и следов вулканической деятельности. С по-
мощью масс-спектрометра предполагают определить плотность и
состав газа на высоте селеноцентрической орбиты основного блока.
Радиолокатор (10 кгц—100 Мгц) по отраженному от Луны сигналv
позволит изучить стратификацию приповерхностного слоя лунного
грунта, его химическую дифференциацию и, возможно, обнаружить
слои льда [244, 454, 473—476].
С помощью приборов комплекта SIM, предназначенных для
геохимического анализа поверхности Луны, предполагают, в част-
ности, произвести сопоставление состава пород в морских и матери-
ковых районах, в различных материковых районах на видимой и на
обратной сторонах Луны. Среди образцов, доставленных из райо-
на Океана Бурь космонавтами корабля «Аполлон XII», был уни-
кальный образец (обозначение 12 013), в котором содержание ура-
на, тория и калия в 20 раз превышало содержание этих элементов
в прочих образцах. Одной из задач геохимического анализа с «по-
мощью приборов комплекта SIM будет выяснение того, является
ли этот образец типичным для больших областей Луны и представ-
ляет ли он позднюю стадию химической дифференциации.
Радиолокатор и масс-спектрометр предназначены для вклю-
чения в состав комплекта SIM на двух последних корабля «Апол-
лон». Первоначально два последних корабля «Аполлон» предпола-
галось запустить в 1974 г. Позже в связи с сокращением програм-
мы два последних запуска перенесли на январь и июнь 1972 г.
Когда стало ясно, что некоторые приборы комплектов SIM, атакже
некоторые приборы, предназначенные для установки на поверхно-
сти Луны, к этому сроку изготовить не успеют, два последних за-
пуска были отложены на март;и декабрь 1972 г., соответственно.
130
Отделение I двигательного отсека, в котором размещаются
приборы комплекта SIM, закрыто панелью, сбрасываемой перед
началом работы приборов. Момент сбрасывания еще не опреде-
лен. Если сбросить панель сразу после выхода корабля на селе-
ноцентрическую орбиту, то обеспечивается максимальная длитель-
ность работы приборов, однако возникает опасность их загрязне-
ния продуктами сгорания топлива при отделении лунной кабины
и при стыковке стартовавшей с Луны взлетной ступени лунной ка-
бины с основным блоком. Если же сбросить панель только после
стыковки, то для выполнения программы съемки и зондирования
с помощью приборов комплекта SIM корабль должен будет провес-
ти на селеноцентрической орбите дополнительно 2—3 суток
[604, 605] L
Автоматические спутники, отделяющиеся от кораблей «Апол-
лон», разрабатывает по контракту NASA (5 млн. долл.) фирма
TRW Systems. Предусматривается, что спутник отделяется непо-
средственно перед переходом основного блока с селеноцентричес-
кой орбиты на траекторию полета к Земле, когда основной блок
обращается по круговой орбите высотой ~100 юи. Постепенно
круговая орбита спутника вырождается в эллиптическую [550].
Вес спутника 36 кг, вместе с пружинным толкателем, сообщающим
ему при отделении приращение скорости 1,2 м!сек, спутник весит
43 кг. В двигательном отсеке спутник устанавливается на платфор-
ме1 2 для раскрутки перед отделением (до 127 обIмин) с целью ста-
билизации [473—476, 581, 582]. Спутник имеет шестигранный кор-
пус высотой 0,6 м с поперечным размером 35 м (рис. 86). На кор-
пусе устанавливаются солнечные элементы. Расчетная продолжи-
тельность существования спутника на -селеноцентрической орбите
1 год. Он предназначен для исследования магнитных явлений
и солнечного ветра, а также для изучения аномалий гравитацион-
ного поля Луны — так называемых «масконов» (концентраций мас-
сы). Для исследования магнитных явлений, в частности, взаимо-
действия магнитного поля Земли с Луной на спутнике устанавли-
вается индукционный магнитометр, смонтированный на выдвижном
стержне и регистрирующий напряженность от 2,5 гамм и выше.
Для стабилизации спутника выдвигаются еще два стержня. Для
регистрации частиц солнечного ветра будут использованы два
твердотельных детектора и четырехсеточная ионная ловушка (к
сеткам подводят потенциалы: 300; 1000; 3000 и 5000 в). Детекторы
регистрируют электроны в диапазоне от 20 до 320 кэв и протоны
в диапазонах от 20 кэв до 2 Мэв, ионная ловушка — электроны
в пяти диапазонах от 0,5 кэв до 15,5 кэв [550, 565, 566, 664].
1 Судя по предварительной программе полета корабля «Аполлон XV», для
первого полета этапа J принято решение сбрасывать панель сразу после выхода
на селеноцентрическую орбиту или после отделения лунной кабины [630, 631].
2 Фирма TRW Systems должна разработать и изготовить как спутники, так
и платформы.
131
Рис. 86. Спутник, отделяющийся от корабля «Аполлон» на селено-
центрической орбите
132
В отсеке экипажа корабля «Аполлон XIV» впервые устанавли-
валось оборудование для проведения так называемых «технологи-
ческих экспериментов» в состоянии невесомости. Такое оборудова-
ние предполагается устанавливать и на кораблях «Аполлон» се-
рии J. При каждом полете на эти эксперименты выделяется не бо-
лее 2 час, причем проводиться они должны на трассе «Луна—Зем-
ля». Вес необходимого оборудования составит 2,3—4,5 кг, никакой
модификации кораблей «Аполлон» не потребуется. Эти эксперимен-
ты увязаны с экспериментами, запланированными на орбитальной
станции «Скайлэб».
На корабле «Аполлон XIV» устанавливалась печь (40Х15Х
Хб см) с источником питания, обеспечивающим силу тока 1,5 а
(28 в). Использовался нагрев сопротивлением. Температура в пе-
чи не должна была превышать 93°С, температура поверхностей,
к которым могут прикоснуться космонавты, не должна превышать
40°С. Печь служила для изучения процесса литья различных ма-
териалов, в частности:
— стабильности в условиях невесомости смеси, состоящей из
жидких металлов с низкой вязкостью и волокон, частиц и пузырь-
ков газа;
— однородности и степени дисперсии частиц и волокон в ком-
позитных материалах, полученных в условиях невесомости;
— тенденции, если таковая имеется, фронта затвердевания
вытеснять волокно по мере движения через образец.
Кроме того на этом корабле проводились эксперименты по
электрофорезу биологических соединений, изучению конвекции и
тепловых потоков, а также исследованию перемещения жидкости
из одной емкости в другую в условиях невесомости.
При полетах этапа J запланированы:
1. Исследования тепловых потоков и нестабильности конвек-
ции в жидкости с перепадом температур в условиях невесомости.
Результаты этих исследований важны для экспериментов по выра-
щиванию кристаллов 'в невесомости, запланированных на станции
«Скайлэб».
2. Исследования поведения в невесомости сферических капель
чистой воды и жидкостей различной вязкости. С помощью шприца
капли будут впрыскиваться в емкость известного объема.
3. Исследование возможности разделения смесей биологичес-
ких молекул (электрофорез) в жидкой среде в условиях невесо-
мости. Смесь известных белков в агаровой среде, часто используе-
мая в фармацевтике, должна нагреваться до жидкого состояния.
Эти исследования могут продемонстрировать принципиальную воз-
можность получения в космических условиях дорогостоящих вак-
цин. Подобные исследования проводились на корабле «Апол-
лон XIV».
4. Исследовайия выделения пузырьков воздуха из расплава
парафина в состоянии невесомости. Эти исследования важны для
будущих экспериментов по получению в космических условиях
композитных материалов.
133
5. Исследования эффективности гибких диафрагм для вытес-
нения жидкости в условиях невесомости из одной емкости в дру-
гую, сообщающуюся с первой. Эксперимент предусматривает ис-
пользование двух емкостей диаметром по 10 см и эластичной гру-
ши [615-617].
6. Исследования воздействия космических условий на микро-
организмы [663].
Луноходы LRV
При полетах космических кораблей «Аполлон» серии J выса-
дившиеся на Луну космонавты должны использовать двухместные
луноходы LRV1. Согласно техническому заданию (табл. 10), луно-
ход должен быть рассчитан на общую длительность эксплуатации
54 час (во время дневного периода на Луне) и на общий пробег
120 км, хотя вследствие ограничений, накладываемых аварийным
запасом кислорода системы жизнеобеспечения, при первой лунной
экспедиции этапа J (корабль «Аполлон XV») космонавты на луно-
ходе не должны удаляться от лунной кабины более чем на 5 км
[575], а протяженность пути при каждой поездке составит до
16 км. При двух последующих полетах этапа J с накоплением опы-
та радиус действия лунохода и протяженность пути могут быть
увеличены. Луноход рассчитан на четыре поездки во время работы
экспедиции. На нем устанавливаются две независимые серебряно-
цинковые батареи. В случае выхода из строя одной батареи остав-
шаяся может обеспечить необходимую мощность [359—362].
В конкурсе на получение контракта NASA, предусматриваю-
щего разработку лунохода и изготовление четырех образцов (один
из них запасной) участвовали фирмы Boeing, Bendix, Grumman
Aerospace и Chrysler, которые представили NASA свои проекты
(см. табл. 10). Контракт (19 млн. долл.) был заключен с фирмой
Boeing [359—362].
Луноход LRV, разработанный фирмой Boeing, показан на
рис. 87. Вес летного образца2 с грузом распределяется «следующим
образом (не считая веса — 19 кг — приспособлений для монтажа
и развертывания):
Собственно луноход 211
Два космонавта с ранцевыми системами Жизне-
обеспечения 364
Научные приборы 19
Съемочное оборудование 16
Связное оборудование 53
Образцы лунных пород 27
Итого: 690
Длина летного образца лунохода 3,10 м, ширина 2,06 м, высо-
та 1,14 м, расстояние между осями 2,29 м, ширина колеи 1,83 м,
клиренс 0,36 м. Ресурс хода 65 км, максимальная скорость
13 км!час, радиус разворота 6 м. Луноход рассчитан на преодоле-
ние склонов крутизной до 20°, препятствий высотой до 0,3 м, тре-
1 Lunar Roving Vehicle — лунный вездеход.
2 Фактические характеристики этого образца несколько отличаются от пре-
дусмотренных техническим заданием NASA и первоначальным проектом фирмы
Boeing (см. табл. 10).
Таблица 10 [477, 478]
Характеристики лунохода
Характеристики Техническое задание NASA Проект фирмы Boeing Проект фирмы Bendix Проект фирмы Grumman Aerospace Проект фирмы Chrysler
Максимальный вес, кг 180 154 189 172
Минимальный клиренс, см 35 35,5 41 49 35,5
Максимально допустимые крен и дифферент, град 45 и 45 46 и 48 46 и 46 53 и 58 45 и 45
Отношение максимального радиуса разворота к длине лунохода, % 100 69 131 95 150
Полез- ная на- грузка, кг Космонавты в ска- фандрах и обору- дование системы жизнеобеспечения 336 336 336
Научные приборы и образцы лунного грунта 77 77 113 77
Итого 413 413 401 413
Максимальное проходимое расстояние при четырех маршрутных экспедициях, км 120 45 152
Максимальное проходимое расстояние при одной марш- рутной экспедиции по го- ризонтальной непересечен- ной местности, км 30 60 30 38
Ско- рость, км/час На горизонтальной морской поверхно- сти 16 19 18 16 16
При преодолении склона крутиз- ной 6° 10 12 10 13,9
Средняя — >11 8,6 — —
Максимальная преодолева- емая крутизна склона (на участке протяженностью 0,5 км), град 25 25 35 25 25
135
Продолжение табл. 10 [477, 478]
Характеристики Техническое задание NASA Проект фирмы Boeing Проект фирмы Bendix Проект фирмы Grumman Aerospace Проект фирмы Chrysler
Максимальная преодолева- емая высота препятствий, см 30 >30 38 >30
Максимальная преодолева- емая ширина трещин, см 70 70 76 >70
Максимальная крутизна склона, допускающая оста- новку, град 35 35 35 35 35
Максимальная ошибка при определении направления на лунную кабину (при удале- нии от нее на~5 км), град 3 1,76 <3
Максимальная ошибкаТпри определении расстояния до лунной кабины (при удале- нии от нее на~5 км)^ м 500 177 200 f <500
Максимальная ошибка при определении пройденного пути с помощью одометра, % 2 1,6 <2
щин шириной до 0,7 м. Максимальный допустимый крен и диффе-
рент 45°. Тормоз должен удерживать луноход на склоне крутизной
ло 30—35°. При оптимальных условиях эксплуатации луноход рас-
считан на 78 час работы в лунных условиях. Рама лунохода изго-
товлена из алюминиевого сплава [665—668].
Луноход четырехколесный, каждое колесо имеет диаметр 81 см
и ширину 23 см. Подвеска колес торсионная, ступица изготовлена
из алюминиевого сплава ротационным выдавливанием, обод спле-
тен из проволоки с цинковым покрытием с титановыми ограничи-
телями прогиба, к ободу приклепаны грунтозацепы из титанового
сплава. Каждое колесо ведущее и имеет индивидуальный электро-
мотор мощностью 0,25 л. с., который находится в герметизирован-
ном кожухе, заполненном азотом под давлением 0,5 ат. Кожух
удерживает смазку и защищает электромотор от пыли, а присут-
ствие азота обеспечивает конвективное охлаждение электромотора
и нормальную работу контактных щеток, которые в вакууме могут
выйти из строя. В случае отказа электромотора или привода на
одном или даже на двух колесах (на противоположных сторонах)
космонавты отключают неисправные электромоторы от источников
питания и могут продолжать движение. Космонавты на луноходе
сидят рядом. Сиденья поворачиваются в горизонтальной плоскости
136
Рис. 87. Луноход LRV
/ — остронаправленная антенна; 2— пульт управления; 3 — малонаправленная ан-
тенна; 4 — кинокамера (16 мм); 5 — поручень; 6 — ручка управления; 7 — кассеты с
пленкой; 8 — шланг устройства BSLSS (см. стр. 155); 9 — электробур; 10*— стерео-
скопическая камера; 11— магнитометры; 12— держатель для геологических инстру-
ментов; 13 — контейнеры для образцов (под сиденьем): 14 — контейнер со щетками;
/5 — контейнер с мешочками; 16— захват; /7 — место для фотокамеры (70 мм);
/Я — приемо-передающее оборудование для непосредственной связи с Землей; 19 -те-
левизионная камера
137
на 80е, чтобы облегчить космонавтам пользование луноходом. За-
няв место на сиденье, космонавт поворачивается вместе с ним и
фиксирует сиденье в походном положении. Между космонавтами
смонтирована штурвальная колонка самолетного 1ипа, позволяю-
щая регулировать скорость, тормозить, делать повороты. Такая
колонка была выбрана потому, что космонавты привыкли к подоб-
ным колонкам на самолетах. Расположение колонки позволяет
пользоваться ею обоим космонавтам. На колонке имеется переклю-
чатель переднего и заднего хода, а также ручка управления. Когда
эта ручка подается вперед, луноход начинает двигаться вперед или
назад в зависимости от положения переключателя. Когда ручка
подана назад, луноход тормозится вследствие изменения направле-
ния тока в электромоторах. Имеется и запасное средство торможе-
ния: обычные тормозные колодки и барабанный тормоз. Для пово-
рота упоминавшаяся выше ручка отклоняется в соответствующую
сторону. При этом, если ручка отклонена, например, влево, перед-
ние колеса поворачиваются влево, а задние — вправо. С помощью
специального переключателя на пульте управления поворотный
механизм может быть переведен в такой режим, что при отклоне-
нии ручки в какую-либо сторону в эту сторону поворачивают все
четыре колеса, обеспечивая возможность бокового движения луно-
хода [359—362, 448, 477, 637—642].
Система управления лунохода, включающая в себя малогаба-
ритное вычислительное устройство, позволяет определять направ-
ление движения, общее пройденное расстояние, расстояние от лун-
ной кабины по прямой и направление на лунную кабину на тот
случай, если будет принято решение о возвращении. Последнее по-
зволит возвратиться к лунной кабине кратчайшим путем, а не по
колее. При определении направления на лунную кабину вычисли-
тельное устройство будет использовать информацию от двух гиро-
скопов модели 9010LSI, изготавливаемых фирмой Lear Siegler и
представляющих собой модификацию стандартных гиро-скопов мо-
дели 9010Е [694, 695]. Помимо вычислительного устройства и ги-
роскопов, навигационное оборудование лунохода будет включать
в себя одометры (счетчики проходимого пути), солнечные часы и,
возможно, лазерный локатор для обнаружения препятствий. В слу-
чае аварии лунохода и необходимости возвращения космонавтов
к лунной кабине пешком, они снимут солнечные часы и будут ис-
пользовать их в качестве навигационного прибора. Согласно рас-
четам, солнечные часы, проектируемые для лунохода, обеспечат
выход в район лунной кабины с ошибкой не более 100 м при перво-
начальном удалении от кабины до 30 км [689—693]. При создании
навигационной системы для лунохода одной из наиболее сложных
проблем оказался отвод тепла, выделяющегося при работе гиро-
скопа и блока обработки данных. Эти устройства термически изо-
лированы и подсоединены к шине, отводящей тепло в электролит
батарей, нагрев которого не оказывает существенного влияния на
работу батарей. По окончании маршрута или во время остановок
лунохода тепло из батарей отводится в космос с помощью подклю-
чаемого к ним зонтообразного металлического радиатора с полиро-
ванными поверхностями [575].
138
Космонавты на луноходе будут выходить из зоны прямой ви-
димости лунной кабины, поэтому радиотехническое оборудование
кабины нельзя будет использовать в качестве ретранслятора в сис-
теме связи с Землей. В связи с этим NASA заключило с фирмой
RCA контракт (10 млн. долл.) на разработку комплекта радиотех-
нического оборудования LCRU1, обеспечивающего непосредствен-
ную связь космонавтов на луноходе с Землей. Этот комплект дол-
жен включать в себя AM-приемник и AM-передатчик метрового
диапазона, приемник и передатчик сантиметрового диапазона S,
антенну метрового диапазона для голосовой связи, антенну диапа-
зона S с высоким коэффициентом усиления и антенну диапазона S
с низким коэффициентом усиления. Вес комплекта 22,7 кг. он по-
лучает электропитание от собственной батареи или от батарей лу-
нохода [573, 574, 609].
Луноход предполагают разместить в одном из отделений кор-
пуса посадочной ступени лунной кабины. При этом потребуется не-
которое перераспределение оборудования, чтобы освободить в этом
отделении место для лунохода. Задняя и передняя секции лунохо-
да, где смонтированы колеса, соединены со средней секцией шар-
нирно, и при складывании ложатся на нее. Колеса наклонены к про-
дольной оси лунохода, чтобы он в сложенном положении занимал
меньше места. Извлечение лунохода из отделения в корпусе лунной
кабины, установку его на грунт и приведение в рабочее положение
должен обеспечивать один космонавт, причем большинство опера-
ций будет автоматизировано. Извлечение лунохода не должно
представлять трудностей даже при наклоне лунной кабины на
грунте до 14° [689—693]. На рис. 88 показано развертывание луно-
хода. Космонавт становится на одну из ступенек лестницы, веду-
щей от люка лунной кабины, и поочередно вытягивает кольца,
смонтированные друг под другом на корпусе лунной кабины. При
вытягивании кольца 1 пружинный толкатель выбрасывает луноход
из посадочной ступени, он наклоняется примерно на 45° и фикси-
руется в этом положении. При вытягивании кольца 2 откидывает-
ся задняя секция лунохода и задние колеса фиксируются в рабо-
чем положении. При вытягивании кольца 3 луноход опускается на
несколько градусов и с помощью специальной штанги отводится
на некоторое расстояние от корпуса лунной кабины. При вытяги-
вании кольца 4 задние колеса опускаются на грунт, откидывается
передняя секция и передние колеса фиксируются в рабочем поло-
жении. При вытягивании кольца 5 на грунт опускаются и передние
колеса. Затем космонавт спускается с лестницы на грунт и освобо-
ждает луноход от механизма, обеспечившего развертывание (см.
рис. 88, позиция 6) [477, 478].
Фирма Boeing изготовляет луноходы на заводе в Хантсвилле
(шт. Алабама) [359, 362]. Опытно-конструкторские работы и ис-
пытания лунохода были организованы в соответствии с принципа-
ми, принятыми в свое время для наиболее ответственных систем
1 Lunar Communications Relay Unit — лунный ретрансляционный блок.
139
Рис. 88. Развертывание лунохода (позиции объясняются в тексте)
основного блоков и лунной кабины космического корабля «Апол-
лон». Фирма Boeing создала семь экспериментальных образцов
лунохода, в том числе:
1. Образец для изучения проблем, связанных с размещением
оборудования и космонавтов. На этом образце (рис. 89), кроме то-
го, отрабатывались меры спасения в случае аварий.
Рис. 89. Экспериментальны!! образец лунохода для изучения
проблем, связанных с размещением оборудования и космо-
навтов
2. Образец для изучения инженерных проблем, в первую оче-
редь, динамики лунохода в имитированных лунных-условиях и по-
ведения материалов в вакууме при экстремальных температурах.
3. Образец для динамических испытаний (рис. 90), который
предназначался, в первую очередь, для изучения влияния на луно-
ход вибраций лунной кабины на участке выведения.
4. Образец для отработочных испытаний, идентичный летному
образцу и предназначенный, в первую очередь, для определения
пределов безопасности при эксплуатации.
Кроме того, фирма Boeing изготовила образец лунохода
(рис. 91) для тренировки космонавтов в условиях земного тяготе-
ния с целью ознакомления их с особенностями движения, маневри-
рования, управления и навигации, а также макет, вес которого
составляет 1/6 веса натурного образца, для испытаний механизма,
обеспечивающего развертывание и установку лунохода на грунт
[448, 567]. Образец для тренировки космонавтов был передан
NASA 17 ноября 19^0 г. Поскольку он предназначен для использо-
вания в условиях земного тяготения, этот образец имеет вдвое
больший вес, чем летный образец, и соответственно упрочненную
раму, подвеску и пр. По сравнительно ровной поверхности он раз-
вивает скорость до 15 км!час [637—641].
141
Рис. 90. Экспериментальный образец лунохода для динамических
испытаний
Рис. 91. Экспериментальный образец лунохода для тренировки кос-
монавтов в условиях земного тяготения
142
В ходе разработки лунохода были успешно проведены испыта-
ния в имитированных лунных условиях сборки, состоящей из коле-
са лунохода с электромотором и торсионной подвеской. Испытания
проводились в термобарокамере с использованием бегущей дорож-
ки с «лунными камнями», а также ксеноновых ламп для имитации
солнечного излучения. Испытания продолжались пять суток [567].
Первый летный образец фирма Boeing передала NASA 10 мар-
та 1971 г. (на три недели раньше срока). Остальные летные образ-
цы должны быть переданы, соответственно, в июне, июле и августе
1971 г. По предварительным данным, фирма перерасходовала не
менее 11 млн. долл. (30 млн. долл, вместо 19 млн. долл.)
[637—641].
Корнеллская авиационная лаборатория по контракту NASA
(15 тыс. долл. )составила карту района Луны площадью 20 км1 2
(в заливе Центральном) с указанием элементов рельефа, непрео-
долимых для луноходов. Карта составлена с использованием вы-
числительной машины IBM 360—65 на основе снимков, получен-
ных космическими аппаратами «Лунар орбитер» и карт Луны, со-
ставленных картографическим управлением Армии США. При
составлении карты учитывались глубина и диаметр кратеров, кру-
тизна их склонов, наличие камней, несущая способность грунта и
пр. Эти данные сопоставлялись с характеристиками луноходов раз-
личных типов. Проведенная работа преследовала две цели: пла-
нирование маршрутов для луноходов и уточнение требований
к ним [555, 556].
СКАФАНДРЫ КОСМОНАВТОВ И РАНЦЕВАЯ СИСТЕМА
ЖИЗНЕОБЕСПЕЧЕНИЯ PLSS
Космонавты кораблей «Аполлон» используют два типа ска-
фандров. Пилот основного блока надевает скафандр типа IV1, не
предназначенный для выхода на Луну, командир корабля и пилот
лунной кабины — скафандр типа EV2, рассчитанный на выход на
Луну. О конструкции скафандров дает представление табл. 11, а
также рис. 92 и 93. Ниже описывается скафандр типа EV (ска-
фандр типа IV отличается от него в основном отсутствием оболоч-
ки для теплозащиты и метеорной защиты). Скафандр изготовляет-
ся фирмой International Latex. Используемая космонавтами модель
A7L отличается от первоначально разработанной модели, в первую
очередь, большей огнестойкостью, меньшим коэффициентом отра-
жения внешней поверхности, имеющей белый цвет, а также боль-
шей гибкостью сочленений. По заявлению создателей скафандра,
с помощь^) специально предусмотренных гофриррванных сочлене-
ний постоянного объема удалось обеспечить высокую подвижность.
1 IV (Intra Vehicular) —внутрикорабельный.
2 EV (Extra Vehicular) — внекорабельный.
143
Рис. 92. Космонавт в скафандре типа
EV с ранцевой системой жизнеобеспече-
ния PLSS
144
Рис. 93. Скафандр типа EV
/ — белье с водяным охлаждением: // — вентилируемая оболочка: III — герметизирующая оболочка; IV — общий вид скафандра
/ — герметизирующий шлем; 2 — входной и выходной разъемы для подсоединения шлангов воды: 3 — входной разъем для подсоединения
шланга кислорода; 4 — выходной разъем для подсоединения шланга кислорода; 5 — предохранительный клапан; 6 — разъем для подсоедине-
ния мочесборника и отверстие для инъекции (под клапаном); 7 — герметизирующая перчатка: S—датчик давления; 9 — разъем для подсое-
динения кабеля связного оборудования; 10— антенна; // — панель управления ранцевой системой PLSS: /2 — кожух, закрывающий разъе-
мы; 13 — карман для фонаря; /4 — карман для образцов лунного грунта; /5 — сумка с полетным заданием: 16 — чехлы на ботинки, наде-
ваемые при выходе на Луну; /7 — сумка с проверочной инструкцией; 18 — сумка с ножницами; 19 — стяжка; 20 — упрочняющий слой ме-
таллической ткани; 2/— перчатки, надеваемые при выходе на Луну; 22— внешняя оболочка скафандра; 23 — шланги автономной системы
жизнеобеспечения PLSS: 24 — ранцевая система жизнеобеспечения PLSS: 25 — карман для солнцезащитных очков; 26 — аварийный
запас кислорода
145
Космонавты могут садиться на корточки, становиться на колени
и даже дотягиваться рукой до задней части шлема. Космонавт,
споткнувшийся и упавший на поверхности Луны, легко сможет
снова встать на ноги [60, 125]. NASA заказало фирме International
Latex более 100 скафандров типа IV и EV [60]. Стоимость одного
скафандра — 100 тыс. долл. [125].
Таблица 11 [184]
Конструкция скафандров
Оболочка Материал
Скафандр типа IV Скафандр типа EV
Нательная (внутренняя) Хлопчатобумажный трикотаж с застежкой «молния» от пояса до шеи и устройствами для крепления биодатчиков Хлопчатобумажный трикотаж* с застежкой «молния» и устрой- ствами для крепления биодат- чиков
Комфортная «Номекс» (Nomex) | «Номекс»
Вентилируемая Нейлон с неопреновым покры- тием Нейлон с неопреновым покры- тием
Герметизирую- щая Нейлон Нейлон
Теплозащитная и для метеорной защиты Нет Два слоя нейлона с неопрено- вым покрытием и семь слоев стеклоткани «Бета» с каптоно- вым покрытием
Внешняя Слой «Номекса» и два слоя стеклоткани «Бета» с тефлоно- вым покрытием Стеклоткань «Бета» с тефлоно- вым покрытием
* На период выхода космонавтов на поверхность Луны нательная оболочка скафандра
типа EV заменяется «бельем» с водяным охлаждением. Материал «белья» трикотаж из ней-
лона и «спандекса» (spandex), которым обшиты пластмассовые трубки для циркуляции
воды.
Вес скафандра типа EV 24,5 кг, вместе с одеваемыми перед
выходом на поверхность Луны перчатками, чехлами на ботинки,
шлемом и рамкой с защитными козырьками — 29 кг (вес скафанд-
ра типа IV— 16 кг) [31, 60, 184].
Трикотаж, из которого изготовлено «белье», предлагали заме-
нить более огнестойкой тканью из стекловолокна. Однако опыты
показали, что такая ткань раздражает кожу [10]. В вентилируемой
оболочке должно обеспечиваться нормальное давление в течение
30 мин даже в случае повреждения герметизирующей оболочки.
За это время космонавт, находящийся на поверхности Луны, успе-
ет достигнуть лунной кабины. На плечах, локтях и коленях ска-
фандр для предотвращения истирания имеет упрочняющий
внешний защитный слой из металлической ткани, на левом плече
имеется эмблема в виде национального флага США [125]. Стекло-
147
ткань «Бета», используемая для повышения огнестойкости, не го-
рит, а плавится только при весьма высокой температуре (650сС)
[60]. На скафандре предусмотрено несколько карманов и сумок
(для дозиметра, солнцезащитных очков, двух ручек, фонаря, нож-
ниц, проверочной инструкции и пр.).
Скафандр имеет несколько разъемов, к которым в период пре-
бывания космонавтов на корабле подключаются трубопроводы
системы жизнеобеспечения, а также провода системы связи и био-
телеметрии. Шлем (рис. 94) изготовлен из прозрачной пластмассы
[60]. Под него космонавт надевает тканевую шапочку с двумя
комплектами наушников и микрофонов (один комплект запасной)
Космонавты должны надевать скафандры и шлемы только при
старте, в период посадки на Луну и для выходов на поверхность
Луны. В остальное время полета космонавты одеты в легкие теф-
лоновые комбинезоны, состоящие из куртки и штанов. Комбине-
зоны, надеваемые на нательную оболочку, обеспечивают тепло, а
имеющиеся в них карманы позволяют космонавтам хранить необ-
ходимые вещи [125, 184].
На период выхода на поверхность Луны космонавты надевают
чехлы на ботинки и перчатки, а к шлему крепят поликарбонатную
рамку (рис. 95) с двумя козырьками: один для защиты от теплово-
го и светового излучения; второй — для метеорной защиты. Пер-
чатки из ткани «Хромель-R» с теплоизолирующим покрытием слу-
жат для защиты рук при работе с очень нагретыми или охлажден-
ными объектами. Концы пальцев перчаток изготовлены из крем-
нийорганического каучука, чтобы повысить чувствительность паль-
цев космонавтов [184].
Скафандры для космонавтов кораблей серии J должны обес-
печивать большую комфортность, большую свободу движений и
лучший обзор [643].
В период выхода на поверхность Луны космонавты использу-
ют автономную ранцевую систему жизнеобеспечения PLSS1. Сис-
тема изготовляется фирмой Hamilton Standard. Использовавшаяся
космонавтами кораблей «Аполлон XI»,..., «Аполлон XIV» модель
SV-706100-6 отличается от первоначально разработанной модели,
в первую очередь, следующими характеристиками:
1. Увеличенным аварийным запасом кислорода. Этот запас
рассчитан на 30 мин, а не на 5 мин, как проектировалось ранее.,
Блок аварийного запаса кислорода размещается на ранце, а не на
шлеме космонавта.
2. Увеличенной скоростью теплоотвода (500 ккал!час). Потреб-
ность в этом выяснилась в результате экспериментов по выходу
в открытый космос космонавтов спутников «Джемини». Для повы-
шения скорости теплоотвода в системе PLSS газовое охлаждение
было заменено водяным.
1 Portable Life Support System — портативная система жизнеобеспечения
148
Рис. 94. Шлемы космонавтов и чехол на ботинки
I — чехол на ботинки; II — герметизирующий шлем; III — поликарбонатовая рамка
с козырьками, надеваемая на шлем при выходе на Луну; /V —шапочка с наушни-
ками и микрофонами (шлемофон)
/ — вентиляционный канал; 2 — разъем; 3 — козырек, защищающий от метеорных
частиц; 4 — козырек, защищающий от светового и теплового излучения Солнца (зо-
лотая пленка)
149
3. Увеличенной огнестойкостью. Необходимость этого выяви-
лась после пожара корабля «Аполлон» 27 января 1967 г. Стекло-
пластиковая противометеорная оболочка ранца покрыта много-
слойной негорючей тканью, а блок аварийного запаса кислорода —
негорючей тканью «Бета».
Рис. 95. Крепление рамки с козырьками к шлему кос-
монавта
Вес системы PLSS (рис. 96) 54 кг, в том числе вес блока ава-
рийного запаса кислорода (блок АЗК) 12 кг. Таким образом, об-
щий вес скафандра (со шлемом и пр.) и ранцевой системы жизне-
обеспечения составляет 83 кг (на Земле). Расчетный ресурс систе-
мы PLSS при полете этапа G — 4 час1, при полетах этапа Н —
5 час 30 мин. Схема системы PLSS с блоком АЗК показана на
рис. 97, схема без блока АЗК—на рис. 98, схема блока АЗК — на
рис. 99. Ресурс серебряно-цинковой батареи в системе PLSS
240 вт-час [31, 452, 643]. Система обеспечивает подачу кислорода
для дыхания, наддува и вентиляции скафандра под давлением
0р27 кг/см2. Расход кислорода 3,6 кг!час. Если расход падает ниже
критического уровня, срабатывает звуковой сигнализатор. Цирку-
ляцию кислорода обеспечивает вентилятор с батарейным питани-
ем. Хранится кислород под давлением 70 кг/см2 в баллоне диамет-
ром 15 см и длиной 43 см. Полностью заряженный баллон содер-
жит 467 г кислорода. Подзарядка баллона производится от систе-
мы жизнеобеспечения лунной кабины. Из скафандра кислород, со-
держащий углекислый газ, пары воды и другие примеси, возвраща-
ется в ранец, пропускается через активированный уголь и патрон
1 Фактически ресурс оказался больше, поскольку расход кислорода был
меньше расчетного [31, 325, 326].
150
гидроокиси лития (для удаления примесей), после чего поступает
в сублиматор, где охлаждается. Пары воды при этом конденсиру-
ются, и, пройдя через сепаратор воды, конденсат отводится в ба-
чок с водой для питания сублиматора. Этот бачок представляет
собой жесткую конструкцию, внутри которой размещен баллон из
гибкого материала. Конденсат, попадающий в пространство меж-
ду баллоном и стенками бачка, для питания сублиматора не ис-
пользуется. Для этой цели служит вода в гибком баллоне (ем-
кость 2,7 л), который может три раза дозаправляться водой из за-
пасов в лунной кабине. При заполнении баллона конденсат выдав-
ливается из бачка в систему сбора жидких отходов лунной кабины.
Космонавт наблюдает за током конденсата через смотровое стек-
ло. Прекращение тока означает, что баллон заполнен. На лунной
кабине предусмотрены запасные патроны гидроокиси лития и бата-
реи для системы PLSS. Вода, обеспечивающая теплоотвод, прока-
чивается насосом, работающим от батареи, через трубки в «белье»
космонавтов. Расход воды 1,8 л!мин. Общий запас воды, циркули-
рующей в системе теплоотвода, 5,7 л. Она находится под давлени-
ем 1,4 кг 1см2. Для восполнения потерь в системе имеется дополни-
тельный запас (~0,1 л) в аккумуляторе. Вода, поступающая из
системы PLSS в скафандр, имеет температуру 0,6°С. Нагретая в
скафандре вода охлаждается в сублиматоре, при этом происходит
саморегулирование скорости сублимации в зависимости от интен-
сивности тепловыделения. С помощью трехпозиционного байпас-
ного клапана космонавт может перепустить воду частично в обход
сублиматора, что позволит устанавливать температуру в одном из
трех диапазонов: 7—10°С, 15—18°С и 24—27°С [31].
Блок АЗК включает в себя два баллона, в каждом из которых
содержится 1,15 кг кислорода под давлением 405 кг/см2. Использо-
вать можно только 0,9 кг из каждого баллона (для подачи всего
кислорода недостаточно давления). Кислород из блока АЗК пода-
ется по специальному трубопроводу, соединяющему блок со ска-
фандром. Этот кислород может проходить через систему регенера-
ции или же подаваться в обход ее. Без регенерации кислорода бло-
ка АЗК должно хватить на 30 мин (из расчета расхода 3,6 кг/час).
Панель управления ранцевой системой PLSS находится спере-
ди на уровне плеч. На панель выведены регуляторы работы венти-
лятора кислорода, насоса воды, индикатор расхода кислорода, а
также ручки управления радиосистемой.
Радиосистема обеспечивает двухстороннюю радиотелефонную
связь космонавтов во время выходов с Землей и друг с другом
(через ретранслятор в лунной кабине). Одновременно с переговора-
ми должна передаваться телеметрическая информация по семи ка-
налам. По одному каналу передается электрокардиограмма космо-
навта, по остальным шести такие параметры как давление подачи
кислорода, давление наддува в скафандре, температура кислорода
на . входе в скафандр, расход воды, сила тока батарей и пр.
[31, 184].
151
Рис. 96 Ранцевая система PLSS
а — с блоком АЗК; б — без блока АЗК (крышка
снята)
/ — связное и телеметрическое оборудование; 2 — тепло-
обменник; 3 — патрон с гидроокисью лития; 4 — бачок с
водой; 5 — вентилятор; 6 — баллон с кислородом; 7 — ба’
гарейный источник питания (с противоположной стороны)
• [ ч
f
Рис. 97. Схема системы PLSS с блоком АЗК?
/ — ранец; 2 — кабель системы связи; 3 — трубопровод воды для охлаждения «белья»:
4 — трубопровод подачи в скафандр очищенного кислорода; 5 — трубопровод отвода смеси
газов из скафандра; 6 — трубопровод заправки водой из бортовых запасов лунной кабины;
7 — трубопровод заправки кислородом из бортовых запасов лунной кабины; 8 — баллон с
кислородом в лунной кабине; 9 — бачок с водой в лунной кабине: 10 — панель управления
ранцевой системой PLSS; // — кабель к панели 10; /2 — блок АЗК
Рис. 98. Схема системы PLSS без блока АЗК
/ — энергетическая установка и кабельная есть; //—основной запас кислорода; /// — си-
стема циркуляции и регенерации кислорода; / V — сублиматор и связанные с ним блоки;
V — система циркуляции воды
/ — регулятор; 2— радиосистема; 3 — звуковой сигнализатор: 4— основная батарея; 5 — дат-
чик силы тока батареи; 6 — датчик напряжения батарей; 7 — электрическая шина; 8 — па-
нель управления; 9 — ограничители силы тока; 10 — электрическая шина; // — устройство
задержки; 12 — редуктор; 13— баллон с основным запасом кислорода; 14 — заправочный
штуцер; /5 —датчик давления; 16 — датчик расхода; 17 — датчик давления; 18 — генератор
сигнала о падении давления; 19 — датчик расхода: 20 — разъем на входе в скафандр;
21 — разъем на выходе из скафандра; 22 — блок удаления примесей (активированный уголь
и гидроокись лития); 23 — вентилятор; 24 — сепаратор воды; 25 — датчик температуры кис-
лорода; 26 L- дренажный штуцер; 27 — бачок с водой для сублиматора (в бачке виден гиб-
кий баллон); 28 — смотровое стекло: 29 — штуцер слива воды: 30- штуцер заправки водой;
/// — отсечной и предохранительный клапан; 32 — датчик давления воды, поступающей в
сублиматор; 33 — мерное отверстие; 34 — сублиматор; 35— байпасный клапан; 36—насос;
37 — датчик температуры воды на входе в скафандр; 38 — датчики температурного перепада
на входе и выходе; 39 — разъемы на входе и выходе
Рис. 99. Блок АЗК
/ — баллоны со сжатым кислородом; 2 — датчик
давления; 3 — заправочный штуцер; 4 — отсечной
клапан; 5 — нагреватель; 6 — редуктор; 7 — дат-
чик температуры; 8—панель управления; 9—разъ-
ем на входе в скафандр: 10 — электрические це-
пи нагревателя; // — регулятор температуры;
/2 — электрическая шина; 13 — переключатель;
14 — батарея
Для лунных экспедиций этапа J система жизнеобеспечения
модифицируется. Ресурс системы должен превысить 7 час, а ресурс
блока АЗК достигнуть 1,5 час [357, 358] . Последнее позволит кос-
монавтам удаляться на большее расстояние от лунной кабины, по-
скольку это расстояние лимитируется аварийным запасом кислоро-
да. Габариты системы останутся такими же, а вес возрастет при-
мерно на 10 кг [357, 358]. Увеличение ресурса системы PLSS пред-
полагают обеспечить путем использования батареи емкостью
360 вт-час (вместо 240 вт-час), установки дополнительного бачка
с водой для системы охлаждения и увеличения запаса кислорода/
для чего будет несколько повышено давление в кислородном бал-
лоне.
Начиная с полета корабля «Аполлон XIV» предусматривается
использование устройства BSLSS1, позволяющего подключать ска-
фандр космонавта с неисправной ранцевой системой PLSS к ис-
правной системе PLSS второго космонавта для обеспечения ох-
лаждения скафандра. В результате кислород из аварийного запа-
са не придется расходовать на охлаждение. Для системы PLSS ко-
рабля «Аполлон XIV» это означало, что аварийного запаса хватит
не на 30, а на 75 мин. Устройство BSLSS использует шланг дли-
ной 2,3 м, по которому в скафандр подается вода из исправной си-
стемы PLSS [452].
По завершении выходов на поверхность Луны космонавты на
некоторое время снова открывают люк и выбрасывают обе ранце-
вые системы PLSS и другие ненужные более предметы на поверх-
^—2- ность Луны? Первоначально пред-
Рис. 100. Космонавт с аварийной си-
стемой жизнеобеспечения
Вес системы 7,4 кг, в том числе
полагалось эти системы не выбра-
сывать на случай необходимости
перехода через открытый космос
из взлетной ступени в основной
блок, если их стыковка не удалась
или переход через туннели-лазы
по каким-либо причинам неосуще-
ствим. Возможно при полетах эта-
па J на случай необходимости пе-
рехода через открытый космос бу-
дет предусмотрена специальная
аварийная система с открытым
циклом работы. Контракт на раз-
работку такой системы получила
фирма Litton. Аварийная система
(рис. 100) включает в себя специ-
альный жилет, контролирующий,
подачу кислорода и позволяющий
существенно снизить его расход.
вес жилета 224 г [552].
1 Buddy Secondary Life Support System — вспомогательная система жизне-
обеспечения для товарищеской взаимовыручки.
155
Поскольку космонавты корабля «Аполлон XII» жаловались на
жажду во время выходов на Луну, при последующих полетах была
предусмотрена возможность питья в этот период: по окружности
горловины скафандра в месте сочленения его со шлемом крепится
тороидальный баллон с ~200 г воды. Для того чтобы пить, космо-
навту достаточно повернуть голову и взять губами мундштук
(рис. 101) [487. 501].
Рис. 101. Приспособление для питья во время выходов
на поверхность Луны
/ — тороидальный баллон: 2 — грубка с мундштуком
Начиная с полета корабля «Аполлон XV» для космонавтов во
время выходов на поверхность Луны будет предусмотрена и воз-
можность «поесть»: под шлемом в специальной капсуле смонтиро-
вана съедобная палочка, которую космонавты могут сосать, как
конфету [652].
РАКЕТЫ-НОСИТЕЛИ
Космический корабль «Аполлон VII» был запущен ракетой-
носителем «Сатурн 1В», все остальные пилотируемые корабли
«Аполлон» — ракетами-носителями «Сатурн V».
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «САТУРН 1В»
Двухступенчатая ракета-носитель «Сатурн 1В» (рис. 102) мо-
жет вывести на низкую круговую геоцентрическую орбиту до 18 т
полезного груза. Характеристики этой ракеты приведены в табл. 12.
Таблица 12 [584]
Характеристики ракеты-носителя «Сатурн IB» AS-205, использованной
для запуска корабля «Аполлон VII»
Характеристики Ракета- носитель в целом Первая ступень (ракета S-1B) Вторая сту- пень (ракета S-4B) Отсек обо- рудования
Длина, м 43 24,4 17,7 (с пере- ходником) 0,9
Диаметр, м 6,6 6,6 6,6 6,6
Стартовый вес, m -570 -455 114,3 1,8
Сухой вес, пг -40 10 1,8
Вес топлива, m -520 -415 (О2+керо- син RP-1) 104,3 (О2+Н2)
Число и тип двигате- лей 8 ЖРД Н-1 ЖРД J-2
Общая тяга, m 744 102 (макс.)
Продолжительность работы, сек 145 480
*157
Рис. 102. Общий вид и схематическое изображение ракеты-носителя «Са-
турн 1В» с кораблем «Аполлон»
/ — первая ступень (ракета 2 — вторая ступень (ракета 3 — отсек обо-
рудования; 4 — переходник; 5 — основной блок корабля «Аполлон» с системой ава-
рийного спасения
158
Для запуска космического корабля «Аполлон VII» использовалась
ракета-носитель «Сатурн IB» AS-205. Предыдущие образцы этой
ракеты-носителя (AS-201,..., AS-204) были запущены в 1966—1968 гг.
с целью летной отработки самой ракеты и испытаний некоторых
элементов корабля «Аполлон». Все запуски были полностью ус-
пешными. Обе ступени ракеты-носителя «Сатурн IB» AS-205 про-
шли огневые испытания, во время которых двигательная установка
работала примерно то же время, которое она должна работать в
полете. После этих испытаний ступени были доставлены на мыс
Кеннеди. Сборка ракеты-носителя и установка'на нее космического
корабля «Аполлон VII» была осуществлена на стартовом столе
комплекса № 34 на мысе Кеннеди, откуда и был произведен запуск
ракеты с кораблем 11 октября 1968 г. [86].
РАКЕТА-НОСИТЕЛЬ «САТУРН V»
Трехступенчатая ракета-носитель «Сатурн V» (рис. 103) может
вывести на низкую круговую геоцентрическую орбиту до 130 т, а
на траекторию полета к Луне до 48,5 т полезного груза. Для запус-
ков пилотируемых кораблей «Аполлон VIII»,..., «Аполлон XIV»
использовались ракеты-носители «Сатурн V» AS-503,..., AS-509.
Характеристики этих образцов ракет приведены в табл. 13. Преды-
дущие образцы (AS-501 и AS-502) были запущены в 1967 и 1968 гг.
с целью летной отработки самой ракеты-носителя и испытаний не-
которых элементов корабля «Аполлон». Запуск ракеты AS-501 был
полностью успешным;, ракеты AS-502 — частично успешным. Не-
смотря на это, сочли возможным следующий образец AS-503 ис-
пользовать уже для запуска пилотируемого корабля («Апол-
лон VIII»). На ракете AS-503 были установлены телеметрические
датчики для измерения большого числа параметров, а также те-
левизионные камеры и возвращаемые кинокамеры для наблюдения
за поведением топлива в баках и за процессом включения двига-
тельной установки второй ступени. На последующих образцах ра-
кет-носителей «Сатурн V» телевизионные камеры и кинокамеры не
устанавливались, а число измеряемых параметров постепенно
уменьшалось (см. табл. 13). Образцы ракет «Сатурн V» постепен-
но совершенствовались, в частности, снижался сухой вес ступеней
(см. табл. 13). Кроме того, производилась модификация ракеты и
изменение программы полета с учетом полученного опыта. Так,
например, для уменьшения амплитуды продольных колебаний на
участке работы двигательной установки второй ступени, начиная
с ракеты-носителя AS-505 (корабль «Аполлон X»), центральный
двигатель второй ступени стали выключать раньше периферийных
[307]. Эта мера оказалась эффективной при полетах ракет AS-505,
AS-506 и AS-507, однако при полете ракеты AS-508 (корабль
«Аполлон ХШ») на участке работы двигательной установки второй
ступени вновь возникли продольные колебания большой амплитуды
в магистрали жидкого кислорода центрального двигателя этой
ступени. В результате этот двигатель выключился примерно на
159
Рис. 103. Общин вид и схематическое
изображение ракеты-носителя «Са-
турн V» с кораблем «Аполлон»
/ — первая ступень (ракета S-1С); 2—вто-
рая ступень (ракета -S’-2); 3— третья сту-
пень (ракета S-4B); 4 — отсек оборудова-
ния: 5 — переходник, внутри которого раз-
мещается лунная кабина космического ко-
рабля «Аполлон»; 6 — основной блок ко-
рабля «Аполлон» с системой аварийного
спасения
160
Таблица 13 1126, 184, 248, 307, 383, 583, 670]
Характеристики ракет-носителей «Сатурн V» AS-503,..., AS-509, использованных
для запусков кораблей «Аполлон VIII»,..., «Аполлон XIV»
Характе- ристики Раке- та-носи- тель в целом Первая ступень (ракета S-1C) Вторая ступень (ракета S-2) Третья ступень (ракета S-4B) Отсек обо- рудо- вания Образец ракеты-но- сителя
Длина, м 85,6 42,1 24,8 (с пере- ходником) 17,8 (с пере- ходником) 0,9 AS-503,..., AS-509
Диаметр, м 10 (по лопа- стям ста- билиза- тора 19,2) 10 (по лопа- стям стаби- лизатора 19,2) 10 6,6 6,6 AS-503,..., AS-509
Стартовый вес, т* 2775,8 2177 4704-5,3 (пе- реходник) 117,94-3,7 (переход- ник) 1,9 AS-503
2893,5 2280,0 4854-5,3 117,6+3,7 1,9 AS-504
2897,3 2282,0 487 t4,0 118,7+3,7 1,9 AS-505
2885,3 2278,2 479,6 i 4,0 118+3,6 1,9 AS-506
2892,8 2281,9 481+5,2 119,2+3,6 1,9 AS-507
2898,3 2287,8 4814-5,2 118,8+3,6 1,9 AS-508
2913,3 1,9 AS-509
Сухой вес, т 138,6 40,2 12,0 1,9 AS-503
134 38,3 11,7 1,9 AS-504
133 38,3 И,7 1,9 AS-505
131 36,4 Н,4 1,9 AS-506
131 36,4 11,4 1,9 AS-507
131 35,3 Н,4 1,9 AS-508
1,9 AS-509
Вес окисли- теля, т 1420(О2) 360(О2) 86(О2) AS-503
AS-504
-1500 372 86 AS-505
~ 1500 372 86 AS-506
-1500 372 86 AS-507
-1500 372 86 AS-508
AS-509
161
Продолжение табл. 13
Характе- ристики Раке- та-носи- тель в целом Первая ступень (ракета S-1C) Вторая ступень (ракета S-2) Третья 1 ступень (ракета S-4B) Отсек обо- рудо- вания Образец ракеты-но- сителя
Вес горю- чего, т 613,6 (керо- син RP-1) 69,2(Н2) 19,7(Н2) AS-503
AS-504
643 /1,7 19,7 AS-505
646,8 71,7 19,7 AS-506
648,1 71,7 19,7 AS-507
653,3 71,7 19,7 AS-508
AS-509
Число и тип двигателей 5ЖРД F-1 5ЖРД J-2 ЖРД J-2 AS-503,..., AS-509
Общая тя- га, т 510 |104,5 (макс.)| | AS-503
3502 (при старте) 4159 (перед от- сечкой централь- ного двига- теля) 522 (макс.) 104,5 (макс.) AS-504
3485 и 4135 530 92 AS-505
3472 (при старте) 525 92 AS-506
3456 (при старте) 527 94 AS-507
3465 и 4080 527 90 AS-508
AS-509
Продолжи- тельность работы, сек ~ 160 -390 144 (первое включение) 354 (второе включение) AS-508
Число из- меряемых параметров 2798 891 1226 342 339 AS-503
2076 648 927 280 221 AS-504
2342 672 986 386 298 AS-505
1348 330 514 283 221 AS-506
™ * 5™РТОВЫЙ вес отдельных ступеней превышает сумму сухого веса и веса компонентов
топлива, поскольку в стартовый вес включена изморозь и некоторые мелкие объекты 1383].
162
2 мин раньше расчетного момента. На последующих ракетах-носи-
телях были созданы наполненные гелием емкости, способные демп-
фировать колебания [520]. Как показал полет ракеты AS-509 (ко-
рабль «Аполлон XIV»), эта мера оказалась эффективной.
Ракета AS-507 с кораблем «Аполлон XII» прошла через грозо-
вое облако. Ионизированный факел двигателей первой ступени
вызвал два электрических разряда (на 37-й и на 52-й секундах по-
лета), в результате чего выключились батареи топливных элемен-
тов корабля. Бортовые системы ракеты-носителя не пострадали.
Во избежание повторения такой опасной ситуации была пере-
смотрена инструкция, определяющая метеорологические условия,
приемлемые для запусков кораблей «Аполон». Согласно пересмот-
ренной инструкции, запуск недопустим, если ракета-носитель с ко-
раблем должна пройти через кучеводождевое облако (или такое
облако находится на удалении менее 8 км от трассы полета), хо-
лодный фронт, облачность, связанную с линией шквала и имеющую
мощность свыше 3 км, или облачность среднего яруса мощностью
свыше 1,8 км. Запуск недопустим также, если в облачности имеет-
ся уровень замерзания или при наличии кучевых облаков с вер-
шинами на высоте 3 км и более. Запуски кораблей «Аполлон XIII»
и «Аполлон XIV» регламентировались уже этой новой инструкцией,
причем запуск корабля «Аполлон XIV» пришлось отложить на
40 мин, пока грозовой фронт не удалится на безопасное расстояние
[486, 529]. Эта инструкция ставит чрезвычайно жесткие условия, по-
скольку район мыса Кеннеди занимает второе место в США по чис-
лу гроз в год. В конце лета и осенью почти каждый день после по-
лудня над мысом Кеннеди собираются грозовые облака. В связи
с этим NASA и ESSA1 решили провести эксперименты по уничто-
жению электрического заряда в грозовых облаках (программа
«Майти Маус»). Предусматривается обстрел грозового облака ра-
кетами длиной 1,5 м и диаметром см. На ракетах устанавлива-
ются алюминиевые шары диаметром 7,6—15,2 см. Полагают, что на
этих шарах будет скапливаться статическое электричество и в ко-
нечном счете произойдет разряд этого электричества, который вы-
зовет разряд молнии. Запуски ракет будут продолжать до тех пор, •
пока заряд облака не будет уничтожен и новые ракеты уже. не ста-
нут вызывать молнии. Предстоит также определить, через какое
время после уничтожения заряда в облаке он восстанавливается
[557]. Первые эксперименты в рамках программы «Майти Маус»
были проведены в июле 1970 г. [588]. Для изучения процесса иони-
зации воздуха факел двигателей первой ступени ракеты-носителя
корабля «Аполлон XIII» снимался специальными жаропрочными
камерами цветного телевидения, установленными на вспомогатель-
ной башне [501]. -
Все три ступени ракет-носителей «Сатурн V» за 1—2 года до
запуска проходят огневые испытания, во время которых двигатель-'
ная установка работает примерно то же время, которое она долж-
1 Управление по научной информации об окружающей среде. Подчинено
Министерству торговли США.
163
на проработать в полете. После этих испытаний ступени доставля-
ются на мыс Кеннеди. Сборка ракет-носителей и установка на них
кораблей «Аполлон» осуществляется в здании для вертикальной
сборки стартового комплекса № 39 на мысе Кеннеди. За несколько
месяцев до расчетной даты старта ракета-носитель с кораблем вы-
возится из этого здания на стартовую площадку. Все ракеты «Са-
турн V» запускались со стартовой площадки А, за исключением
ракеты AS-505 (корабль «Аполлон X»), которая запускалась со
стартовой площадки В. В табл. 14 указаны даты испытаний отдель-
ных ступеней, вывоза ракеты с кораблем на стартовую площадку
и запуска.
Таблица 14 [585]
Образец ракеты-носи- теля Предполетные огневые испытания Вывоз на стартовую площадку Запуск
Первая ступень Вторая ступень Третья ступень
AS-503 („Аполлон УПГ) 9.Х.68 21.XI.68
AS-504 („Аполлон IXй) 11.V.67 10.11.68 10.11.68 3.1.69 3.III.69
AS-505 („Аполлон Xй) 9.VII1.67 9.VIII.68 9.IX.67 11.111.69 18.V.69
AS-506 („Аполлон XIй) 6.VI11.68 3.IX.68 17.VII.68 20.V.69 16.VII.69
AS-507 („Аполлон XIIй) 8.IX.69 14.XI.69
AS-508 („Аполлон XIIIй) 15.XII.69 11.IV.70
AS-509 („Аполлон XIVй) 9.XI.70 31.1.71
КОМАНДНО-ИЗМЕРИТЕЛЬНЫЙ КОМПЛЕКС
Командно-измерительный комплекс космических кораблей
«Аполлон» (система MSFN1) первоначально включал в себя 15 на-
земных станций слежения, 4 корабельные и 8 самолетных станций.
Впоследствии (при полетах этапа Н) три станции (в Тананариве,
Гуаймасе и на о. Антигуа) были закрыты в связи с тем, что не-
сколько снизились требования в отношении длительности зон види-
мости корабля в период обращения по начальной геоцентрической
орбите. По этой же причине из четырех корабельных станций-
«Авангард», «Редстоун», «Меркурий» и «Хантсвилл» используется
только станция «Авангард». Число самолетных станций сокращено
до четырех. В период полета корабля «Аполлон IX» общая числен-
ность персонала, обслуживающего средства КИК, достигала
4000 человек [184].
НАЗЕМНЫЕ СТАНЦИИ
Ниже перечисляются наземные станции в порядке русского ал-
фавита (рис. 104).
1. о. Антигуа.
2. Бермудские о-ва.
3. о. Бол. Багама, Багамские о-ва.
4. о. Вознесения.
5. Голдстон, США, шт. Калифорния.
6. Гуаймас, Мексика.
7. о. Гуам.
8. Канарские о-ва.
9. Карнарвон, Австралия.
10. о. Кауаи, Гавайские о-ва.
11. Корпус-Кристи, США, шт. Техас.
12. Мадрид, Испания.
13. о. Мерритт, США, шт. Флорида.
14. Тананариве, о. Мадагаскар, Малагасийская республика.
15. Ханисакл Крик, Австралия, близ Канберры.
1 Manned Space Flight Network — сеть (станций слежения) для пилотиру-
емых полетов.
165
Рис. 104. Станции слежения системы MSFN
/ — о. Антигуа; 2 — Бермудские о-ва; 3 — о. Бол. Богама; 4 — о. Вознесения; 5—Голдстон; 6— Гуаймас; 7—о. Гуам; 8— Ка-
нарские о-ва; 9 — Карнарвон; 10 —о. Кауаи; //-Корпус-Кристи; 12 — Мадрид; 13 — о. Мерритт; /4 — Тананариве; /5 —Хани-
сакл-Крик
Все станции системы MSFN, кроме станций в Голдстоне, Мад-
риде и Ханисакл Крике, оснащены антеннами с отражателем диа-
метром 9 м (рис. 105). Эти станции предназначены для слежения
за кораблями «Аполлон» до того момента, когда они, двигаясь по
траектории полета к Луне, удалятся от Земли на ~ 24 000 км, а
также для слежения за кораблями при сближении их с Землей,
входе в атмосферу и посадке, начиная с того момента, когда ко-
рабль подойдет к Земле на ~ 24 000 км.
Рис. 105. Антенна с отражателем диаметром 9 м
на станции слежения системы MSFN на о. Возне-
сения
Станции в Голдстоне, Мадриде и. Ханисакл Крике оснащены
антеннами с отражателем диаметром 26 м (рис. 106). Эти станции
предназначены для «дальнего» слежения за кораблями «Аполлон»
на трассе «Земля—Луна» (после удаления от Земли на
~24000 км), у Луны, на Луне и на трассе «Луна—Земля» (до
сближения с Землей на ~24 000 км). Эти три станции, разнесен-
ные по долготе примерно на 120°, обеспечивают непрерывное сле-
жение за кораблем, за исключением тех периодов, когда он, обра-
щаясь по селеноцентрической орбите, заходит за Луну.
Функции станций слежения указаны в табл. 15. Станции даль-
него слежения в Голдстоне и Мадриде, а также станции на о. Мер-
ритт и в Корпус-Кристи приспособлены для преобразования при-
167
нимаемых с борта телевизионных изображений к стандарту ком-
мерческого телевидения. Прочие станции могут осуществлять ви-
деозапись, но без преобразования [184]. Телевизионные изображе-
ния поступают в коммерческую телевизионную сеть только с санкции
Центра управления МСС1 [126, 162].
Рис. 106. Антенна с отражателем диамет-
ром 26 м на станции слежения системы
MSFN в Ханисакл Крике
На станциях в Карнарвоне и на Канарских островах имеются
средства для регистрации солнечной активности. Данные об уров-
не солнечной активности поступают в Центр управления МСС так-
же со станций в Боулдере (США, шт. Колорадо) и Кулгура (Авст-
ралия), принадлежащих ESSA [126].
Каждая станция слежения оборудована двумя ЭВМ
Univac-642B с емкостью памяти 48 000 бит. Одна ЭВМ использу-
ется для обработки телеметрических данных, поступающих с борта
со скоростью до 52 000 бит!сек. Машина отбирает определенные
данные и обеспечивает их передачу со скоростью до 2400 бит/сек
в Центр управления МСС. По команде из Центра МСС может за-
даваться одна из семи программ отбора данных из массива посту-
пающей с борта телеметрической информации. Вторая ЭВМ
1 Об этом Центре см. ниже.
168
J= О р О СП О х -1 X ’ х о я Т5 х о XX s оз W и * >О ’ ° ’ 0^0 ПЗО • S о S о » с» Я 2 со Г Ъ Я Я х h> СП “° >"О “ ё X X г! X Я«*и X я х оо^х^^^ко^^яЯ'^^оэд^оз R t» s я w — — хЯс\_;^а'-<Д'>^2 2 2о\^ o\ o. оз о 05 2*£®23йя^>х?£оо*^ * £ 2 g ~ я о я s р J & ~ X ~ 7 fa о Е О я О fa Я S X - а а «я я о » 09 о» 4 я X X X SO 2 о CD £* х 3 я i “ о 5 = -S = 03 09 Я О Я * Я 05 1 Станция
+ + + + + + + + 4- Траекторные измерения < зованием РЛС диапазона : исполь- С
+ + + + + + + 4- + + + + 4-4- 4- 4- 4- 4- 4- Траекторные измерения ta О\ s О с о ъ *<
4~ 4- +4- + +-Т + + + + + 4-4- 4" 4- 4- 4- 4- Голосовая связь g S ° 5 g w CO r> w S g g слч cd^-
4- 4” 4- + + + + + + + + + + + + + + Команды на борт n E “ я s я B5 >— 2 я Я Ф a p, cd w s
++ ++ ++++++++ ++ + ++++ Телеметрия (Z)w ‘ ”
+ + + 4“ +4-4-4-4-4-4- ++ ++ + Ретрансляция в диапа- зоне метровых волн § 2 = J= T> _ 2. ra g s ra
•< + 4- + + + + + + + + + + + ++ + + + + + Запись 5 S' kJ Г> X H Й5 Я X? Я g s H s CD
++ ++++++++ ++ + ++++ Декоммутация s *6* 2 w n О 9 Й ? §
+ + + - Отображение “ 1 ' | 1 2Q
+ + +'+ + + + + + + ++ + + + + Обработка телеметрической информации
+ ++ + + + + ++ + + ++ + + + + Передача данных в быстром режиме -1° s LJ я
+ + + +'+ + + + + + + + ++ + + + + + Телетайп 2 У я S ti w s )a Я
+++++ ++++++++ ++ + ++++ Голосовая связь TO ” So fa j—
+ + + + + + + + + + + ++ + ++ + Голосовая связь с ис- пользованием диапа- зона метровых волн [ептро] i и др? цствам К
+ ++ + + + + + ++ + + + + + + Передача ТВ изображений s 7 2
Таблица 15 [126]
Функции наземных, корабельных и самолетных станций слежения системы MSFN
Univac-642B на каждой станции слежения используется для обра-
ботки команд, передаваемых из Центра МСС на борт. Обработка
включает в себя тщательно разработанную проверку этих команд.
После передачи команд на борт, оттуда передается квитанция, ко-
торая поступает в ЭВМ. Наличие этих ЭВМ позволяет сосредото-
чить все управление в Центре МСС и обойтись без автономных
групп управления на станциях слежения, которые организовыва-
лись при полетах спутников «Меркурий» и «Джемини» [45, 46].
Для предварительной обработки информации перед вводом в ЭВМ
Univac-642B используется комплект оборудования ATPS1 «Оме-
га IV» фирмы Stellarmetrics (рис. 107). Комплект использует мало-
габаритную ЭВМ 620/i фирмы Varian с емкостью памяти 4096
16 разрядных кодов (при необходимости емкость памяти может
быть доведена до 32 768 кодов). При поступлении информации со
скоростью 100 кгц для ее . обработки в ЭВМ 620/i требуется
9 мксек [612].
Рис. 1G7. Комплект ATPS «Омега IV»
В дополнение к наземным станциям системы MSFN для даль-
него слежения за кораблями «Аполлон» используются четыре стан-
ции системы DSIF2: две в Голдстоне, одна в Мадриде и одна в
Тидбинбилле (близ Канберры). Эти станции системы DSIF на пе-
риод полетов кораблей «Аполлон» сводятся в единый комплекс с
находящимися в тех же пунктах станциями системы MSFN (стан-
1 Automatic Telemetry Processing Station—станция автоматической обработ-
ки телеметрической информации.
2 Deep Space Instrumentation Facility — приборное оборудование для даль-
него космоса (система станций КИК для непилотируемых лунных и межпланет-
ных космических аппаратов).
170
ция системы DSIF в Тидбиибилле сводится в единый комплекс с
расположенной близ нее станцией системы MSFN в Ханисакл Кри-
ке). Упомянутые четыре станции системы DSIF служат в качестве
запасных на случай выхода из строя станций системы MSFN в тех
же пунктах, а также используются совместно со станциями систе-
мы MSFN, когда необходимо одновременно осуществлять слеже-
ние за лунной кабиной (в автономном полете или на Луне) и за
основным блоком. Три станции системы DSIF оснащены антенна-
ми с отражателем диаметром 26 м (рис. 108), а четвертая (станция
«Марс» в Голдстоие) —антенной с отражателем 64 см (рис. 109).
Рис. 108. Антенна с отражателем диаметром 26 м на стан-
ции системы DSIF в Тидбиибилле
Станция «Марс» используется, в частности, для слежения за лун-
ной кабиной в период посадки на Луну, когда остронаправленная
антенна лунной кабины может потерять Землю, и связь придется
вести с помощью всенаправленных антенн..Эта же станция пред-
назначается для приема телевизионных изображений в большей
части сеансов [307].
Для слежения за кораблями «Аполлон» в период проведения
ответственных операций у Луны и для приема телевизионных изо,-
бражений с поверхности Луны подключается радиотелескоп в
Парксе (Австралия), если в этот период Луна находится в зоне
видимости австралийских станций: станции в Ханисакл Крике и
Тидбиибилле имеют антенны с отражателем диаметром 26 ж, а
радиотелескоп в Парксе—антенну с отражателем диаметром 64 м
(рис. 110), поэтому он может обеспечить более высокое качество
изображений [307, 321].
171
to
Рис. 109. Антенна с отражателем диаметром 64 м
на станции «Марс» системы DSIF в Голдстоне
Рис. 110 Радиотелескоп в Парксе
Для слежения за кораблями «Аполлон» на приземных участ-
ках в дополнение к станциям системы MSFN используются:
1. Станции системы STADAN, принадлежащие NASA и пред-
назначенные для слежения за исследовательскими спутниками.
2. Станции системы SPADAT, принадлежащие Министерству
обороны и предназначенные для контроля космической обстановки.
3. Станция на о. Гранд Тёркс, принадлежащая Министерству
обороны.
4. Станция на о. Уоллопс, принадлежащая NASA [583].
Частоты, используемые для связи наземных станций системы
MSFN с кораблем «Аполлон», с отделившейся лунной кабиной и
с космонавтами, совершающими выход на поверхность Луны, пока-
заны на рис. 111.
Рис. 111. Частоты (в мегагерцах), используемые для связи с кораблем «Аполлон»
/ — наземная станция системы MSFN; 2 — основной блок корабля «Аполлон»; 3 — лунная
кабина корабля «Аполлон»; 4 — командир корабля (во время выхода на поверхность Лу-
ны); 5 —пилот лунной кабины (во время выхода на поверхность Луны)
КОРАБЕЛЬНЫЕ СТАНЦИИ
Корабельные станции (корабли «Авангард», «Редстоун»,
«Меркурий» и «Хантсвилл») системы MSFN служат для перекры-
тия разрывов в зонах видимости наземных станций (функции кора-
бельных станций указаны в табл. 15).
173
Ниже перечисляется основное оборудование для слежения на
корабле «Меркурий», представляющим собой расконсервированный
танкер Т-2:
1. Антенна диапазона S с отражателем диаметром 9 м
(рис. 112), обеспечивающая возможность одновременного слеже-
ния за двумя объектами, что важно в периоды перестроения и раз-
деления отсеков корабля «Аполлон». Антенна связана с двумя
широкополосными приемниками и 14-дорожечным магнитным за-
писывающим устройством.
Рис. 112. Антенна с отражателем диаметром 9 м на ко-
рабле «Меркурий» (на переднем плане)
2. Антенна, работающая в КВ диапазоне.
3. Радиолокатор AN/FPS-16V, работающий в диапазоне С.
Пиковая мощность передающего устройства радиолокатора 1 Мет,
дальность действия 60 000 км (при использовании бортового
приемоответчика).
4. Антенна с отражателем диаметром 9 м спутниковой системы
связи.
5. ЭВМ Univac-1230.
174
6. Инерциальная корабельная навигационная система SINS,
которая, согласно заявлению разработчиков, может обеспечить
определение положения корабля с точностью до 6 м.
7. Экспериментальное батиметрическое оборудование.
8. Лазерное устройство для регистрации смещения станин ан-
тенн, обусловленного деформацией корпуса корабля [32].
На этапах С' — G при запусках кораблей «Аполлон VIII»,
..., «Аполлон XI» морской корабль «Авангард» находился в Атлан-
тическом океане (табл. 16) и осуществлял слежение на участке
выведения на геоцентрическую орбиту, перекрывая разрыв в зонах
видимости между станциями на Бермудских о-вах и на о. Антигуа.
Т а б л и ц а 16 [126, 184, 248, 307]
Размещение корабельных станций слежения при запусках пилотируемых
кораблей «Аполлон VIII»,..., «Аполлон XI»
Корабель- ная станция „Аполлон VIIIй „Аполлон IX" „Аполлон Xй „Аполлон XI"
Широта Долгота Широта Долгота Широта Долгота Широта Долгота
„Авангард* 25°с. 49°з. 32°с. 45°з. 25°с. 49°з. 25°с. 49°з.
„Редстоун" 2,5°с. 155°в. 22°с. 13Гз. 14°ю. 145,5°в. 2,25°ю. 166,8°в.
„Меркурий" 7,5°с. 181,5°в. 22°ю. 160°з. 32°ю. 131°в. 10°с. 175,2°з.
„Хантсвилл* 2Гс. 169°в. 7°ю. 170°в. 17°ю. 174°з. 3°с. 154°в.
Остальные три морских корабля в этот период находились в Тихом
океане (см. табл. 16) и осуществляли слежение на участке перехо-
да корабля «Аполлон» с геоцентрической орбиты на траекторию
полета к Луне1, перекрывая разрывы в зонах видимости наземных
станций. Ко времени возвращения корабля «Аполлон» к Земле
морские корабли «Редстоун», «Меркурий» и «Хантсвилл» передис-
лоцируются (рис. 113), чтобы обеспечить слежение за кораблем
«Аполлон» при разделении отсеков и входе отсека экипажа в ат-
мосферу вплоть до окончания периода пропадания сигнала, вызван-
ного образованием вокруг отсека экипажа ионизированной обо-
лочки [248].
При полетах этапа Н использовался только корабль «Аван-
гард», находившийся в Атлантическом океане в период выведения
космического корабля «Аполлон» на геоцентрическую орбиту [584].
1 Исключение представляет запуск корабля «Аполлон IX», который не пе-
реводился на траекторию полета к Луне.
175
о
Ри. 113, Зоны видимости средств, обеспечивающих траекторные измерения и
связь в период входа в атмосферу и посадки (при полете космического корабля
«Аполлон VIII»)
1 — станция слежения на о. Гуам; 2 — корабль «Меркурий» (вход в атмосферу на высоте
120 км происходит в зоне видимости корабля); 3— корабль «Хантсвилл»; 4 — расчетная
точка приводнения; 5 — основной район посадки
САМОЛЕТНЫЕ СТАНЦИИ
Самолетные станции (самолеты Boeing ЕС-135А, получившие
обозначение ARIA1) системы MSFN служат для перекрытия разры-
вов в зонах видимости наземных и корабельных станций в основном
в период работы двигателя последней ступени ракеты-носителя при
обеспечении перехода с геоцентрической орбиты на траекторию по-
лета к Луне, а также при входе отсека экипажа в атмосферу после
периода пропадания сигнала. Функции самолетных станций указа-
ны в табл. 15. При первых пилотируемых полетах (этапы С'—G)
использовалось 8 самолетов ARIA, базировавшихся на аэродромы
в зонах Тихого и Индийского океанов (Гавайские о-ва, о. Гуам,
Филиппины и др.) [248]. При полетах этапа Н использовались
только 4 самолета ARIA [583].
Самолеты ARIA оборудованы антенной диаметром 2,1 м
(рис. 114), а также камерами для съемки ракеты-носителя с ко-
раблем. На рис. 115 показан пульт управления средствами слеже-
ния на самолете [Ю4].
СИСТЕМА СВЯЗИ КИК
Система связи КИК для кораблей «Аполлон» получила назва-
ние NASCOM2. Работой системы NASCOM (рис. 116) руководит
Центр Годдарда (г. Гринбелт, шт. Мэриленд), который является
одновременно главным узлом связи. Дополнительные узлы связи
системы NASCOM находятся в Канберре, Лондоне и Мадриде.
Привлекаются также узлы связи Министерства обороны США на
базе ВВС Уиллер (Гонолулу, Гавайские о-ва), на базе ВВС Ван-
денберг (США, шт. Калифорния) и на мысе Кеннеди (США,
шт. Флорида). Центр управления МСС, находящийся в г. Хьюстон
(шт. Техас), связан со станциями командно-измерительного комп-
лекса через главный и дополнительные узлы связи. Главный узел
связи для обеспечения телетайпной связи с Центром МСС и пере-
дачи цифровой информации в быстром режиме использует три
вычислительные машины UNIVAC-494. В системе NASCOM исполь-
зуются проводная связь (в частности, подводный кабель), радио-
связь и спутниковые системы связи INTELSAT. Система NASCOM
обеспечивает связь в радиотелефонном режиме, передачу цифро-
вой информации, телетайпную и фототелеграфную связь, а также
передачу телевизионных изображений.
С Центром Кеннеди (стартовый комплекс) Центр управления
МСС связан не через главный узел связи, а непосредственно [613].
Для юстировки оборудования и тренировки персонала КИК
для кораблей «Аполлон» использовались специальные малые спут-
ники TTS3 (цис. 117), запускавшиеся в качестве дополнительной
полезной нагрузки вместе с космическими аппаратами «Пионер».
1 Apollo Range Instrumented Aircraft — самолеты, оборудованные для тра-
екторных измерений кораблей «Аполлон».
2 NASA Communications—система связи NASA.
3 Test and Training Satellite—спутник для испытаний и тренировок.
177
Рис. 114. Передняя часть фюзеляжа само-
лета ARIA, где размещена антенна с отра-
жателем диаметром 2,1 м
Рис. 115. Пульт управления радиотехническими и
оптическими средствами слежения на самолете
ARIA
178
у
у
Карнарвону
Ханисакл
Крак
Тидбинбилла
(DSIF)
Канберра
(ус)
брустер-
- Флэт
р;т> Ц
о. Гуам
(ус.)
<2
о. Гуам j
р;т;ц
р^гпщ
Гонолулу
(ус.)
о.Кауаи
Голдстон\1и-1
(DSIF) ------
Ванден- 2и.(
берг
Андовер
Лондон
(ус.)
| Париж |
1uf
t
I
би2 бермудские
Гр
би.2
Зи2
о. Мерритт
За) ----—-----
о. боа
богама
1днана-№^^
т/Яо "} . *
риве
1и1
бермудские
о-ва (у.е.)
о. Антигуа
(ус.)
| Мадрид |
Мадрид
(DSIF)
За 2
Авангард”
'Xj
5»
Канарские
о-ва
Мадрид
(ус.)
3и1 .
——Ц). Вознесения)[
р;т;бц
Корпус- \6а2
-Кристи
Рис. II6. Система связи NASCOM
(р — радиотелефонная связь; т — телетайп; ц — передача цифровой информации; би, — передача цифровой информации в
быстром режиме: те — телевидение; ус — узел связи; первая цифра у линии связи обозначает числоканалов для радиотелефон-
•— ной связи и передачи цифровой информации, вторая цифра — число телетайпных каналов)
СО _________________________________________________________________—.---—----------------------------------------------------------
На геоцентрические орбиты (300x500 км и 400x900 км} выведены
два спутника TTS весом 18 и 36 кг. Они оснащены приемопередат-
чиками диапазона S. Затраты на каждый спутник составили
200—300 тыс. долл. Использование спутников вместо специально
оборудованных самолетов, как планировали первоначально, позво-
лило сэкономить до 1,3 млн. долл. [618].
ЦЕНТР УПРАВЛЕНИЯ МСС
Центр управления МСС1 (г. Хьюстон, шт. Техас) использовал-
ся для руководства полетом спутников «Джемини», в настоящее
время служит для управления полетами космических кораблей
«Аполлон», а в дальнейшем должен обеспечить эксплуатацию экспе-
риментальной обитаемой орбитальной станции «Скайлэб».
Здание Центра МСС состоит из центральной части и двух
крыльев. В центральной части находятся административные поме-
щения, а также спальни для персонала, используемые в период
оперативных работ. В одном крыле размещаются так называемые
оперативные службы (два зала управления, центр связи, вычисли-
тельный центр, и проверочно-тренировочный комплекс), во втором
крыле — вспомогательные службы.
1 Mission Control Center—Центр управления полетом.
180
Залы управления
Каждый зал управления (рис. 118, 119) оснащен 18 пультами
(некоторые из них объединены), табло и экранами. Средства
отображения выдают информацию о бортовых системах ракет-но-
сителей и космических объектов, динамике полета, командно-изме-
рительном и поисково-спасательном комплексах. «Динамическая»
информация выдается на средства отображения вычислительными
машинами по запросам операторов с пультов. Определенные дан-
ные в цифровой форме, поступающие с выхода машин, преобразу-
ются в телевизионные изображения на экранах. С помощью мат-
рицы видеопереключателя каждый оператор может выбрать требу-
емую «динамическую» информацию (всего до 1500 различных пара-
метров). Кроме того, имеется библиотека диапозитивов (слайдов),
откуда по требованию оператора на средства отображения пере-
дается «статическая» информация.
При полетах пилотируемых кораблей «Аполлон» в зале управ-
ления в каждый данный момент находятся около 40 человек.
Во время интенсивных работ по программе «Аполлон» эксплуа-
тировались оба зала управления: один служил для управления по-
летом, второй для подготовки космонавтов и операторов Центра
МСС к следующему полету. В 1970 г. в связи с сокращением бюд-
жета NASA один зал был законсервирован. Его могут снова ввес-
ти в эксплуатацию к началу выполнения программы «Скайлэб»
(1973 г.), предусматривающей создание обитаемой орбитальной
станции. Отмечается, что собственно расконсервация потребует не-
скольких дней, однако модификация пультов управления и кабель-
ной сети, а также изменение программ для вычислительных машин
займет 6—8 месяцев. Для сравнения указывается, что в рамках
подобной модификации в ходе подготовки к полету корабля «Апол-
лон XII» потребовалось внести около 1500 изменений, а в ходе под-
готовки к полету корабля «Аполлон XIII» — примерно 1000 измене-
ний. Модификация производится в основном силами персонала
фирмы Philco, головной по техническому обеспечению Центра МСС.
Число сотрудников фирмы, занятых на этих работах, достигает
300. С фирмой заключен соответствующий контракт стоимостью
22 млн. долл.
В период полета в зале управления и в расположенных вокруг
него помещениях групп анализа (рис. 120) ведется круглосуточная
работа в три смены. Каждая смена работает по 9 час (предусмотре-
но часовое перекрытие смен). Смены имеют кодовые названия: «зе-
леная», «белая», «черная» и «каштановая» (последняя—запасная).
Персонал, находящийся в зале управления, подразделяется на
три группы: группу управления, группу контроля работы бортовых
систем и группу динамики полета.
Группа управления включает в себя:
1. Руководителя эксперимента (mission), ответственного за
проведение всех его этапов.
2. Главного руководителя полета, который является связую-
щим звеном между сменными руководителями полета и руководст-
вом NASA. Он имеет также прямую связь с Государственным де-
партаментом и Белым Домом.
181
Рис. 118. Зал управления в Центре МСС
Рис. 119. Размещение персонала в зале управления
/—главный руководитель полета; 2 — руководитель эксперимента; <3 — представи-
тель NASA по связи с прессой; 4 —сменный руководитель полета: 5 — помощник
сменного руководителя полета; 6 - ответственный за программу полета: 7 — ответ-
ственный за координацию операций по управлению полетом; 8 — ответственные за
бортовые системы основного блока и лунной кабины корабля «Аполлон*; 9— ответст-
венный за медицинский контроль; 10 — космонавт, осуществляющий голосовую связь
с бортом; // — ответственный за динамику полета; /^ — ответственный за тормозной
импульс; 14* — ответственные за бортовые системы ракеты-носителя; /5 — ответст-
венный за обеспечение бортовых систем навигации и наведения; 16 — ответственный
за КИК; 17 — представитель Министерства обороны
* Позиция 13 на оригинальном рисунке отсутствует
£ - часы ; Д- сигнал пожарной тревога; распределительный щит электросистемы; ъ-огнетушитель,^ - вентиляционная gSUpspipa
Рис. 120. Зал управления и помещения групп анализа
1 — метеорологическая группа; 2— средства отображения в группе ПСК; 3 — группа ПСК; 4— балкон для почетных гостей; 5—зал уп-
равления; 6—лифт; 7—лестница; S -дамский туалет; 9— мужской туалет; 10— группа обслуживания специалистов по динамике полета; 11—груп-
па обслуживания ответственных за бортовые системы; 12— группа обслуживания ответственного за медицинский контроль; 13 — группа об-
служивания специалистов группы управления; 14 — группа связи с космонавтами: 15— группа обслуживания ответственного за экспери-
менты; 16 — проекционная аппаратура средств отображения в зале управления; /7 — подготовка информации для средств отображения и
служба единого времени; 18 — технические службы; 19 — кафетерий; 20 — аппаратура моделирования; 21 — механическое оборудование
183
3. Сменного руководителя полета, ответственного за принятие
решений и проведение операций, касающихся программы полета,
использования бортовых систем и графика работы средств команд-
но-измерительного комплекса.
4. Помощника сменного руководителя полета.
5. Ответственного за программу полета (разработка и коорди-
нация программы).
6. Представителя Министерства обороны, ответственного за
координацию и управление всеми средствами Министерства оборо-
ны, привлекаемыми к обеспечению полета.
7. Помощника представителя Министерства обороны, ответст-
венного за координацию и управление привлекаемыми средствами
поисково-спасательного комплекса (ПСК).
8. Ответственного за КИК (контроль работы, анализ отказов).
9. Помощника ответственного за КИК (контроль оборудования
Центра МСС).
10. Представителя NASA по связи с прессой, ответственного за
информацию телеграфных агентств, газет, телевизионных компаний
и пр. о ходе полета.
11. Ответственного за медицинский контроль (анализ и оценка
всех медико-биологических факторов полета).
12. Космонавта, осуществляющего голосовую связь с бортом.
В своей работе он связан с ответственным за программу полета и
является консультантом космонавтов, находящихся на борту ко-
рабля.
13. Ответственного за эксперименты, в основном, координирую-
щего операции по установке на Луне научных приборов комплекта
ALSEP и проведению геологических исследований на Луне. Он до-
кладывает сменному руководителю полета о состоянии этих прибо-
ров и о ходе экспериментов, если это может повлиять на выполне-
ние задачи полета. В своей работе он связан с учеными, ответст-
венными за отдельные эксперименты, руководством NASA, ответ-
ственным за программу полета, Центром Годдарда (головная ор-
ганизация по программе научных исследований при полетах кораб-
лей «Аполлон») и командно-измерительным комплексом.
14. Ответственный за прогноз радиационной обстановки, осу-
ществляющий сбор соответствующей информации и координацию
необходимых мер. Вместе с ним за тем же пультом находится спе-
циалист из Отдела космической физики Центра MSC.
Группа контроля работы бортовых систем включает в себя:
1. Ответственного за системы жизнеобеспечения и электропи-
тания основного блока корабля «Аполлон» (контроль работы и уст-
ранения неисправностей).
2. Ответственного за систему ориентации, а также двигатель-
ные установки основного блока.
3. Ответственного за системы жизнеобеспечения и электропи-
тания лунной кабины корабля «Аполлон».
4. Ответственного за систему наведения и навигации, а также
двигательные установки лунной кабины.
185
5. Ответственного за ракету-носитель в целом, за все бортовые
системы первой и второй ступеней, а также за систему управления
третьей ступени и отсека оборудования.
6. Ответственного за бортовые системы третьей ступени раке-
ты-носителя, исключая систему управления.
7. Ответственного за бортовые системы отсека оборудования
ракеты-носителя, исключая систему управления.
8. Ответственного за бортовые системы связи корабля (штат-
ные системы связи основного блока и лунной кабины, телевизион-
ная система, связное оборудование автономной системы жизнеобес-
печения PLSS, а также антенна, устанавливаемая на поверхности
Луны) и за выполнение всех команд, связанных с работой этой
системы.
9. Ответственного за координацию операций по управлению
полетом, в первую очередь, за согласование операций Центра уп-
равления МСС, КИК, Центра Годдарда (научная программа поле-
та) и Центра Кеннеди (обеспечение запуска). Этот специалист
контролирует распределение телеметрической информации и пере-
даваемых космонавтами данных о состоянии бортовых систем. Ве-
дает всеми изменениями в графике работы наземных средств.
10. Ответственного за систему PLSS на Луне.
Группа динамики полета включает в себя:
1. Ответственного за динамику полета. Контролирует пред-
стартовую проверку готовности систем, а после старта — активные
участки полета. Обеспечивает постоянное уточнение возможных
траекторий возвращения, условий входа в атмосферу и координат
участков приводнения.
2. Ответственного за тормозной импульс (расчет и уточнение
возможных траекторий возвращения и условий входа в атмосферу).
3. Ответственного за обеспечение бортовых систем наведения
и навигации. Участвует в предстартовой проверке готовности этих
систем, контролирует их на активных участках полета, обеспечи-
вает ввод в них необходимой информации.
4. Помощника ответственного за обеспечение систем навигации
и наведения. Контролирует работу этих систем на активных участ-
ках полета.
Группы анализа
Группы анализа обслуживают специалистов, находящихся в
зале управления. Организуются следующие группы:
1. Группа обслуживания специалистов по динамике полета
анализирует параметры участка выведения, орбит и входа в атмо-
сферу, определяет потребные маневры, проводит расчеты по запро-
сам специалистов по динамике полета, а при необходимости при-
влекает специалистов, находящихся вне Центра МСС (представи-
тели головных фирм и пр.).
2. Группа обслуживания специалистов группы управления.
Одной из функций этой группы анализа является выдача информа-
ции на два телевизионных экрана системы отображения (времен-
ной график полета и программа полета).
186
3. Группа обслуживания ответственных за бортовые системы.
Эта группа производит детальный анализ состояния и тенденций
бортовых систем, обеспечивает локализацию неисправностей и их
изоляцию, разрабатывает меры предотвращения, устранения или
компенсации неисправностей.
4. Группа обслуживания ответственного за медицинский конт-
роль (подробный анализ биотелеметрии, докладов космонавтов
о своем состоянии и функционирования систем жизнеобеспечения).
5. Метеорологическая группа, подготавливающая информацию
о текущей и ожидаемой метеорологической и радиационной обста-
новке.
6. Группа планирования и связи. Эта группа обеспечивает
связь операторов в зале управления с группами анализа, фирма-
ми-изготовителями и стартовым комплексом. Все запросы по про-
ведению анализа отклонений от нормальных режимов координи-
руются руководителем этой группы.
7. Группа ПСК. Эта группа информирует сменного руководи-
теля полета о состоянии средств ПСК и о ходе поисково-спасатель-
ных работ. Кроме того, группа обеспечивает связь находящихся
в зале управления представителя Министерства обороны и его по-
мощника со средствами ПСК.
8. Группа обслуживания ответственного за эксперименты
(детальный контроль работы приборов комплекта ALSEP,
составление программы операций, передача команд и распределе-
ние полученной научной информации).
9. Группа связи с космонавтами [613].
В каждую группу анализа входят специалисты NASA и про-
мышленных фирм, досконально знающие определенные системы ко-
рабля и имеющие опыт работы с ними, начиная с НИР и ОКР.
Группа в полном составе участвует в тренировках, проводимых в
центре МСС. Руководителем каждой группы является сотрудник
NASA. В его обязанности входит, в частности, согласование пред-
полагаемых мер с руководителями других групп анализа. В случае
необходимости созданные NASA группы анализа привлекают ана-
логичные группы, создаваемые на период полета головными фир-
мами на своих заводах и предприятиях. В распоряжении групп
анализа, организуемых фирмами, находятся необходимые средства
для срочного проведения испытаний, опробования предлагаемых
решений и пр. В Центре МСС ведется постоянный учет местопребы-
вания примерно 40 000 специалистов на случай их срочного вызова.
Примерно через месяц после завершения полета группы ана-
лиза публикуют «Перечень отказов и отклонений», где описывают-
ся отказы, проводится их анализ и предлагаются меры по их пре-
дупреждению. Примерно через два месяца после завершения поле-
та публикуется «Отчет о полете», где отказам и отклонениям посвя-
щается специальный раздел. Если ко времени публикации «Отчета
о полете», анализ каких-либо отказов еще не окончен, материалы
о них публикуются дополнительно. «Отчет о полете» и дополнения
к нему служат справочным материалом при дальнейших поле-
тах [469].
187
Центр сдязи
Этот Центр обеспечивает связь центра МСС со станциями ко-
мандно-измерительного комплекса, осуществляя прием, передачу,
распределение, обработку, отображение и контроль входящей и ис-
ходящей информации (телеметрия, команды, траекторные измере-
ния и технологические циркуляры). Центр связи использует ЭВМ
Univac-494. У пультов управления операторов центра связи имеют-
ся скоростные печатающие устройства и приемные телетайпные
аппараты. Создано пять пультов управления:
. 1. Пульт командной системы, откуда осуществляются все опе-
рации по передаче команд вплоть до получения квитанции с борта.
2. Пульт телеметрической системы.
3. Пульт системы траекторных измерений.
4. Пульт ответственного за работу ЭВМ центра связи.
5. Пульт ответственного за работу радиотехнических средств
центра связи.
Вычислительный центр
Этот центр обеспечивает обработку и хранение телеметричес-
кой информации (в частности, обнаружение выхода параметров
за допустимые пределы) и траекторных измерений, расчет эфеме-
рид, формирование команд, выдачу информации на средства ото-
бражения и пр. Центр использует пять ЭВМ IBM-360-5. Для обес-
печения реальных полетов используются две ЭВМ, третья находит-
ся в дежурном режиме. При работе обоих залов управления функ-
ционировало четыре ЭВМ, а пятая находилась в дежурном режиме.
Ранее (при полетах спутников «Джемини») в Центре МСС
применялись ЭВМ IBM-7094-2, а еще раньше (при полетах спут-
ников «Меркурий» и использовании Центра управления на мысе
Кеннеди) — IBM-7090. При полетах спутников «Меркурий» ЭВМ
должны были обрабатывать 32 000—42 000 36-разрядных кодов в
минуту, при полетах спутников «Джемини» — 260 000—500 000, при
полете корабля «Аполлон VII» — до 700000 и при полете корабля
«Аполлон XI»— 1 500 000 кодов в минуту.
Начальнику вычислительного центра подчиняются:
1. Ответственный за функционирование технических средств
центра.
2. Ответственный за оценку траекторных измерений, обеспечи-
вающий отбор наиболее достоверных данных и выведение их на
средства отображения в зале управления. В его обязанности входит
информация группы динамики полета о наличии и качестве траек-
торной информации.
3. Ответственный за расчеты при прогнозировании траекторий.
4. Ответственный за обработку команд.
5. Ответственный за обработку телеметрической информации.
В «пиковые» периоды осуществления программы «Аполлон»
затраты на эксплуатацию Центра МСС достигали 30 млн. долл,
в год [620].
В случае выхода Центра МСС из строя его функции может
принять на себя главный узел связи пр^ Центре Годдарда [383].
188
ПОИСКОВО-СПАСАТЕЛЬНЫЙ КОМПЛЕКС
При разработке требований к поисково-спасательному комп-
лексу (ПСК) для кораблей «Аполлон» принимались во внимание
следующие факторы:
1. Возможные типы аварий ракеты-носителя и корабля, веро-
ятность каждого типа аварии и время, когда такая авария может
произойти.
2. Желательность светлого времени для проведения поисково-
спасательных работ и располагаемое светлое время.
3. Максимально возможная продолжительность пребывания
приводнившегося отсека экипажа корабля наплаву после посадки,
в частности, ресурс бортовых источников электропитания.
4. Возможные погодные условия.
5. Наличие баз для кораблей и самолетов ПСК.
6. Возможность связи со средствами ПСК-
Средства ПСК для космических кораблей «Аполлон» должны
обеспечить спасение космонавтов при приводнении в, следующих
районах:
А. В района стартовой площадки (в случае возникновения ава-
рийной ситуации до отрыва или непосредственно после отрыва ра-
кеты-носителя от стартового стола);
Б. В районах, расположенных цо трассе полета ракеты-носи-
теля (в случае возникновения аварийной ситуации на участке вы-
ведения) ;
В. В основном районе посадки, предусмотренном штатной про-
граммой полета.
Г. В резервных районах посадки (в случае возникновения ава-
рийной ситуации или изменения программы полета);
Д. В дополнительных районах посадки (в случае возникнове-
ния аварийной ситуации).
Примерное размещение средств ПСК в районе стартовой пло-
щадки показано на рис. 121. Основным средством ПСК в этом рай-
оне являются вертолеты. К персоналу средств ПСК данного райо-
на предъявляются некоторые дополнительные требования, в част-
ности, он должен обеспечить оказание первой медицинской помощи
189
g
Рис. 122. Примерное размещение средств ПСК
по трассе полета ракеты-носителя при азимуте
запуска 72° (штриховые линии ограничивают зо-
ну, обеспечиваемую средствами ПСК, цифры обо-
значают порядковый номер самолета или корабля)
ф — самолет; — корабль
Рис. 121. Примерное размещение средств ПСК в
районе стартовой площадки (штриховыми линия-
ми ограничена территория стартового ^комплекса
№ 39 со стартовыми площадками А и В)
• ~ стартовая площадка;
О — главный вертолет ПСК;
Д — вспомогательные вертолеты;
□ — танкодесгнтный катер;
— плавающий гусеничный транспортер (спасение при
посадке на берегу или в полосе прибоя);
0— спасательный катер (длина 25 м)
космонавтам, которые могут пострадать от пожара, отравления
токсичными парами, а также от удара, поскольку отсек экипажа
может совершить посадку на сушу. Кроме того, посадочная скорость
может превышать номинальную.
Примерное размещение средств ПСК в районах, расположен-
ных по трассе полета ракеты-носителя, показано на рис. 122 [14].
Зона, обеспечиваемая средствами ПСК, простирается на 6300 км
от мыса Кеннеди вдоль трассы полета при азимуте запуска 724-96°.
Ширина зоны 200 км (на 100 км к югу и 100 км к северу от трас-
сы) [383]. Основными средствами ПСК в этом районе являются
эсминцы и самолеты. Самолеты, которые поднимаются в воздух до
запуска ракетй с космическим кораблем, обеспечивают обнаруже-
ние приводнившегося отсека экипажа, причем любого возможного
района приводнения самолет должен достигать не более чем за
4 часа. После того как космический корабль вышел на околозем-
ную орбиту, корабли ПСК из районов, расположенных вдоль трас-
сы полета ракеты-носителя, переводятся в заранее определенные
резервные районы в Атлантическом океане.
Рис. 123. Размещение средств ПСК в основном районе посадки
/ — точка входа отсека экипажа в атмосферу; 2 — участок трассы, на который па-
дает период пропадания сигнала на частотах диапазона 5; 3 — основной район по-
садки; 4 — основной корабль ПСК (авианосец, размещается у расчетной точки при-
воднения); 5 — патрулирующие самолеты ПСК; 6 — вспомогательный корабль ПСК
(эсминец)
В основном районе посадки (Тихий океан) сосредоточены глав-
ные средства ПСК: отряд кораблей во главе с авианосцем или вер-
толетоносцем (рис. 123). На авианосце находятся самолеты
(НС-130 и другие) и вертолеты (Sikorsky SH-3D), на эсминцах—
191
вертолеты. Самолеты используются для поиска приводнившегося
отсека экипажа и для связи, вертолеты (рис. 124)—для поиска
приводнившегося отсека экипажа и для доставки космонавтов на
корабль. Например, при полете космического корабля «Апол-
лон XIII» на флагман спасательной флотилии вертолетоносец
«Иводзима», оснащенный оборудованием спутниковой навигацион-
ной системы «Транзит», базировалось пять вертолетов службы
ПСК> рассчитанные на полет без дозаправки в течение 7 час. Пре-
дусматривалось, что один вертолет доставляет к приводнившемуся
отсеку экипажа группу парашютистов-водолазов, надувной понтон
и надувную лодку, на которую выходят космонавты, второй верто-
лет доставляет другую группу парашютистов-водолазов. Третий
вертолет (№ 66)1 предназначен для доставки космонавтов на борт
вертолетоносца. Остальные два вертолета служат для обеспечения
телевизионного репортажа и связи. Кроме того, вдоль трассы спус-
ка отсека экипажа на протяжении 820 км патрулировали четыре
самолета Hercules-130, каждый с группой из трех парашютистов-
водолазов. Эти самолеты рассчитаны на полет без дозаправки в
течение 20 час [542—544]. Самолеты снабжены радиопеленгатором
AN/ARD-17, который регистрирует сигналы передатчиков отсека
экипажа, работающих в диапазоне S, метровом диапазоне и КВ-
диапазоне. На вертолетах установлен поисково-спасательный при-
водной маяк.
Штатная программа проведения спасательных работ преду-
сматривает десантирование с вертолетов легких водолазов, которые
подводят под отсек экипажа понтон и, если это необходимо, оказы-
вают помощь космонавтам. Понтон обеспечивает непотопляемость
отсека даже в случае нарушения герметичности, а также служит
сравнительно устойчивой платформой для космонавтов, вышедших
из отсека, и для спасательных команд. Космонавты выходят на на-
дувные лодки (рис. 125) и их поднимают на борт вертолета в спе-
циальных люльках (рис. 126). Вертолеты доставляют космонавтов
на авианосец. На авианосце монтируется антенна диаметром 4,5 м
(рис. 127) спутниковой системы связи для передачи телевизионного
репортажа о спасении космонавтов корабля «Аполлон» [172].
Космонавты, возвратившиеся с Луны, после доставки их вер-
толетом на авианосец переходят в карантинный фургон (подроб-
нее о мерах карантинизации см. в главе «Меры микробиологичес-
кой защиты, каран*гинизация космонавтов»). Авианосец прибывает
в ближайший порт2, откуда фургон с космонавтами доставляется
военно-транспортным самолетом С-141 на базу ВВС Эллингтон
(шт. Техас) и грузовой автомашиной в Лабораторию LRL3 в Хью-
стоне, где космонавтов карантинизируют. После выхода космонав-
тов из приводнившегося отсека экипажа люк отсека задраивается,
1 Этот вертолет использовался и при спасении экипажей некоторых преды-
дущих кораблей «Аполлон».
2 В ряде случаев для выигрыша времени до прибытия корабля в порт кос-
монавтов доставляют туда самолетом (вертолетом), базирующимся на корабль.
3 Lunar Receiving Laboratory—лаборатория для приема (космонавтов, воз-
вратившихся с Луны). Подробнее об этой Лаборатории см. главу «Меры микро-
биологической защиты, карантинизации космонавтов».
192
Рис. 124. Вертолет, зависший над приводнившимся отсеком экипажа
(на заднем план? отцепленный парашют)
193
Рис. 125. Выход космонавтов на надувные .юлки (под отсек
подведен понтон)
Рис. 126 Подъем космонавта ла борт вертолета
в люльке
194
Рис. 127. Антенна спутниковой системы связи на авиа-
носце
195
и отсек через ~ 2 час после приводнения поднимают на борт
авианосца (рис. 128 и 129). После прибытия авианосца в порт отсек
сгружают и в течение трех суток «пассивируют»: обесточивают
бортовые системы, извлекают пиротехнические заряды, сливают
остатки топлива. Затем военно-транспортным самолетом С-133 от-
сек доставляют в Лабораторию LRL, а после периода карантина—
на завод-изготовитель фирмы North American Rockwell в г. Дауни
(шт. Калифорния) [323]. Контейнеры с образцами лунных пород
и отснятые пленки извлекают из отсека экипажа немедленно пос-
ле подъема его на борт авианосца, делят на две партии й на двух
палубных бомбардировщиках (для сохранности в случае аварии
одного из них) доставляют на ближайший аэродром, где базиру-
ются военно-транспортные самолеты С-141, которые перевозят кон-
тейнеры и пленки на базу ВВС Эллингтон, а оттуда—в Лаборато-
рию LRL. Это обеспечивает доставку контейнеров и пленок в Лабо-
раторию LRL через 1—2 суток после приводнения космонавтов
[383].
К резервным районам относятся те, для которых вероятность
посадки отсека экипажа достаточно высока, чтобы оправдать
дислокацию там кораблей ПСК. Резервные районы делятся на две
категории: районы для посадки в случае отказа от перехода на
траекторию полета к Луне и районы для посадки в случае аварий-
ного возвращения после выхода на траекторию полета к Луне.
Резервные районы первой категории находятся в двух зонах: одна
в Тихом и одна в Атлантическом океанах. Резервные районы вто-
рой категории находятся в восточной части Тихого океана вдоль
побережья Американского континента, в Атлантическом океане
вдоль 30° з. д. в северном полушарии и 25° з. д. в южном полуша-
рии; в Индийском океане вдоль 65° в. д.; в западной части Тихого
океана вдоль 150е в. д. в северном полушарии и вдоль 170° в. д.
в южном полушарии [248, 276]. В период полета космического ко-
рабля по геоцентрической орбите средства ПСК должны периоди-
чески переводиться из одного резервного района в другой, с таким
расчетом чтобы на каждом витке корабля обеспечивалась возмож-
ность схода с орбиты с посадкой в районе, где дислоцированы
средства ПСК. После вывода корабля на траекторию полета к Лу-
не средства ПСК переводятся в резервные районы, где корабль
может совершить посадку в случае аварии на этой траектории.
К дополнительным районам посадки относят те, для которых
вероятность посадки отсека экипажа недостаточно велика, чтобы
оправдать дислокацию кораблей ПСК, но достаточно велика, что-
бы оправдать поддержание в состоянии готовности самолетов ПСК
на близлежащих базах. Дополнительные районы объединены в че-
тыре зоны: зона А (Атлантический океан), зона В (Индийский
океан), зона С (западная часть Тихого океана) и зона D (восточ-
ная часть Тихого океана). Размещение самолетов ПСК должно
обеспечивать достижение ими любого дополнительного района за
18 час. Для спасения космонавтов, совершивших посадку в допол-
196
Рис. 128. Подъем отсека экипажа на борт авианосца
Рис. 129. Отсек экипажа, извлеченный из
океана после приводнения
197
Средства ПСК, использовавшиеся при полетах пилотируемых кораблей «Аполлон»
Таблица 17
Корабль Средства ПСК
В районе старто- вой площадки На трассе полета ракеты-носителя* В основном районе посадки В резервных районах посадки В дополнительных районах посадки Источ- ники
«Аполлон VII» Вертолеты, транс- портеры-амфибии, катера Авианосец «Эссекс» 93
«Аполлон VIII» « Вертолетоносец «Гвадалканал», десантные корабли «Фрэнсис Мэрион» и «Сэндовал», транспорт «Рэнкин» и танкер^ «Чукауон» Авианосец «Йорктаун», эсминец «Кохрейн», корабль связи «Арлингтон» 16 самолетов НС-130 на базах в зоне Панамского канала, на Гавай- ских о-вах, в Па- го-Паго (о-ва Са- моа), в Тасикива (Япония), на о. Ма- врикий, на о. Воз- несения, на Азор- ских и Бермудских о-вах 126, 142, 162, 165
«Аполлон IX» « Вертолетоносец «Гвадалканал», эсминец «Чилтон» Вертолетоносец «Гвадалканал» Три корабля (в за- падной и централь- ной областях Ти- хого океана) « 184
«Аполлон X» « Эсминцы «Рич» и «Чилтон» Авианосец «Принстон» 14 самолетов НС-130 на базах в зоне Панамско- го канала, на Га- вайских о-вах, в Паго-Паго, на о. Маврикий, на о. Вознесения, о. Гуам, на Азор- ских и Бермуд- ских о-вах 248, 276
«Аполлон XI» « Эсминец «Нью» и тральщик «Озарк» Авианосец «Хорнет» и эсминец 13 самолетов НС-130 на базах в зоне Панамско- го канала, на Га- вайских о-вах, на о. Маврикий, на о. Вознесения, о. Гуам, Азорских и Бермудских о-вах 307
х«Аполлон XII» « Эсминец «Хокинс» и вертолетоносец «Остин» Авианосец «Хорнет» 13 самолетов НС-130 на базах в зоне Панамско- го канала, на Га- вайских о-вах, на о. Гуам, о. Самоа, о/ Вознесения, на Азорских и Бер- мудских о-вах ‘ 383
«Аполлон XIII» « Вертолетоносец «Иводзима» 518
«Аполлон XIV» « Вертолетоносец «Нью Орлеан» 670
* В случае необходимости для нужд ПСК может использоваться корабль КИК «Авангард», находящийся на трассе полета ракеты-носителя.
нительном районе, будут использоваться торговые и военные суда,
оказавшиеся вблизи от места посадки, или же корабли ПСК,
вызванные из других районов [14].
Таблица 18
Эффективность средств ПСК
Объект Отклонение от расчетной точки приводнения, км Время с момента приводнения до момента достав- ки экипажа на корабль, мин Источники
«Меркурий» МА-6 72 20 14
«Меркурий» МА-7 441 254 14
«Меркурий» МА-8 8,7 43 14
«Меркурий» МА-9 13 36 14
«Джемини III» 111 72 14
«Джемини IV» 81,5 57 14
«Джемини V» 170 91 Й
«Джемини VI» 13 64 14
«Джемини VII» 11,9 32 14
«Джемини VIII» . 2 186 14
«Джемини IX» 0,7 52 14
«Джемини X» 6,3 27 14
«Джемини XI» 5 24 14
«Джемини XII» 4,8 28 . 14
«Аполлон VII» 5 (по дальности) 4,3 (по боку) 56 83, 87, 88, 90, 92
«Аполлон VIII» 5,4 90 146, 148
«Аполлон IX» 1,5 49 114, 116, 196
«Аполлон X» 6,3 (от авианосца) 49 250, 267, 279
«Аполлон XI» ~ 20 (от авианос- ца) 63 325, 328, 343, 346
«Аполлон XII» 4,6 (от авианосца) 70 398, 400, 417
«Аполлон XIII» 0,7 46 505, 512, 514
«Аполлон XIV» 1,8 (6,4 от верто- летоносца) 49 670
Служба ПСК подчинена Министерству обороны. Управление
средствами ПСК осуществляется из Центра МСС через следующие
пять командных постов (КП):
— в Норфолке (США, шт. Вирджиния). Этот КП руководит
операциями средств ПСК, дислоцированных в Атлантическом
океане.
200
— в Куниа (Гавайские о-ва). Этот КП руководит операциями
средств ПСК, дислоцированных в Тихом океане.
— в Рамштейне (ФРГ). Этот КП руководит операциями в слу-
чае посадки в дополнительных районах на территории Африки и
стран Ближнего Востока.
— на базе ВВС Албрук (зона Панамского канала). Этот КП
руководит операциями в случае посадки в дополнительных районах
на территории Южной Америки.
— во Флориде (США). Этот КП руководит операциями в слу-
чае посадки в дополнительных районах на территории Северной
Америки [14, 184].
В табл. 17 приводятся некоторые сведения о средствах ПСК,
использовавшихся при полетах пилотируемых кораблей «Аполлон».
В табл. 18 приводятся данные, позволяющие оценить эффектив-
ность средств ПСК кораблей «Аполлон» (для сравнения приводят-
ся данные о средствах ПСК пилотируемых спутников «Меркурий»
и «Джемини»).
В качестве примера указывается, что общая численность пер-
сонала средств ПСК, задействованного при полете космического
корабля «Аполлон VIII», составляла ~ 10000 человек [142], при
полете космического корабля «Аполлон X» — 7669 человек (на 12
кораблях и 52 самолетах и вертолетах) [279].
МЕРЫ МИКРОБИОЛОГИЧЕСКОЙ ЗАЩИТЫ,
КАРАНТИНИЗАЦИЯ КОСМОНАВТОВ
Меры микробиологической защиты (для предотвращения рас-
пространения на Земле лунных микроорганизмов, если таковые
существуют и будут занесены космонавтами) были разработаны
специально созданным для этой цели в 1966 г. межведомственным
комитетом ICBC1. В состав Комитета входили специалисты Мини-
стерств сельского хозяйства и внутренних дел, Службы здраво-
охранения и Национальной академии наук. Мер,ы микробиологи-
ческой защиты принимаются до полета (в основном для пред-
отвращения заболевания космонавтов в полете), в полете, при опе-
рациях по спасению космонавтов из приводнившегося отсека эки-
пажа и после спасения.
МЕРЫ, ПРИНИМАЕМЫЕ ДО ПОЛЕТА
Эти меры имеют целью предотвращение попадания микроор-
ганизмов, которые могут вызвать заболевание космонавтов или
исказить их обычную микрофлору, что затруднит после полета
идентификацию микроорганизмов; занесенных с Луны [318, 321].
Первоначально меры, принимавшиеся до полета, были сравнитель-
но нестрогими и лишь несколько ограничивали число людей, с ко-
торыми космонавты вступали в контакт в последние три недели
перед запуском. Даже после ограничений число таких людей дости-
гало 800 и включало в себя детей космонавтов, несмотря на то,
что заражение детскими болезнями особенно опасно. Эти меры бы-
ли явно недостаточными. Так, у космонавтов кораблей «Апол-
лон VII», «Аполлон VIII» и «Аполлон IX» в полете наблюдались
болезненные явления, возможно, явившиеся результатом инфекци-
онного заражения в предполетный период. При полете корабля
«Аполлон IX» из-за заболевания космонавта Швейкарта пришлось
даже отказаться от запланированного эксперимента по переходу
из одного отсека корабля в другой через открытый космос. Особен-
но серьезная ситуация вследствие нестрогого соблюдения мер
предосторожности в предполетный период возникла перед запус-
ком корабля «Аполлон XIII». Один из дублеров (Дьюк) в резуль-
тате контакта с больным ребенком за несколько дней до запуска
1 Interagency Committee on Back Contamination—межведомственный коми-
тет по обратному заражению.
202
заболел краснухой. Космонавты основного и дублирующего экипа-
жей, общавшиеся с Дьюком, были подвергнуты анализу на имму-
нитет к краснухе. У члена основного экипажа космонавта Мэттинг-
ли иммунитета не оказалось, вЬзникла опасность, что он может за-
болеть в полете. За двое суток до полета пришлось заменить Мат-
тингли космонавтом Суиджертом из дублирующего экипажа, кото-
рому за эти двое суток предстояло «сработаться» с остальными
членами основного экипажа.
После этого случая были утверждены более строгие меры пре-
досторожности в предполетный период, на которых и ранее настаи-
вали, но безрезультатно, медики, в частности, медицинский руково-
дитель полетов д-р, Берри. Против жестких ограничений выступал
Дональд Слейтон, руководитель подготовки космонавтов. Начиная
с полета корабля «Аполлон XIV», для космонавтов за три недели
до полета вводится частичный карантин, кроме того им делают
инъекции, обеспечивающие иммунитет против большего числа бо-
лезней, в частности, против краснухи, кори и свинки. В этот трех-
недельный период космонавты живут в специальном помещении
на мысе Кеннедц, откуда выезжают только на тренажеры Центра
Кеннеди, на стартовый комплекс для участия в имитированных за-
пусках и на базу ВВС Патрик для тренировочных полетов на са-
молетах. В специальном помещении на мысе Кеннеди, где живут
космонавты, система вентиляции изолирована от общей системы
вентиляции здания. При выходе космонавтов из помещения по
трансляции должно передаваться предупреждение, чтобы все лица
покинули коридоры здания. Если в этот карантинный период кос-
монавты будут приезжать домой в Хьюстон, то за 24 час до их при-
езда детей отошлют из дома. У дома выставят охрану, с тем чтобы
никто из соседей не мог вступить с космонавтами в контакт. Встре-
ча с женами разрешена, с детьми, посещающими космонавтов на
мысе Кеннеди, — только через стеклянную перегородку. Всех лиц
(всего не более 120 человек), с которыми космонавты могут всту-
пать в контакт (персонал NASA и базы ВВС Патрик, члены дуб-
лирующего экипажа, жены) за 45—90 суток до расчетной даты
запуска берут под медицинское наблюдение, а за 9 суток начинают
подвергать периодическим медицинским обследованиям. В течение
последних 60 суток перед запуском космонавты должны сообщать
о всех случаях заболеваний членов семей, Общие затраты на пере-
численные выгйе меры достигли 1 млн. долл. [517, 577,
611—623, 672].
МЕРЫ, ПРИНИМАЕМЫЕ В ПОЛЕТЕ
Эти меры имеют целью снижение до минимума количества пы-
ли с поверхности Луны, которая попадает в возвращаемый на Зем-
лю отсек экипажа. Перед входом в лунную кабину с поверхности
Луны космонавты должны по-возможности удалить пыль, попав-
шую на скафандр и чехлы на ботинках. Скафандры космонавты
очищают руками в перчатках, а чехлы вытирают о ступеньки лест-
ницы и отряхивают от пыли, ударяя ногой о ногу. После входа в
203
лунную кабину, закрытия люка и наполнения кабины кислоро-
дом космонавты складывают в мешок чехлы на ботинки, ран-
цевую систему PLSS, камеры, а также некоторые другие элементы
экипировки, причем чехлы должны быть положены в мешок пер-
выми на самое дно, поскольку на них больше всего пыли. Спустя
некоторое время космонавты разгерметизируют кабину, снова от-
крывают люк и выбрасывают мешок с этими предметами на поверх-
ность Луны.
С момента старта взлетной ступени с Луны и до встречи ее с
основным блоком на селеноцентрической орбите проходит несколь-
ко часов, в течение которых в процессе рециркуляции кислорода
воздух кабины космонавтов на взлетной ступени проходит через
патроны гидроокиси лития. Считают, что очистка воздуха от пыли
при прохождении патронов существенно снизит начальное содер-
жание взвешенной в воздухе пыли. После пристыковки стартовав-
шей с Луны взлетной ступени к основному блоку на селеноцентри-
ческой орбите космонавты перед переходом в основной блок чистят
скафандры пылесосом. Организуется принудительный поток кисло-
рода (расход 0,36 кг/час) из основного блока во взлетную ступень
и далее за борт через выпускной клапан. Давление в отсеке экипа-
жа должно, по крайней мере на 0,035 кг!см2, превышать давление
в кабине космонавтов на взлетной ступени. Только после этого
открываются люки туннелей-лазов. Космонавты совершают пере-
ход в отсек экипажа и переносят с собой контейнеры с образцами
лунных пород, кассеты с отснятой пленкой и бортовой журнал. Все
эти предметы перед переносом обрабатываются пылесосом и скла-
дываются в мешок, в котором и остаются. Перчатки и раМки с за-
щитными козырьками на шлемы космонавты оставляют во взлетной
ступени. После отделения использованной взлетной ступени космо-
навты снимают скафандры и осматривают их. Замеченную пыль
удаляют пылесосом, жидкие загрязнения — салфетками. Скафанд-
ры укладываются в соответствующие отделения отсека экипажа и
больше в полете не используются. За время полета по трассе
«Луна—Земля» в процессе рециркуляции воздух отсека экипажа
проходит через патроны гидроокиси лития. Считают, что очистка
воздуха от пыли при прохождении патронов за время полета по
трассе «Луна—Земля» снизит содержание пыли до следовых кон-
центраций [307].
Изучался и обратный процесс: возможность загрязнения
собранных космонавтами лунных образцов земными микроорганиз-
мами вследствие некоторой негерметичности сочленений скафанд-
ров. С этой целью в барокамере (1,2X2,4 м) фирмы Martin про-
водились исследования скафандра на герметичность. В ходе иссле-
дований скафандры в течение 135 час подвергали воздействию ва-
куума, соответствующего вакууму на поверхности Луны. При этом
определяется герметичность во время ходьбы, наклонов, вытягива-
ния рук и пр. [167].
204
МЕРЫ, ПРИНИМАЕМЫЕ ПРИ ОПЕРАЦИЯХ ПО СПАСЕНИЮ
КОСМОНАВТОВ
Эти меры имеют целью предотвращение распространения лун-
ных организмов, если таковые существуют и попали в отсек экипа-
жа или в организм космонавтов. Первоначально была разработана
процедура, в соответствии с которой приводнившийся отсек экипа-
жа с космонавтами поднимался на палубу авианосца и соединялся
герметизированным туннелем с карантинным фургоном, куда пере-
ходили космонавты. Выход космонавтов из находящегося наплаву
отсека экипажа, согласно этой процедуре, предусматривался толь-
ко в чрезвычайных обстоятельствах при возникновении аварийной
ситуации. Позже (но еще до полетов на Луну) процедура была
пересмотрена, и в качестве основного выбран способ, предусматри-
вающий выход космонавтов из находящегося наплаву отсека эки-
пажа на надувную лодку и облачение в доставленные к отсеку
скафандры BIG1, обеспечивающие биологическую изоляцию. Новая
процедура более безопасна для космонавтов, и ее приняли, исходя,
из очень малой вероятности существования микроорганизмов на
Луне. Некоторые специалисты тем не менее считали новую проце-
дуру весьма рискованной. Если какие-либо микроорганизмы будут
занесены космонавтами, то при выходе их из находящегося напла-
ву отсека экипажа микроорганизмы могут попасть в атмосферу и
в воду и там распространиться, если кислород, азот и морская во-
да окажутся для них благоприятной средой [177]. Согласно новой
процедуре, после подведения понтона под приводнившийся отсек
экипажа один из водолазов, одетый в скафандр BIG, открывает
люк отсека, передает космонавтам три таких скафандра2 и закры-
вает люк. Космонавты надевают скафандры BIG, на что, согласно
расчетам, требуется менее 5 мин при спокойном море, открывают
люк и выходят на надувную лодку (рис. 130). После выхода люк
закрывается. В общей сложности люк открыт всего в течение не-
скольких минут. Водолаз в скафандре BIG обрабатывает внешнюю
поверхность отсека экипажа и скафандры BIG находящихся на
надувной лодке космонавтов дезинфицирующим раствором.
Космонавтов вертолетом доставляют на авианосец, где они сразу
переходят в карантинный фургон.
Длина фургона (рис. 131) 11 м, ширина 2,7 л, высота 2,6 м. Он
не имеет колес. Внутри фургон разделен на три отсека: гостиная,
где установлены кресла, кухня с в.ч. плитой для приготовления
пищи из полуфабрикатов и спальня с санузлом (шесть коек, ванна,
душ). Давление воздуха в фургоне несколько ниже атмосферного.
1 Biological Isolation Garment — одежда для биологической изоляции.
2 Скафандры BIG для космонавтов, как и скафандр BIG для водолаза,
изготовлены из легкой ткани и снабжены масками с респираторами. Различие
состоит в том, что респиратор в скафандрах космонавтов фильтрует выдыхае-
мый воздух, а респиратор в скафандре водолаза — вдыхаемый воздух.
205
Рис. 130. Космонавты в скафандрах BIG на надувной лодке
Рис. 131. Карантинный фургон
206
Рис. 132. Карантинный блок Лаборатории LRL
1 — административное помещение (регистрация и распределение информации); 2 — медикобиологическая лабора-
тория; 3 — помещение для специалистов NASA, принимающих отчет космонавтов, а также для членов семей
космонавтов; 4 — окна; 5—помещение, где находятся космонавты при отчете и посещениях членов семьи;
6 — спальня обслуживающего персонала; 7 — помещение для приема пищи и проведения досуга; 8 — жилые по-
мещения для космонавтов и медицинского персонала; 9 — кухня; 1G — хозяйственное помещение (прием пище-
вых продуктов и пр.); // — помещение для отсека экипажа; 12 — карантинный фургон; 13 — микробиологичес-
кая лаборатория; 14 — рентгеновский кабинет; /5 — помещение для приема космонавтов; 16, /7 — помещения для
медицинского осмотра; /Я—операционная; 19- помещение для физиологических тестов; 20 — вычислительная ма-
шина; 21 - гимнастический зал
207
Фургон рассчитан на пребывание шести человек (помимо трех
космонавтов, врач и два техника, которые входят в фургон за не-
сколько суток до приводнения космонавтов) в течение 10 суток.
В ближайшем порту фургон перегружается с корабля ПСК на са-
молет, который доставляет его в лабораторию LRL в Хьюстоне
(США, шт. Техас), где космонавтов карантинйзируют. Всего изго-
товлено четыре карантинных фургона1. Стоимость первого из них
составила 300—400 тыс. долл. [НО, 307].
МЕРЫ, ПРИНИМАЕМЫЕ ПОСЛЕ СПАСЕНИЯ
Эти меры имеют целью карантинизацию космонавтов. Всего
карантин для космонавтов рассчитан минимум на 21 сутки (счита-
ется с момента возвращения в лунную кабину с поверхности Луны)
в зависимости от результата анализов. Карантин для образцов
лунных пород рассчитан на 50—80 суток. Срок карантина был
определен произвольно. Как заявил один из руководителей NASA,
«мы руководствовались только здравым смыслом, поскольку не
располагали никакой информацией» [307, 364].
Лабораторий LRL, где карантинизируют космонавтов и образ-
цы, имеет общую полезную площадь 7700 м2 и делится на четыре
блока: карантинный, административный, вакуумную лабораторию
и лабораторию анализа образцов. Карантинный блок (рис. 132)
рассчитан на 12 человек (космонавты, медицинский и обслуживаю-
щий персонал). В период карантина проводятся следующие экспе-
рименты для обнаружения лунных микроорганизмов:
1. Воздействие лунными материалами на стерильных мышей,
извлеченных из мышей-самок методом кесарева сечения.
2. Помещение материалов в различные питательные среды.
3. Воздействие материалами на ткани человека и животных,
а также на оплодотворенные яйцеклетки.
4. Воздействие материалами на различные виды растений и
семян.
5. Воздействие материалами на рыб, птиц, устриц, креветок,
тараканов, мух, ресничных червей, парамеций и эвглену.
У космонавтов берут анализ микрофлоры для сравнения с
предполетными анализами на предмет обнаружения новых микро-
организмов.
Отсек экипажа в Лаборатории LRL' подвергается дезинфекции,
пбсле чего производится его тщательный осмотр [307, 350].
Для первых космонавтов, возвратившихся с Луны на корабле
«Аполлон XI», указанная выше процедура, выполнялась полно-
стью. Поскольку при этом никаких лунных микроорганизмов обна-
ружено не было, для второй лунной экспедиции (корабль «Апол-
лон ХП») сочли возможным эту процедуру несколько упростить:
при выходе из приводнившегося отсека экипажа космонавты не
1 Подобные фургоны устанавливаются на авианосце в основном районе по-
садки, на эсминце в основном районе посадки и на корабле в резервном районе
посадки в Атлантическом океане.
209
должны были надевать скафандры BIG, а только маски с респира-
торами [383]. Скафандры BIG решили использовать только в том
случае, если на пути к Земле у космонавтов будут наблюдаться
симптомы заболевания [394].
После возвращения с Луны космонавтов корабля «Апол-
лон XII» также никаких лунных микроорганизмов обнаружено не
было. В связи с этим Межведомственный комитет ICBC счел воз-
можным при дальнейших полетах категорически на карантине не
настаивать и передать этот вопрос на усмотрение NASA и Нацио-
нальной академии наук США. NASA хотело отказаться от каранти:
низации космонавтов, однако Национальная академия наук настоя-
ла на карантинизации, поскольку материковый район кратера Фра
Мауро, где должна была высадиться третья лунная экспедиция
(корабль «Аполлон XIII»), отличается от морских районов, где вы-
саживались две первые экспедиции. Кроме того, предусматрива-
лось взятие образцов грунта со значительно большей глубины, где
выше вероятность существования жизни. В результате для космо-
навтов корабля «Аполлон XIII» были предусмотрены меры микро-
биологической защиты и карантинизации, аналогичные мерам, пре-
дусматривавшимся для космонавтов корабля «Аполлон XII»
[481, 486]. При полете корабля «Аполлон XIII» вследствие аварии
от высадки на Луну пришлось отказаться. Поскольку четвертая
лунная экспедиция (корабль «Аполлон XIV») высаживалась в том
же материковом районе близ кратера Фра Мауро, который наме-
чался для высадки третьей экспедиции, для нее предусматрива-
лись такие же меры микробиологической защиты и карантиниза-
ции. Кроме того, были зарегистрированы настораживающие явле-
ния при некоторых биологических экспериментах с доставленными
на Землю образцами лунного грунта. Так произрастание побегов
в почве, содержащей лунный грунт, происходило в четыре раза
быстрее, чем в самых элективных земных почвах. Причем это
наблюдалось при содержании в почве как поверхностных, так и
глубинных образцов лунного грунта. С другой стороны, в глубин-
ных образцах земные бактерии погибали в течение 12 час, а в по-
верхностных образцах оставались невредимыми. Делаются попытки
выделить химические соединения, вызывающие гибель бактерий
[611]. Поскольку и после возвращения космонавтов корабля
«Аполлон XIV» никаких лунных микроорганизмов обнаружено не
было, NASA приняло решение об отмене послеполетного каранти-
на для лунных экспедиций этапа J, поскольку Луна не представля-
ет опасности в микробиологическом отношении [644, 671].
КОСМОНАВТЫ КОРАБЛЕЙ «АПОЛЛОН»,
ПОДГОТОВКА КОСМОНАВТОВ
Основные и дублирующие экипажи кораблей «Аполлон VII,...,
«Аполлон XVII» указаны в табл. 19. При отборе экипажей соблю-
дались следующие принципы:
1. На этапах С'—G и при первом полете этапа Н (корабль
«Аполлон XII») по крайней мере двое из трех членов экипажа ко-
рабля «Аполлон» должны были иметь опыт полетов на спутниках
«Джемини». При этом «сработавшиеся» космонавты, которые
совершили вместе полет на одном спутнике «Джемини», по-воз-
можности, включались в состав экипажа одного корабля «Аполлон»
(Борман и Ловелл, Стаффорд и Сернан, Конрад и Гордон).
2. Начиная со второго полета этапа Н (корабль «Апол-
лон XIII»), когда перспективная программа пилотируемых полетов
NASA оказалась под угрозой и стало ясно, что для многих членов
отряда космонавтов нет шансов совершить хотя бы один полет, в
состав экипажей кораблей «Аполлон» стали включать по два кос-
монавта без летного опыта, чтобы в космос слетало возможно
большее число людей.
3. Некоторые космонавты, совершившие один полет на корабле
«Аполлон», привлекаются для повторных полетов на этих кораблях,
как правило, в должности командиров корабля, независимо от их
должности при первом полете на корабле «Аполлон».
4. В состав основных экипажей не включались космонавты
IV группы (космонавты-ученые), несмотря на требования научной
общественности США, поскольку руководство NASA считает необ-
ходимым для космонавтов кораблей «Аполлон» опыт летчиков-ис-
пытателей.
5. Дублирующий экипаж корабля «Аполлон N», сработавший-
ся в ходе тренировок, как правило, назначается в том же или почти
в том же составе в качестве основного экипажа корабля «Аполлон
N-ьЗ» (в одном случае — корабля «Аполлон N4-2»).
На рис. 133 показаны космонавты основных и дублирующих
экипажей кораблей «Аполлон» (портреты размещены в порядке
русского алфавита).
211
ьо
ьо
Таблица 19
Космонавты кораблей «Аполлон»
Корабль Экипаж Космонавты Должность в полете Отношение к военной службе Год рождения Год отбора в отряд космо- навтов (группа) Космические полеты до полета на данном корабле Дальнейшее прохождение службы Источник
»s о Уолтер Ширра Командир корабля Офицер ВВС 1923 1959 (D На спутнике «Меркурий» МА-8 в 1962 г. (9 час 13 мин) и на спутнике «Джемини VI» в 1965 г. (25 час 51 мин) Вышел из отряда кос- монавтов
и о Я CJ о Уолтер Каннингем Пилот основного блока Граждан- ское лицо 1932 1963 (HI) — Возглавил группу космо- навтов, готовящихся к полетам на орбитальной станции «Скайлэб» 70
он VII» Дон Эйзел Пилот лунной кабины* Офицер ВВС 1930 1963 (III) — Назначен в дублирую- щий экипаж корабля «Аполлон X»
«Аполл • »Я ' S а ' Томас Стаффорд Командир корабля Офицер ВВС 1930 1962 (П) На спутнике «Джеми- ни VI» в 1965 г. (25 час 51 мин) и на спутнике «Джемини IX» в 1966 г. (72 час 21 мин) Назначен в основной экипаж корабля «Апол- лон X»
2 сх S . «=: 'О Джон Янг Пилот основного блока Офицер ВВС 1930 1962 (П) На спутнике «Джеми- ни III» в 1965 г. (4 час 53 мин) и на спутнике «Джемини X» в 1966 г. (70 час 47 мин) »
Юджин Сернан Пилот лунной ка би и ьл* Офицер ВВС 1934 1 1963 (Ш) На спутнике «Джеми- ни IX» в 1966 г. (72 час _ S>1 »
«ШЛ Hoinrouv» I «XI Hoififouv»
Фрэнк Борман Командир корабля Офицер ВВС 1928 1962 (II)
Основной Джеймс Ловелл Пилот основного блока Офицер ВМС 1928 1962 (II)
Уильям Андерс Пилот лунной кабины* Офицер ВВС 1933 1963 (Ш)
as Нейл Армстронг • Командир корабля Граждан- ское лицо 1930 1962 (П)
s 3 Я Cu s - i Эдвин Олдрин Пилот основного блока Офицер ВВС 1930 1963 (Ш)
Фред Хейс Пилот лунной кабины* Граждан- ское лицо 1933 1966 (V)
Джеймс Макдивитт Командир корабля Офицер ВВС 1929 1962 (П)
Основной Дэвид Скотт Пилот основного блока Офицер ВВС 1932 1963 (Ш)
Расселл Швейкарт Пилот лунной кабины Граждан- ское лицо 1935 1963 (1П)
На спутнике «Джеми- ни VII» в 1965 г. (330 час 36 мин) На спутнике «Джеми- ниУП» в 1965 г. (330 час 35 мин) и на спутнике «ДжеминиХП» в 1966 г. (94 час 35 мин) В 1969 г. вышел из отря- да. С 1970 г. вице-прези- дент фирмы Electronic Data Systems Назначен в дублирующий экипаж корабля «Апол- лон XI» » 126
На спутнике «Джеми- ни VIII» в 1966 г. (10 час 42 мин) Назначен в основной эки- паж корабля «Аполлон XI»
На спутнике «Джеми- ни XII» в 1966 п (94 час 35 мин) »
— Назначен в дублирующий экипаж корабля «Апол- лон XI»
На спутнике «Джеми- ни IV» в 1965 г. (97 час 56 мин)1 В 1969 г. вышел из отря- да и назначен начальни- ком Отдела по програм- ме «Аполлон» в центре MSC 184
На спутнике «Джеми- ниУШ» в 1966 г. (10 час 41 мин) Назначен в дублирующий экипаж корабля «Апол- лон XII»
—
№
I Корабль Экипаж Космонавты Должность в полете Отношение к военной службе Год рождения Год отбора в отряд космо- навтов (группа)
«Аполлон IX» । Дублирующий Чарльз Конрад Ричард Гордон Командир корабля Пилот основного блока Офицер ВМС Офицер ВМС 1930 1929 1962 (И) 1963 (III)
Алан Бин Пилот лунной кабины Офицер ВВС 1932 1963 (ПТ)
Томас Стаффорд Командир корабля Офицер ВВС 1930 1962 (И)
«Аполлон X» Основной Джон Янг Юджин Сернан Пилот основного блока Пилот , лунной кабины Офицер ВВС Офицер ВВС 1930 1934 1962 (И) 1963 (П1)
Гордон Купер. Командир корабля Офицер ВВС 1927 1959 (I)
Продолжение табл. 19
Космические полеты до полета на данном ч корабле Дальнейшее прохождение службы Источник
На спутнике «Джеми- ни V» в 1965 г. (190 час 56 мин) и на спутнике «Джемини XI» в 1966 г. (71 час 17 мин) На спутнике «Джеми- ни XI» в 1966 г. (71 час 17 мин) Назначен в основной эки- паж корабля «Аполлон XII» .» » 184
На спутнике «Джеми- ни VI» в 1965 г. (25 час 51 мин) и на спутнике «Джемини IX» в 1966 г. (72 час 21 мин) На спутнике «Джеми- ни III» в 1965 г. (4 час 53 мин) и на спутнике «Джемини X» в 1966 г. (70 час 47 мин) На спутнике «Джеми- ни ГХ» в 1966 г. (72 час 21 мин) Назначен в дублирующий экипаж корабля «Апол- лон XIII» Назначен в дублирующий экипаж корабля «Апол- лон XIV»
На спутнике «Меркурий» МА-9 в 1963 г. (34 час 20 мин) и на спутнике «Джемини V» в 1965 г. (190 час .56 мин) В 1970 г. вышел из отря- да и назначен президен- том одной из фирм 248
«Аполлон XI»
Дублирующий Дон Эйзел Эдгар Митчелл Пилот . основного блока• Пилот лунной кабины Офицер ВВС Офицер ' ВМС 1936 1930 1963 (Ш) 1966 (V)
Нейл Армстронг' Командир корабля ' Граждан- ское лицо 1930 1962 (И)
Основной Майкл Коллинз Пилот основного блока Офицер ВВС 1930 1963 (Ш)
Эдвин Олдрин Пилот лунной кабины Офицер ВВС 1930' . 1963 (Ш)
Джеймс Ловелл Командир корабля Офицер ВМС 1928 1962 (П)
»s S 2
о. S 'В» $ Уильям Андерс Пилот основного блока Офицер ВВС 1933 1963 (Ш)
Фред Хейс Пилот лунной Граждан- ское лицо 1933 1966 (V)
кабины
На корабле «Аполлон VII» в 1968 г. (260 час 09 мин) В 1970 г. вышел из отря- да и назначен на адми- нистративную должность в Центре Лангли Назначен в основной эки- паж корабля «Аполлон - XIV» 248
На спутнике «Джеми- ни VIII» в 1966 г. (10 час 41 мин) На спутнике «Джеми- ни X» в 1966 г. (70 час 47 мин) На спутнике «Джеми- ни XII» в 1966 г. (94 час 35 мин) В 1970 г. вышел из отря- да и назначен помощни- ком заместителя дирек- тора NASA по аэронав- тике В 1969 г. вышел из отря- да и назначен помощни- ком Государственного секретаря по связи с об- щественностью Вышел из отряда. Назна- чен начальником Учили- ща летчиков-испытателей ВВС 307
На спутнике «Джеми- ни VII» в 1965 г. (330 час 35 мин)\ на спутнике «Джемини XII» в 1966 г. (94 час 35 мин) и на корабле «Аполлон VIII» в 1968 г. (147 час 00 мин) На корабле '«Аполлон VIII» в 1968 г. (147 час 00 мин) Назначен в основной экипаж корабля «Апол- лон XIII» Вышел из отряда. Назна* чен исполнительным се- кретарем Национального совета по аэронавтике и исследованию космиче- ского пространства Назначен в основной эки- паж корабля «Аполлон XIII»
Корабль 1 Экипаж Космонавты Должность в полете Отношение к военной службе Год рождения
Чарльз Конрад Командир корабля Офицер ВМС 1930
Основной 4 Ричард Гордон Пилот основного блока Офицер ВМС 1929
«Аполлон XII» Алан Бин Пилот лунной кабины Офицер ВВС 1932
#Х X 2 Дэвид Скотт Командир корабля Офицер ВВС 1932
сь X >» Альфред Уорден Джеймс Ирвин Пилот основного блока Пилот лунной кабины Офицер ВВС Офицер ВВС 1931 1930
Джеймс Ловелл Командир корабля Офицер ВМС 1928
Продолжение табл. 19
Год отбора в отряд космо- навтов (группа) Космические полеты до полета на данном корабле Дальнейшее прохождение службы Источник
1962 (И) 1963 (Ш) 1963 (Ш) На спутнике «Джеми- ни V» в 1965 г. (190 час 55 мин), на спутнике «Джемини XI» в 1966 г. (71 час 17 мин) На спутнике «Джеми- ни XI» в 1966 г. (71 час 17 мин) Назначен в дублирующий экипаж корабля «Апол- лон XV» 383
1963 (Ш) 1966 (V)- 1966 (V) На спутнике «Джеми- ни VIII» в 1966 г. (10 час 41 мин) и на корабле «Аполлон IX» в 1969 г. (241 час 01 мин) Назначен в основной экипаж корабля «Аполлон XV» » »
1962 (П) На спутнике «Джеми- ни VII» в 1965 г. (330 час 36 мин), на спутнике «Джемини XII» в 1966 г. (94 час 35 мин) и на космическом корабле «Аполлон VIII» в 1968 г. (147, час 00 мин) ‘Вышел из отряда. Назна- чен заместителем дирек- тора Центра MSC 479
«Аполлон XIV» I «Аполлон XIII»
Основной Томас Мэттингли Пилот основного блока Офицер ВВС 1935
Фред Хейс Пилот лунной кабины Граждан- ское лицо 1933
Джон Янг Командир корабля Офицер ВВС 1930
»s s I CL 5
\O Джон Суиджерт Пилот основного блока Граждан- ское лицо 1931
Чарльз Дьюк Пилот лунной кабины Офицер ВВС 1935
Алан Шепард Командир корабля Офицер' ВМС 1924
Основной
Стюарт Руса Пилот основного блока Офицер ВВС 1933
1966 (V) Снят с полета из^за опас- ности заражения крас- нухой и заменен дубле- ром. Назначен в основ- ной экипаж корабля «Аполлон XVI» .479
1966 (V) — Назначен в дублирующий экипаж корабля «Апол- лон XVI»
1962 (И) На спутнике «Джеми- ни III» в 1965 г. (4 час 53 мин), на спутнике «Джемини X» в 1966 г. (70 час 47 мин) и на космическом корабле «Аполлон. X» в 1969 г. (192 час 03 мин) Назначен в основной экипаж корабля «Аполлон XVI»
1966 (V) — Совершил полет вместо Мэттингли
1966 (V) — Назначен в основной экипаж корабля «Аполлон XVI»
1959 (I) На спутнике «Меркурий» MR-3 в 1961 по балли- стической траектории (15 мин). В 1963 г. вы- шел из числа активных космонавтов в связи с болезнью, среднего уха (синдром Менье). В 1969 г. после удачной операции снова начал подготовку к полетам 621 — -623
1966 (V) — Назначен в дублирующий экипаж корабля «Апол- лон XVI»
Корабль 1 Экипаж Космонавты Должность в полете Отношение к военной службе
Основ- ной Эдгар Митчелл Пилот лунной кабины Офицер ВМС
юн XIV» ’X X 3 2 Юджин Сернан Командир корабля Офицер ВМС
=! о < Q, X f $ Рональд Эванс Пилот основного блока Офицер ВМС
Джо Энгл Пилот лунной кабины Офицер ВВС
Дэвид Скотт Командир корабля Офицер ВВС
»х о X
«АХ но X о X о Альфред Уорден Пилот основного блока Офицер ВВС
В? о с Джеймс Ирвин Пилот лунной кабины- Офицер ВВС
Ричард Гордон Командир корабля Офицер ВМС
Продолжение табл. 19
Год рождения Год отбора в отряд космо- навтов (группа) Космические полеты до полета на данном корабле Дальнейшее прохождение службы Иточник
1930 1966 (V) — Назначен в дублирую- щий экипаж корабля «Аполлон XVI» 621 — -623
1934 1963 (III) На спутнике «Джеми- ни IX» в 1966 г. (72 час 21 мин) и на корабле «Аполлон X» в 1969 г. (192 час 03 мин) Назначен в основной экипаж корабля «Аполлон XVII»
1933 1966 (V) — »
1932 1966 (V) — »
1932 1963 (Ш) На спутнике «Джеми- ни VIII» в 1966 г. (10 час 41 мин) и на корабле «Аполлон IX» в 1969 г. (241 час 01 мин)
1931 1966 (V) —
1932 1963 (Ш) — 632- -635
1929 1963 (Hl) На спутнике «Джеми- ни XI» в 1966 г. (71 час 17 мин) и на корабле «Аполлон XII» в 1969 г. (244 час 36 мин)
«Аполлон XVI»
Дублирующий Вэнс Бранд Гаррисон Шмитт Пилот основного блока Пилот лунной кабины Граждан- ское лицо Граждан- ское лицо 1931 1936
=Х о X CQ о X Джон Янг Командир корабля Офицер ВВС 1930
о Томас Мэттингли Пилот основного блока Офицер ВВС 1935
Чарльз Дьюк Пилот лунной кабины Офицер ВВС 1935
9Х X S' Фред Хейс Командир корабля Граждан- ское лицо 1933
2 Стюарт Пилот Офицер 1933
о. X f Руса основного блока ВВС
$ Эдгар Митчрлл Пилот лунной кабины Офицер ВМС 1930
1966 (V) 1965 (IV) — 632— —635
1962 (И) 1966 (V) 1966 (V) На спутнике «Джеми- ни III» в 1965 г. (4 час 53 мин), на спутнике «Джемини X» в 1966 г. (70 час 47 мин) и на космическом корабле «Аполлон X» в 1969 г. (192 час 03 мин) 632— -635
1966 (V) 1966 (V) 1966 (V) На корабле «Аполлон XIII» в 1970 г. (142 час 54 мин) На корабле «Аполлон XIV» в 1971 г. (216 час 02 мин) На корабле «Аполлон XIV» в 1971 г. (216 час 02 мин)
Продолжение табл. 19
Корабль | Экипаж Космонавты Должность в полете Отношение к военной службе Год рождения ' Год отбора в отряд космо- навтов (группа) Космические полеты до полета на данном корабле . Дальнейшее прохождение службы Источник
«Аполлон XVII» Основной Юджин Сернан Дональд Эванс Джо Энгл Командир корабля Пилот основного блока Пилот лунной кабины Офицер ВМС Офицер ВМС Офицер ВВС 1934 ' 1933 1932 1963 (П1) 1966 (V) 1966 (V) На спутнике «Джеми- ни IX» в 1966 г. (72 час 21 мин) и на корабле «Аполлон X» в 1969 г. (192 час 03 мин) 632_ -635
Дублирующий**
* Корабли «Аполлон VII» и «Аполлон VIII» лунной кабины не имели, однако космонавты назначались на должность пилотов лунной
кабины.
*♦ В использованных источниках сведений о составе дублирующего экипажа корабля «Аполлон XVII» не приводилось.
Примерно одна треть космонавтов, совершивших полеты на
кораблях «Аполлон», вышли из отряда космонавтов. Они заняли
административные должности в NASA или вообще покинули эту
организацию, перейдя на высокие посты в государственном аппа-
рате или в промышленных фирмах. Уходу ветеранов из отряда кос-
монавтов NASA способствовал тот факт, что в результате сокраще-
ния программы пилотируемых полетов NASA уменьшилось число
летных вакансий. Характерно, что космонавт Ловелл, объявляя о
своем намерении выйти из отряда космонавтов NASA, мотивиро-
вал это желанием «уступить дорогу» другим космонавтам, подолгу
ожидающим своей очереди на полет [626].
Ниже приводятся некоторые дополнительные сведения об ос-
новном экипаже корабля «Аполлон XI» — членах первой лунной
экспедиции.
Нейл Армстронг окончил Университет Пердью по специаль-
ности авиационного инженера, участвовал в Корейской войне (со-
вершил 78 боевых вылетов), в 1952 г. уволился из вооруженных сил
и поступил на службу в NASA. До зачисления в отряд космонавтов
(1962 г.) участвовал в испытаниях ракетного самолета Х-15. В мар-
те 1966 г. совершил полет на спутнике «Джемини VIII» в качестве
командира корабля и при возникновении аварийной ситуации су-
мел благополучно возвратить спутник на Землю. В мае 1968 г.
Армстронг благополучно катапультировался при аварии тренаже-
ра LLRV.
Майкл Коллинз — подполковник ВВС — в 1952 г. окончил
военную академию в Уэст-Пойнте, работал летчиком-испытателем
на базе ВВС Эдуарде. Совершил полет на спутнике «Джемини X»
в качестве второго пилота и находился в открытом космосе более
часа. Первоначально Коллинз был включен в состав основного эки-
пажа корабля «Аполлон VIII», но позже был вынужден лечь на
операцию (удаление нароста на шейном позвонке), и его заменил
Ловелл.
Эдвин Олдрин — полковник ВВС — в 1951 г. окончил военную
академию в Уэст-Пойнте, участвовал в Корейской войне (66 бое-
вых вылетов), в 1963 г. получил степень доктора наук по астро-
навтике в Массачусетском политехническом институте (тема док-
торской диссертации — стыковка в космосе) и в этом же году всту-
пил в отряд космонавтов. В ноябре 1966 г. совершил полет На спут-
нике «Джемини XII» в качестве второго пилота и находился в
открытом космосе более 5,5 час [100].
В* дополнение к подготовке и тренировкам, общим для всех
космонавтов NASA, космонавты, отобранные для полетов на кораб-
лях «Аполлон», проходят специальную подготовку длительностью
до 2000 час, в том числе свыше 600 час занятий с использованием
тренажеров и моделирующих устройств. Примерно половину ука-
занного времени занятия проводятся в Центре MSC, остальное вре-
мя — на мысе Кеннеди, а при необходимости и в других организа-
циях, располагающих требуемым оборудованием и кадрами инст-
рукторов и преподавателей [27].
221
БРАНД ГОРДОН ДЬЮК ИРВИН
КАННИНГЕМ* КОЛЛИНЗ* КОНРАД** КУПЕР
ЛОВЕЛЛ* МАКДИВИ1Г МАТТ ИНГЛ И МИТЧЕЛЛ"
Рис. 133. Космонавты основных и дублирующих экипажей кораблей «Аполлон» (звез-
дочками — космонавты,
222
ОЛДРИН РУСА* СЕРН АН* СКОТТ*
ШВ1ИКАР1* ПИНАРД** ШИРРА* ШМИТТ
гЖАНС ЭЙЗЕЛ* ЭНГЛ ЯНГ*
дочкой помечены космонавты, совершившие полет на корабле «Аполлон», двумя звез-
побывавшие на Луне)
223
Ниже перечислены основные аспекты специальной подготовки
для экипажей кораблей «Аполлон», предназначенных для доставки
лунных экспедиций. Для кораблей «Аполлон VII»,..., «Аполлон X»,
перед которыми такая задача не ставилась, программа включала
не все перечисленные аспекты.
1. Детальное ознакомление с бортовыми системами и вносимы-
ми в них изменениями.
2. Ознакомление с процедурой предстартовой подготовки, ди-
намикой полета на участке выведения, возможными авариями и
способами аварийного спасения на участке выведения. Космонав-
тов держали в курсе всех изменений, вносимых в ракету-носитель
и в программу ее полета.
3. Ознакомление с системой навигации и наведения корабля
«Аполлон» в Приборной лаборатории Массачусетского политехни-
ческого института (головная организация по .разработке этой
системы).
4. Ознакомление с кинофотооборудованием и соответствующие
тренировки.
5. Участие в составлении полетного задания как для полета
по штатной программе, так и для аварийных ситуаций. Указыва-
лось, что 80% всех существенных и несущественных отказов и от-
клонений от нормальных режимов, возникавших при полетах в
рамках программы «Аполлон», были предварительно обсуждены,
отражены в документах^, составляемых в ходе подготовки к поле-
там, и промоделированы. Это обеспечивало почти автоматическое
принятие решений при возникновении определенных отказов и
отклонений. Что касается остальных 20% отказов и отклонений, то
они легко «подчинялись» той же логике и процедуре принятия ре-
шений.
6. Тренировки в натурном отсеке экипажа, в макетах/И на ими-
таторах для ознакомления с размещением оборудования и для
отработки* различных процедур.
7. Тренировки в течение более 300 час (для каждого космо-
навта) в имитаторах отсека экипажа и лунной кабины в Центре
MSC, в Центре Кеннеди и в других центрах, включая тренировки
с имитацией полета, в которых участвовали операторы Центра
управления МСС в Хьюстоне.
8. Тренировки на центрифуге Центра MSC с имитацией пере-
грузок от 5 до 16.
9. Отработка в условиях невесомости на самолетах операций
по надеванию и снятию скафандров, а также по переходу из лун-
ной кабины в отсек экипажа через открытый космос (на случай
аварии, исключающей возможность нормального перехода через
туннели-лазы)? При тренировках использовались макеты отсека
экипажа и лунной кабины.
10. Отработка в бассейне Центра MSC в условиях имитирован-
ной невесомости перехода через туннели-лазы и через открытый
космос в скафандрах под наддувом. При тренировках использова-
лись макеты отсека экипажа и лунной кабины.
224
11. Отработка в бассейнах и в натурных условиях (в Мекси-
канском заливе) перевертывания приводнившегося отсека экипажа
в расчетное положение, выхода из отсека экипажа на надувную
лодку и подъема на борт вертолета.
12. Отработка на макетах и в натурных условиях (на пусковом
стенде) аварийного перехода космонавтов из отсека экипажа в
бункер в случае пожара, появления токсических примесей в искус-
ственной атмосфере кабины или аварии системы электропитания.
13. Тренировка по тушению пожара в корабле.
14. Ознакомление в планетариях с видом звездного неба, тре-
нировки по идентификации 37 навигационных звезд, данные о ко-
торых введены в память ЦВМ системы наведения корабля. Озна-
комление с теми элементами лунного рельефа, которые предпола-
галось использовать в качестве ориентиров, а также с теми, кото-
рые представляют наибольший научный интерес для наблюдения
и съемки [27, 248, 278, 466].
15. Прослушивание лекций о геологических особенностях лун-
ного рельефа, консультации ученых в отношении сбора образцов,
ознакомление с проблемой микроорганизмов на Луне.
Рис. 134. Космонавт Ловелл на тренажере, ими-
тирующем лунное тяготение
16. Отработка перемещения в условиях лунного тяготения по
поверхности, имитирующей лунный грунт (рис. 134).
225
17. Отработка операций, которые предусматривались в период
выхода на поверхность Луны (более 250 час). Некоторые операции
отрабатываются на местности с рельефом, близким к лунному.
18. Полеты на летающем тренажере LLTV (только для коман-
диров основного и дублирующего экипажей) [307, 383].
Помимо этого, космонавты участвовали в заводских испыта-
ниях основного блока и лунной кабины, а также в предполетных
испытаниях на мысе Кеннеди [248, 278].
В комплексных репетициях в последние две недели перед стар-
том участвует только основной экипаж. Указывалось, что замена
основного экипажа дублирующим, произведенная позже, чем за
две недели до старта, заставит повторять комплексные репетиции
и старт задержится. При старте к Луне это может означать задерж-
ку на месяц до следующего «окна». При замене только одного из
космонавтов основного экипажа дублером (корабль «Апол-
лон XIII»), за двое суток до старта запуск был произведен в рас-
четное время.
В середине 1970 г. космонавт Каннингем, возглавляющий груп-
пу космонавтов, готовящихся к полетам на орбитальной станции
«Скайлэб» в Отделе подготовки космонавтов NASA, заявил, что
подготовка 60% космонавтов NASA увязана с программой «Апол-
лон», а остальных — с программой «Скайлэб» [456].
ТИПОВАЯ ПРОГРАММА ПРЕДСТАРТОВОЙ ПОДГОТОВКИ
И ПОЛЕТ
В качестве типовой описывается программа предстартовой
подготовки и полета этапа G (корабль «Аполлон XI»)—первого
полета с целью высадки лунной экспедиции. Пилотируемые полеты
предыдущих этапов предусматривали лишь частичное выполнение
типовой программы, а пилотируемые полеты последующих этапов
предусматривали некоторые отклонения от типовой программы, в
основном с целью энергетического выигрыша. Отличия расчетных
программ полета этапов С, С', D, F, Н и J от типовой программы
(этап G) указаны в соответствующих главах раздела «Полеты пи-
лотируемых кораблей «Аполлон».
«ОКНА» ДЛЯ ЗАПУСКА
Благоприятные периоды («окна») для запуска космических
кораблей «Аполлон», предназначенных для высадки лунной экспе-
диции, определяются рядом факторов: потребным расходом топли-
ва для перевода корабля с начальной геоцентрической орбиты на
траекторию полета к Луне, необходимостью запуска в светлое вре-
мя (не раньше чем за 30 мин до восхода Солнца и не позже, чем
через 30 мин после захода1), а также требованием, чтобы угол
возвышения Солнца над лунным горизонтом во время посадки на
Луну составлял 5—10° [126]. При таком угле Солнце светит кос-
монавтам «в спину», не ослепля;! их; тени от элементов лунного
рельефа достаточно длинные, что облегчает оценку их истинных
размеров и формы; солнечный нагрев еще не очень интенсивен и
система терморегулирования скафандров эффективно справляется
с тепловыми потоками. За сутки угол возвышения Солнца изменя-
ется на 13°. Если предусмотрен только один участок для посадки,
то «окно» бывает раз в месяц и продолжается ~4,5 час (продол-
жительность окна обусловлена энергетическими резервами марше-
вого двигателя корабля). Для полета этапа G были предусмот-
рены три участка для посадки: основной и два запасных. В этом
1 Это требование учитывалось только при первых запусках. Например, за-
пуск корабля «Аполлон XIV» в случае необходимости разрешалось провести
после завода Солнца.
227
случае в течение месяца имеются три «окна» (табл. 20). Цикл под-
готовки ракеты-носителя «Сатурн V» с кораблем «Аполлон» таков,
что в случае отказа от запуска, следующая попытка может быть
произведена не ранее чем через двое суток. За сутки Солнце на
Луне поднимается на 13°, поэтому в качестве запасных для полета
этапа G были выбраны участки, отстоящие друг от друга на ~26°
и ~39° по долготе (см. табл. 20). Предстартовая подготовка про-
изводится с таким расчетом, чтобы ракета-носитель с кораблем за-
пускались в самом начале «окна» [307]. При всех осуществленных
до сих пор запусках пилотируемых кораблей «Аполлон», кроме
корабля «Аполлон XIV», старт производился в расчетное время в
самом начале окна, поскольку необходимости в отсрочке запуска
после начала завершающего этапа предстартовой подготовки не
возникало. Запуск корабля «Аполлон XIV» был отложен на 40лшн
из-за неблагоприятных метеорологических условий.
Таблица 20 [307]
«Окна» для запуска этапа G при расчетной длительности пребывания
на Луне 22 час (корабль «Аполлон XI»)
Участок Селенографические координаты центра участка «Окно» (в июле 1969 г.) Угол возвышения Солнца в период пребывания на Луне, град
Основной 0°45' с. ш., 23°37' в. д. 16 июля с 13 час 32 мин по 17 час 54 мин* 9,9—12,6
Первый запасной 0°25' с. ш., 1°20' з. д. 18 июля с 13 час 38 мин по 18 час 02 мин 8,3—11,0
Второй запасной Г40' с. ш. 4Г40' з. д. 21 июля с 14 час 09 мин по 18 час 39 мин 6,3—9,0
* Здесь и далее в обзоре время по Гринвичу.
ПРЕДСТАРТОВАЯ ПОДГОТОВКА
В табл. 21 приведен расчетный график сборки, проверки, вы-
воза на стартовую площадку и операций на стартовой площадке
для космических кораблей «Аполлон XIII» и «Аполлон XIV»
(этап Н)1 и их ракет-носителей. Предстартовая подготовка на-
чинается примерно за шесть суток, причем предусмотрено резерв-
ное время (~40 час) для отдыха обслуживающего персонала, для
ликвидации неисправностей и компенсации возможного отставания
от графика. Завершающий этап предстартовой подготовки
(табл. 22) начинается за 28 часов до расчетного момента старта.
1 Аналогичных данных для полета этапа G, принятого в качестве типового,
не публиковалось.
228
Таблица 21 [583]
Расчетный график подготовки кораблей «Аполлон XIII» и «Аполлон XIV»
и их ракет-носителей на мысе Кеннеди
Объект Операция «Аполлон XIII» •«Аполлон XIV»*
Начало операции Завершение операции Начало операции Завершение операции
Лунная кабина • (в здании подготовки корабля) Комплексные испытания систем Испытания в барокамере без участия космонавтов Испытания в барокамере с участием космонавтов Монтаж лунной кабины внутри переходника 28.VI.69 25.VII.69 16.IX.69 18.IX.69 24.XI.69 24.XI.69 6.11.70 28.IV.70 12.V.70 27.V.70
Основной блок (в здании подготовки корабля) Комплексные испытания систем Испытания в барокамере без участия космонавтов Испытания в барокамере с участием космонавтов Стыковка основного бло- ка с переходником Установка пиротехниче- ских устройств 26.VI.69 21.VII.69 3.IX.69 10.IX.69 4.XII.69 5.ХП.69 19.XI.69 5.11.70 6.V.70 19.V.70 29.VI. 70 30.VI.70
Ракета-носитель (в здании для верти- кальной сборки) Проверка второй ступе- ни в малом пролете Проверка третьей ступе- ни в малом пролете Проверка отсека обору- дования в малом проле- те Установка первой ступе- ни на стартовую плат- форму в большом проле- те Пристыковка верхних сту- пеней и отсека оборудо- вания Испытания электрической системы Испытания с целью об- наружения неисправно- стей Комплексные испытания на функционирование си- стем Пристыковка корабля к ракете-носителю 13.VI.69 18.VI.69 16.VII.69 31.VII.69 1.VIII.69 18.VI.69 1.VIII.69 29.VIII.69 21.Х.69 4.XII.69 10.XII.69 21.1.70 12.1.70 11.V.70 12.V.70 12.V.70 14.1.70 13.V.70 27.V.70 15. VI.70 23.VI.70 7. VI 1.70
229
Продолжение табл. 21
«Аполлон XIII» «Аполлон XIV»*
Объект Операция 1 Начало ' эперации Завершение операции < Начало с эперации Завершение операции
Ракета с кораблем Проверка в здании для 1 вертикальной сборки Вывоз из здания для ] вертикальной сборки на стартовую площадку Ю.ХП.69 15.XII.69 15.XII.60 \ 15.XII.69 ’ CV1I.70 13.VII.70 13.VII.70 13.VI1.70
Подвод электропитания к ракете-носителю 17.ХП.69 15.V1I.70
Комплекс испытаний № 1 20.1.70 11.VIII.70
Испытания систем раке- ты-носителя на надеж- ность 22.1.70 13.VI1I.70
Соединение электриче- ских цепей 22.1.70 13.VIII.70
Испытания запасной си- стемы наведения 28.1.70 17.VII1.70
ф s 5 Испытания на готов- ность к полету 25.11.70 18.VI1I.70
* § о О CQ W О ф Си Заправка корабля и вспо- могательной двигатель- ной установки третьей ступени высококипящими компонентами топлива 13.111.70 4.IX.70
<2 & 03 к Заправка первой ступени ракеты-носителя горючим 16.111.70 30.VI 11.70
Испытания с проведени- ем операций, предшест- вующих запуску (без участия космонавтов и с участием космонавтов) 19.III.70 26.III.70 9.1Х.70 17.IX.70
Обилий осмотр и провер- ка работоспособности си- стем 4.IV.70 23. IX.70
Предстартовая подготов ка . 5.IV.70 11.IV.70 •24.1Х.70 1.Х.70
♦ Приведен расчетный график, составленный в начале 1970 г. и предусматривавший
запуск корабля «Аполлон XIV» 1 октября 1970 г. Позже в связи с аварией корабля «Апол-
лон XIII» запуск корабля «Аполлон XIV» был отложен на 31 января 1971 г.
230
Таблица 22 [248, 583]
Типовая программа завершающего этапа предстартовой подготовки
ракеты-носителя «Сатурн V» с пилотируемым космическим кораблем «Аполлон»
Операция Время, оставшееся до Т*, час: мин: сек
Начало операции Завершение операции
Начало завершающего этапа предстартовой под- готовки 28:00:00
Установка на ракету-носитель батарей, пред- назначенных для использования в полете 27:30:00 23:30:00
Начало завершающего этапа предстартовой под- готовки лунной кабины 27:30:00
Подпитка бачков с переохлажденным гелием на лунной кабине 21:00:00 19:00:00
Проверка оборудования системы самоликви- дации ракеты-носителя 16:00:00 15:00:00
Установка пиротехнических устройств системы самоликвидации 11:30:00
Начало подготовки отсека экипажа к размеще- нию космонавтов 11:30:00
Начало отвода мобильной башни обслуживания 10:00:00
Переход на азот (вместо воздуха) в системе кондиционирования ракеты-носителя 9:30:00
Начало эвакуации стартовой площадки 9:00:00**
Проверка системы наведения и управления по- летом ракеты-носителя 8:59:00 1:30:00
Наддув сжатым азотом корпуса гироплатформы ST-124 в системе наведения ракеты-носителя 8:59:00 0
Наполнение сжатым гелием неохлаждаемых баллонов на третьей ступени 8:59:00 1:00:00
Проверка ЦВМ в системе наведения ракеты-но- сителя 8:59:00 8:54:00
Продувка азотом бака окислителя на первой ступени 8:57:00 6:27:00
Предварительный наддув азотом бака окисли- теля на второй ступени 8:34:00 7:39:00
Продувка гелием бака горючего на второй сту- пени 8:34:00 7:42:00
Продувка гелием магистралей горючего на вто- рой ступени 8:34:00 7:42:00
Продувка насоса окислителя на третьей ступени 8:15:00 8:00:00
Включение гироплатформы ST-124 8:15:00
Начало операций по заправке ракеты низкоки- пящими компонентами топлива 8:15:00
231
Продолжение табл. 22
Операция Время, оставшееся до Т*, час: мин: сек
Начало операции Завершение операции
Продувка гелием стартовых баллонов для рас- крутки турбин на второй ступени 8:00:00 7:40:00
Включение и работа вспомогательного гидрав- лического насоса второй ступени 8:00:00 0:04:00
Включение и работа устройства цифрового кон- 8:00:00 3:28:00
троля в узле связи пускового стенда
Продувка гелием бака окислителя третьей сту- пени 7:43:00 7:28:00
Подготовка бака горючего второй ступени к за- правке 7:42:00 4:54:00
Продувка ТНА двигателей второй ступени 7:40:00 7:28:00
Продувка азотом бака окислителя второй сту- пени 7:39:00 7:04:00
Продувка ТНА двигателей третьей ступени 7:39:00 7:28:00
Продувка гелием бака горючего третьей ступе- ни 7:31:00 4:11:00
Продувка гелием камер сгорания двигателей второй ступени 7:28:00 7:13:00
Заливка 5% объема бака окислителя третьей ступени для охлаждения 7:28:00 7:24:00
Заправка этого бака (5—96%) 7:24:00 7:07:00
Доливка бака (96—99%) 7:07:00 7:04:00
Термическое кондиционирование двигателей первой ступени 7:05:00 0
Проверка командной системы в отсеке обору- дования ракеты-носителя 7:05:00 6:30:00
Заливка 5% объема бака окислителя второй ступени для охлаждения 7:04:00 6:54:00
Заправка этого бака (5—40%) 6:54:00 6:44:00
Продолжение заправки (40—96%) 6:44:00 6:30:00
Предполетные испытания командной системы из Центра управления МСС 6:38:00 6:30:00
Доливка бака окислителя второй ступени (96-99%) 6:30:00 6:27:00
Охлаждение бака окислителя первой ступени 6:27:00 6:02:00
Заливка 6,5% объема этого бака для охлажде- ния 6:02:00 5:45:00 \
Заправка бака (6,5—98%) 5:45:00 4:57:00
Подпитка бака окислителя второй ступени 5:45:00 0:03:06
Подпитка бака окислителя третьей ступени 5:45:00 0:03:06
232
Продолжение табл. 22
Операция Время, оставшееся до 7**, час: мин: сек
Начало операции Завершение операции
Пробуждение основного экипажа 5:00:00
Наполнение сжатым гелием баллонов на пер- вой ступени 4:57:00 0,00:08,9
Доливка бака окислителя первой ступени (98—100%) 4:57:00 4:55:00
Подпитка этого бака 4:55:00 0:03:06
Заливка 5% объема бака горючего второй сту- пени для охлаждения 4:54:00 4:36:00
Заправка этого бака (5—98%) 4:36:00 4:16:00
Доливка бака (98—100%) 4:16:00 4:11:00
Начало медицинского осмотра основного эки- пажа 4:15:00
Подвод питания к шаровидному датчику ско- ростного напора и подогрев его 4:11:00 0
Заполнение сжатым гелием баллонов, обеспе- чивающих наддув бака окислителя третьей сту- пени 4:11:00 000:08,9
Заливка 5% объема бака горючего третьей сту- пени для охлаждения 4:11:00 3:58:00
Заправка этого бака (5—98%) 3:58:00 3:33:00
Начало облачения основного экипажа в ска- фандры 3:45:00
Доливка бака горючего третьей ступени (98—100%) 3:33:00 3:28:00
Подпитка бака горючего второй ступени 3:33:00 0:03:06
Отбытие основного экипажа на стартовую пло- щадку 3:30:00
Подпитка бака горючего третьей ступени 3:28:00 0:03:06
Прибытие основного экипажа на стартовую пло- щадку 3:14:00
Вход основного экипажа в кабину 2:40:00
Начало проверки корабля космонавтами по указаниям Центра управления МСС 1:55:00
Начало выборочной проверки оборудования САС 1:50:00
Испытания системы обнаружения неисправно- стей 1:40:00 1:10:00
233
Продолжение табл. 22
Операция Время, оставшееся до Т*? час: мин: сек
Начало операции Завершение операции
Регулирование уровня горючего в баке первой ступени 1:00:00 0:35:00
Наполнение сжатым гелием неохлаждаемых баллонов на третьей ступени 1:00:00 0:00:08,9
Выставка гироплатформы по азимуту 0:57:00 0:47:00
Завершающая проверка командной системы 0:51:30 0
Завершающая проверка системы траекторных измерений 0:45:00 0
Предварительный (на .12°) отвод мостка № 9, ведущего к отсеку экипажа 0:43:00 0:05:00
Взведение запалов пиротехнических устройств системы аварийного спасения 0:42:00
Проверка систем наведения, навигации и управ- 0:42:00 0
ления полетом
Проверка гироплатформы ST-124 в системе на- ведения ракеты-носителя 0:42:00 0:37:00
Проверка командной радиолинии системы само- 0:40:00 0:32:00
ликвидации
Наполнение сжатым гелием баллонов в дви- гательной установке третьей ступени 0:34:30 0:00:08,9
Испытания насосов горючего на второй ступени 0:31:30 0.30:00
Испытания насосов окислителя и горючего на третьей ступени 0:31:30 0.30:00
Испытания систем подвода электроэнергии 0:30:00 0:26:00
Перевод лунной кабины на бортовые источники 0:30:00
питания
Подвод питания к системе самоликвидации 0:25:00
Охлаждение газообразным водородом баллонов для раскрутки турбин двигателей второй сту- 0:22:00 0:04:37
пени
Завершающая проверка телеметрической систе- 0:20:30 0
мы
Продувка баллона для раскрутки турбины ос- новного двигателя третьей ступени 0:20:00 0:14:30
Продувка камеры сгорания основного двигателя третьей ступени 0:15:00 0:10:00
Перевод основного блока на бортовые источни- 0:15:00
ки питания
234
Продолжение табл. 22
Операция Время оставшеся до Т* час: мин: сек
Начало операции Завершение операции
Охлаждение баллона для раскрутки турбины основного двигателя третьей ступени 0:14:30 0:05:30
Продувка гелием камер сгорания двигателей второй ступени 0:13:00 0:08:00
Охлаждение камеры сгорания основного двига- теля третьей ступени 0:10:00 0:00:08,9
Охлаждение камеры сгорания двигателей вто- рой ступени 0:08:00 0:00:08,9
Завершение проверки корабля 0:06:00
Взведение запалов пиротехнических устройств 0:05:30
Заполнение баллонов для раскрутки турбины4 основного'двигателя третьей ступени 0:05i30 0:05:00
Сброс крышки с датчика скоростного напора 0:05:00 0:04:00
Полный отвод мостка № 9, ведущего к отсеку экипажа 0:05:00 0:04:50
Заполнение баллонов для раскрутки турбин двигателей второй ступени 0:04:37 0:03:07
Взведение программно-временного устройства автоматического цикла предстартовых операций 0:04:30
Начало автоматического цикла предстартовых операций 0:03:07
Наддув бака окислителя второй ступени 0:03:07 0:00:30
Наддув бака окислителя третьей ступени 0:02:47 0:00:08,9
Наддув бака горючего первой ступени 0:01:37 0:00:04
Наддув бака горючего второй ступенй 0:01:37 0:00:30
Наддув бака горючего третьей ступени 0:01:37 0:00:08,9
Наддув бака окислителя первой ступени 0:01:12 0
Перевод ракеты-носителя на бортовые источ- ники питания 0:00:50
Отвод мостка № 1, ведущего к межбаковому отсеку первой ступени 0:00:30 0:00:17
Включение гидравлической системы отклонения периферийных двигателей первой ступени 0:00:30
Включение системы наведения 0:00:17
Отвод мостка № 2, ведущего к передней ча- сти первой ступени 0:00.16,2 0:00:11
235
Продолжение табл. .22
Операция Время, оставшееся до 7*, час:мин\сек
Начало операции Завершение операции
Выдача команды на включение двигателей пер- вой ступени 0:00:08,9 0:00:06,7
Контроль выхода этих двигателей на режим 0:00:05,3 0
Регистрация выхода двигателей на режим 0:00:01
Отвод захватов, удерживающих ракету на стар- товом столе 0:00:01 0
* Т — отрыв ракеты от стартового стола.
*♦ График предстартовой подготовки составлен с таким расчетом, чтобы в состояние
9-часовой готовности ракета-носитель с кораблем приводилась примерно за 15 час до рас-’
четного момента старта. Затем следует запланированный шестичасовой перерыв в пред-
стартовой подготовке, который может быть использован для устранения обнаруженных не-
поладок и компенсации отставания от графика.
Управление предстартовой подготовкой и стартом осуществ-
ляет Центр управления запуском на стартовом комплексе № 39.
После старта управление переходит к Центру МСС. В период пред-
стартовой подготовки, старта и на участке выведения (в течение
6 час после старта) в управлении участвует Центр HOSC1, органи-
зованный при Центре Маршалла (г. Хантсвилл, шт. Алабама) —
головной организации по разработке и изготовлению ракет-носите-
лей «Сатурн» [613].
ВЫВЕДЕНИЕ НА ГЕОЦЕНТРИЧЕСКУЮ ОРБИТУ, ВТОРОЙ СТАРТ,
ПОЛЕТ ПО ТРАССЕ «ЗЕМЛЯ—ЛУНА»
При старте ракеты-носителя «Сатурн V» с космическим кораб-
лем «Аполлон» установлен азимут 90°. На начальном участке поле-
та путем проворачивания ракеты-носителя относительно продоль-
ной оси устанавливается азимут, необходимый для выхода на рас-
четную траекторию (72—106° в зависимости от времени запуска).
Поскольку все запуски кораблей «Аполлон», кроме корабля «Апол-
лон XIV», производились в самом начале «окна», то устанавливал-
ся азимут 72°.
1 Huntsville Operations Support Center — Хантсвиллский центр обеспечения
операций.
236
Условия полета ракеты-носителя «Сатурн V» с кораблем
«Аполлон» на участке работы двигательной установки первой сту-
пени показаны на рис. 135. Согласно типовой программе, первая
ступень ракеты-носителя отделяется на 162-й секунде полета и па-
дает в Атлантический океан в 630 км от места старта в точке с
координатами 30,3° с. ш. и 73,5° з. д. через 9 мин после старта.
Вторая ступень отделяется на 553-й секунде полета и падает в Ат-
лантический океан в 4250 км от места старта в точке с координа-
тами 31° с. ш. и 33,6° з. д. примерно через 20 мин после старта.
Третья ступень вместе с кораблем выводится на начальную, близ-
кую к круговой, геоцентрическую орбиту высотой ~ 190 км с
наклонением к плоскости экватора 32,6°. Период обращения
88,2 мин. Выход происходит в точке с координатами 26,33° с. ш. и
47,08° з. д. [126, 307]. В случае выхода из строя системы наведения
ракеты-носителя предусмотрена возможность участия космонавтов
в управлении полетом. Космонавты в этом случае должны вклю-
чить в звено управления ракетой-носителем ЦВМ системы наведе-
ния и навигации основного блока. Это возможно на участке рабо-
ты двигательной установки любой ступени ракеты-носителя [248].
лссле старта, сел-
Рис. 135. Условия полета ракеты-носителя «Сатурн V» с кораблем
«Аполлон» на участке работы двигательной установки первой сту-
пени (для варианта выключения установки примерно на 150-й се-
кунде полета)
На геоцентрической орбите с помощью своих вспомогательных
двигателей последняя ступень с кораблем ориентируется парал-
лельно земному горизонту. В течение примерно 2 час космонавты
производят проверку бортовых систем. Если это проверка, а также
телеметрическая информация, принятая с борта, показывают, что
все системы исправны, то через станцию слежения в Карнарвоне
космонавтам выдается разрешение на второй старт (переход с геО'
центрической орбиты на траекторию полета к Луне). В 7+2 час
44 мин 14,8 сек над центральной частью Тихого океана на втором
витке по геоцентрической орбите повторно включается двигатель
последней ступени ракеты-носителя, который сообщает ступени с
кораблем приращение скорости 3051 м/сек и переводит ее на тра-
екторию полета к Луне (рис. 136). Ракета с кораблем выводится
на «траекторию свободного возвращения», чтобы в случае отказа
от перехода на селеноцентрическую орбиту корабль без дополни-
тельного включения двигателей, совершив облет Луны на расстоя-
нии 111 км, вернулся к Земле (условный перигей 37 км [249]).
В этом случае корабль приводнится в Тихом океане в Т+ 145 час
04 мин в точке с координатами 14,9° ю. ш. и 174,9° в. д. [307].
Типовая программа выведения на начальную геоцентрическую
орбиту и второго старта показана в табл. 23.
После перехода третьей ступени с кораблем на траекторию
полета к Луне, примерно в Т+3 час, начинается перестроение от-
секов (рис. 137). Космонавты ориентируют ступень с кораблем та-
ким образом, чтобы угол тангажа и угол рыскания составляли
15°, отделяют основной блок (рис. 137, позиция /), придав ему с
помощью вспомогательных двигателей приращение скорости
0,3 м/сек. Основной блок отводится примерно на 15 м от ступени,
разворачивается на 180° (рис. 137, позиция 2), и в течение некото-
рого времени космонавты обеспечивают групповой полет основного
блока с последней ступенью, на которой установлена лунная ка-
бина (створки переходника, внутри которого находилась лунная
кабина, сбрасываются). Затем (в Т+3 час 21 мин) космонавты
пристыковывают основной блок к лунной кабине (рис. 137, пози-
ция 3) [184]. При этом головка стыковочного штыря на основном
блоке входит в отверстие приемного конуса на лунной кабине.
Защелки на головке штыря зацепляют за фланец отверстия.
Пилот основного блока устанавливает тумблер в положение «стя-
гивание». При стягивании 12 захватов на стыковочном кольце по-
падают в гнезда на фланце лунной кабины, а уплотнение на этом
кольце плотно прилегает к фланцу, обеспечивая герметичность сты-
ка. Через специальный клапан из отсека экипажа в туннели-лазы
перепускается кислород до тех пор, пока давление не будет выров-
нено, после чего космонавты снимают крышку люка на входе в тун-
нель-лаз из отсека экипажа (люк А) и проверяют зацепление за-
хватов. Если автоматического зацепления каких-то захватов не
произошло, космонавты фиксируют их вручную. Отводы электри-
ческих коммуникаций лунной кабины извлекаются из фиксирую-
щих устройств и подсоединяются к разъемам на стыковочном
кольце основного блока, что обеспечивает соединение электричес-
ких цепей основного блока и лунной кабины. После этого подается
команда на отделение лунной кабины от последней ступени раке-
ты-носителя (рис. 137, позиция 4). По этой команде в Т+4 час
09 мин перерезаются связи лунной кабины со ступенью и срабаты-
вают четыре пружинных толкателя (приращение скорости
0,3 м/сек). В Г + 4 час 39 мин включается маршевый двигатель ко-
рабля, который сообщает ему приращение скорости 6 м/сек и обес-
238
Рис. 136. Трасса участка перехода с геоцентрической орбиты на траекторию полета к
Луне
/—повторное включение двигателя третьей ступени ракеты-носителя; 2 — выключение двигателя
печивает отвод на безопасное расстояние от последней ступени пе-
ред тем, как будет начат слив остатков топлива через двигатель
ступени. В результате слива ступень получает приращение скоро-
сти и выходит на такую траекторию, чтобы в дальнейшем под влия-
нием лунного притяжения перейти на гелиоцентрическую орбиту
[307, 6131.
1 2 3
Рис. 137. Перестроение отсеков
(позиции объясняются в тексте)
На трассе полета «Земля—Луна» предусмотрена возможность
проведения до четырех коррекций: в Г + 9 час; Г + 24 час; Г+54 час
и Г + 71 час. Все коррекции, кроме третьей, имеют целью измене-
ние скорости корабля, третья коррекция — изменение плоскости
полета, чтобы обеспечить выход корабля на селеноцентрическую
орбиту с заданным наклонением. Первые две коррекции произво-
дятся только в том случае, если потребное изменение скорости
превышает 7,6 м!сек. Максимальное время работы маршевого дви-
гателя при первой коррекции 8,1 сек. (17,4 м/сек). Продольная ось
корабля ориентируется перпендикулярно направлению на Солнце,
и он раскручивается относительно этой оси (3 об!час), чтобы пре-
дотвратить перегрев Солнцем отдельных участков коопуса
[248, 307].
На трассе «Земля—Луна» командир корабля и пилот лунной
кабины переходят в лунную кабину примерно на два часа для про-
верки бортовых систем. Перед переходом космонавты разбирают
стыковочный штырь и приемный конус, складывая части в отсеке
экипажа. На входе в лунную кабину из туннеля-лаза оборудован
люк (люк В) с клапаном в крышке. Через клапан в лунную кабину
из туннеля-лаза перепускается кислород до выравнивания давле-
ния, люк В открывается и его крышка фиксируется в открытом
положении [613].
240
Таблица 23 [307]
Типовая программа выведения на начальную геоцентрическую орбиту
и второго старта
Операция Время 1 ] Высота надуров- 1 кем моря, км Расстоя- ние от ме- ста стар- та, км Ско- рость*, м/сек Вес, т
Выдача команды на вклю- чение двигателей первой ступени Т —8,9 сек 0,06 0 2933,2
Старт (отрыв от старто- вой платформы) Т 0,06 0 2893,9
Максимальный скорост- ной напор 7+81 сек 13,2 5 803,7
Выключение центрально- го двигателя первой сту- пени 7"+135 сек 44,3 46,1 1982,5
Выключение периферий- ных двигателей первой ступени 74-160,8 сек 66,2 91,9 2752,3
Отделение первой ступе- ни 74-161,6 сек 67,0 93,0 2762,7 655,0
Включение двигателей второй ступени Г4-163,2 сек 67,7 95,0 2760,0
Сбрасывание переходни- ка между первой и вто- рой ступенями Т+191,5 сек 91,8 161,2 2886
Сбрасывание САС Т+197,2 сек 96,0 174,7 2980,2
Выключение центрально- го двигателя второй сту- пени Т+459,8 сек 179,3 1112 5718,i
Выключение периферий- ных двигателей второй ступени Г+551,4 сек 185,91 1640,2 6932,5
Отделение второй ступе- ни Г+552,3 сек 185,92 1645,7 6935,6 167,4
Включение основного дви- гателя последней (треть- ей) ступени Г+ 555,4 сек 185,93 1646,5 6935,6 167,3
Выключение двигателя последней ступени Т+1Ы),\ сек 188,3 2641,0 7791,4 136,91
Выход последней ступе- ни с кораблем на началь- ную геоцентрическую ор- биту Г+710,1 сек 188,2 2712,7 7793,1 136,90
Повторное включение двигателя последней сту- пени (второй старт) Т+2 час 44 мин 14,8 сек 198,3 6452,5 7788,8 135,36
Выключение двигателя последней ступени Т+2 час 50 мин 3,1 сек 322,7 4880,6 10839,8 64,22
Выход на траекторию полета к Луне Т + 2 час 50 мин 13,1 сек 336,2 4827,5 10832,1 64,20
* Относительно вращающейся Земли.
241
ПЕРЕХОД НА СЕЛЕНОЦЕНТРИЧЕСКУЮ ОРБИТУ, ОБРАЩЕНИЕ
ПО ЭТОЙ ОРБИТЕ, ПОСАДКА НА ЛУНУ
Маршевый двигатель включается на торможение для обеспе-
чения перехода на начальную эллиптическую селеноцентрическую
орбиту в Г+54 час 54 мин 28 сек на расстоянии 148 км от поверх-
ности Луны, когда корабль находится за Луной и связи с ним нет.
Двигатель сообщает кораблю приращение скорости 891,2 м!сек и
переводит его на орбиту с высотой периселения 111 км, высотой
апоселения 315 км и наклонением-к плоскости лунного экватора
1,2°. После двух витков корабля по этой орбите в Г + 80 час 09 мин
30 сек маршевый двигатель включается снова, сообщает кораблю
приращение скорости 48,1 м!сек и переводит его на орбиту с высо-
той периселения 100 км и высотой апоселения 120 км\ которая к
моменту встречи со стартовавшей с Луны взлетной ступенью под
влиянием возмущений, обусловленных аномалиями гравитационно-
го поля Луны, должна выродиться в расчетную базовую круговую
орбиту высотой 111 км [307]. Первоначально для базовой орбиты
предусматривалась высота 150 км. Однако весовые ограничения
не позволили иметь на взлетной ступени лунной кабины, которой
предстоит встреча с основным блоком на базовой орбите, доста-
точного гарантийного запаса топлива. Это могло привести к тому,
что взлетная ступень после старта с Луны не достигнет орбиты вы-
сотой 150 км, поэтому для базовой орбиты приняли расчетную вы-
соту 111 км [53].
В Г + 81 час 50 мин пилот лунной кабины переходит из отсека
экипажа в лунную кабину, где в течение нескольких часов произ-
водит проверку бортовых систем, после чего возвращается в отсек
экипажа. В Г+96 час пилот лунной кабины без скафандра снова
переходит в лунную кабину для проверки бортовых систем.
В Г + 96 час 48 мин к нему присоединяется командир, одетый в
скафандр. Оба космонавта завершают проверку и готовят лунную
кабину к автономному полету и посадке на Луну. Пилот лунной
кабины в Г + 97 час 15 мин возвращается в отсек экипажа, надева-
ет скафандр и присоединяется к командиру, находящемуся в лун-
ной кабине [307, 322, 613].
Перед отделением лунной кабины от основного блока, когда
командир корабля и пилот лунной кабины уже находятся в ней,
цилот; основного блока устанавливает в рабочее положение прием-
ный конус (иногда с помощью остальных двух космонавтов), а за-
тем стыковочный штырь, который воспринимает все нагрузки на
стыковочный узел. Космонавты в лунной кабине задраивают
люк В. Пилот основного блока вручную выводит из зацепления
захваты и устанавливает их в исходное положение для стыковки,
навешивает и закрывает крышку люка А и проверяет люк на гер-
метичность. Корабль готов к разделению отсеков.
1 Переход с траектории полета к Луне на такую орбиту в два этапа дела-
ется потому, что при непосредственном переходе сравнительно велика опасность
падения на Луну вследствие превышения расчетной продолжительности работы
маршевого двигателя [15].
242
Пилот основного блока переводит тумблер в отсеке экипажа
в положение «разделение». Включается пневматическая система,
обеспечивающая разведение аппаратов путем удлинения стыко-
вочного штыря. Одновременно выводятся из зацепления защел-
ки [613].
В Т-4-100 час 09 мин 50 сек на 13-м витке по селеноцентричес-
кой орбите производится расстыковка лунной кабины и основного
блока (рис. 138, маневр У1)- На борту лунной кабины находятся
командир и пилот лунной кабины, в основном блоке остается пи-
лот основного блока. В течение 30 мин два аппарата совершают
групповой полет на расстоянии нескольких метров друг от друга.
Командир поворачивает лунную кабину, чтобы пилот основного
блока мог произвести ее визуальный осмотр со всех сторон и уста-
новить, не была ли она повреждена при расстыковке и полностью
ли развернулось посадочное шасси.
-
Направление
дбизкенио 2 (
Направление
*а У7рнр
Рис. 138. Расстыковка лунной кабины и основного блока
/ — расстыковка; 2 — включение вспомогательных двигателей основного блока для
обеспечения удаления от лунной кабины. 3 — включение двигателя посадочной сту-
пени лунной кабины для ее перевода на эллиптическую орбиту с высотой периселе-
ния 15 км и высотой апоселения 111 км
А — начало периода радиовидимости; В — окончание периода радиовидимости;
С — расчетный участок посадки
В Г4-Ю0 час 39 мин 50 сек пилот основного блока включает
вспомогательные двигатели основного блока для обеспечения уда-
ления его от лунной кабины (см. рис. 138, маневр 2). Приращение
скорости основного блока составляет 0,76 м/сек. Он удаляется от
лунной кабины на 3,3 км по горизонтали и на I км по высоте.
1 На рис*. 138 и 139 последовательные маневры лунной кабины обозначены
арабскими цифрами, причем нумерация маневров сквозная для обоих рисунков
Слева показано положение лунной кабины относительно основного блока (ос-
новной блок находится в точке пересечения координат), а справа—положение
лунной кабины и основного блока относительно Луны.
243
В Т+101 час 38 мин 48 сек включается двигатель посадочной
ступени лунной кабины и обеспечивает ее перевод на эллиптичес-
кую селеноцентрическую орбиту с высотой периселения 15 км и
высотой апоселения 111 км рис. 138 и 139, маневр 3). Двига-
тель при этом маневре работает в течение 15 сек на 10% полной
тяги и еще 13,7 сек на 40% полной тяги (полная тяга двигателя
4,4 т). Он обеспечивает приращение скорости 22,6 м/сек.
Рис. 139. Торможение и посадка лунной кабины
3 — включение двигателя посадочной ступени лунной кабины для пе-
ревода ее на эллиптическую орбиту с высотой периселения 15 км и
высочой апоселения 111 км, 4 — включение двигателя посадочной сту-
пени в периселении на торможение: 5 — начало этапа дальнего под-
хода; 6 — посадка
А — начало периода радиовидимости; В — окончание периода радиови-
димости; С — участок посадки
Начиная с этого этапа, космонавт в основном^ блоке находится
в готовности произвести «маневр зеркального отображения», если
маневр лунной кабины не удастся. Маневр зеркального отображе-
ния, производимый спустя 1 сек после расчетного момента манев-
ра лунной кабины, предусматривает обеспечение такого же прира-
щения скорости, но с обратным знаком, с тем чтобы даже в случае
аварии двигательной установки лунной кабины за счет маневров
основного блока могла быть обеспечена его встреча с лунной каби-
ной на селеноцентрической орбите [248, 307].
244
Перед началом торможения лунной кабины в периселении ее
орбиты для обеспечения посадки на Луну на пульте управления
высвечивается кнопка с надписью Proceed («начинай»), что означа-
ет готовность бортовых систем к включению двигателя на тормо-
жение. Если командир корабля нажимает эту кнопку, то отраба-
тывается автоматическая программа Р-63. Эта автоматическая
программа, а также отрабатываемые после нее программы Р-64 и
Р-65, предусматривают управление режимом работы двигателя по-
садочной ступени и ориентацией лунной кабины по командам бор-
товой ЦВМ. Космонавты с помощью ручки пистолетного типа
только в незначительных пределах корректируют ориентацию.
Каждое отклонение ручки обеспечивает изменение угла крена на
0,5° или угла тангажа на 2°. При отработке программы Р-63 перед
прохождением лунной кабиной периселения (скорость относитель-
но Луны в периселении 1694 м/сек, угловое расстояние периселения
от места посадки ~16°) включаются двигатели системы ориента-
ции, которые сообщают ускорение, необходимое для обеспечения
подачи топлива из баков в двигатель посадочной ступени. В пери-
селении в 7+102 час 35 мин 13 сек1 этот двигатель включается на
торможение. Продольная ось кабины составляет в этот момент
угол 92° с местной вертикалью (рис. 140). Сначала двигатель рабо-
тает на 10% полной тяги. В этот период производится регулирова-
ние вектора тяги, пока не будет обеспечено его прохождение через
центр масс лунной кабины. В 7'+26 сек двигатель начинает рабо-
тать на полной тяге. Продольная ось кабины в этот момент состав-
ляет угол 93° с местной вертикалью, окна лунной кабины обраще-
ны к Луне, что позволяет космонавтам засечь хорошо различимые
ориентиры на поверхности Луны.
В 7'+3 мин лунная кабина, находящаяся на высоте 13,7 км и
в ~210 км от участка посадки, ориентируется так, чтобы ее
продольная ось составляла угол 79° с местной вертикалью, а окна
были обращены в космос. В 7+4 мин 20 сек, когда лунная кабина
находится на высоте 10 км, радиолокатор, обеспечивающий посад-
ку на Луну, начинает получать отраженные сигналы от лунной по-
верхности2. В этот момент лунная кабина ориентирована так, что
ее продольная ось составляет угол 75° с местной вертикалью, рас-
стояние до участка посадки 130 км, высота полета 12 км.
В 7'+6 мин 26 сек тяга двигателя дросселируется со 100% до 60%
полной тяги. В этот момент продольная ось лунной кабины состав-
ляет угол 67° с лунной вертикалью,^ скорость лунной кабины отно-
сительно поверхности Луны 445 м/сек, высота полета 7,4 км, верти
кальная составляющая скорости 32,6 м/сек.
В Т' + 7 мин 18 сек лунная кабина разворачивается таким об-
разом, чтобы космонавты могли видеть лунный горизонт. Высота
полета в этот момент менее 4,5 км. Бортовая ЦВМ определяет
угол, под которым виден участок посадки, и космонавты отыскива-
ют его, пользуясь визирной шкалой углов зрения на окнах лунной
кабины.
1 Этот момент далее в тексте и на рисунках 140—142 обозначается Т'.
2 Если радиолокатор не начнет получать отраженные сигналы к моменту
спуска до высоты 3 км, от посадки придется отказаться.
245
В Т' + 8 мин 24 сек начинается этап дальнего подхода1
(рис. 141). Высота полета в этот момент 2,3 км, расстояние до
участка посадки 8,1 км, горизонтальная составляющая скорости
152 м!сек, вертикальная—45.7 м!сек, продольная ось составляет
угол 55° с местной вертикалью. В начале этапа дальнего подхода
производится переключение на другую автоматическую программу
Р-64.
В Г'+8 мин 32 сек участок посадки будет виден под углом 63°
по визирной шкале (см. рис. 141). Если командир видит кратеры
или камни, которые могут представить опасность при посадке, он
совершает маневр для смещения места посадки по дальности или
по боку. На этапе дальнего подхода угол между продольной
осью лунной кабины и местной вертикалью постепенно уменьшает-
ся, тяга двигателя регулируется в пределах 2,7—1,1 т. Радиолока-
тор, обеспечивающий посадку, продолжает выдавать данные о ско-
рости и высоте полета. Угол траектории с горизонтом на этом и
последующих этапах должен быть больше угла падения солнечных
лучей, чтобы излучение не слепило космонавтов.
В Т'+Ю мин 6 сек начинается этап ближнего подхода2
(рис. 142). Высота полета в этот момент 158 м, расстояние до
участка посадки 550 м, горизонтальная составляющая скорости (с
учетом вращения Луны) 20,4 м]сек3 продольная ось составляет
угол 16° с местной вертикалью и этот угол продолжает уменьшать-
ся. В начале этапа ближнего подхода производится переключение
на автоматическую программу Р-65 или полуавтоматическую про-
грамму Р-66. При отработке программы Р-66 вертикальная состав-
ляющая скорости задается космонавтами3^ но в дальнейшем под-
держивается автоматически, а ориентация лунной кабины обеспе-
чивается космонавтами вручную. В случае необходимости преду-
смотрена возможность изменения горизонтальной составляющей
скорости по дальности и по боку для осуществления маневров с
целью поиска подходящей посадочной площадки [307, 366, 487].
В исключительных случаях возможен переход на неавтоматичес-
кую программу Р-67, при отработке которой космонавты вручную
управляют и режимом работы двигателя посадочной ступени и
ориентацией лунной кабины. Когда останется запас топлива для
двигателя посадочной ступени только на 114 сек работы на 25%
полной тяги, на пульте космонавтов зажигается аварийный сигнал.
20 сек из этих 114 резервируются на случай необходимости аварий-
ного подъема и возвращения к основному блоку. Когда топлива
остается на 20 сек полета, подается сигнал, получивший условное
название «Бинго». По получении этого сигнала космонавты, если
они не уверены, что в ближайшие 20 сек совершат посадку, долж-
ны от нее отказаться и включить двигатель посадочной ступени на
1 High gate — высокий рубеж.
2 Low gate—нижний рубеж.
3 Вводя в ЦВМ соответствующие уставки, космонавты могут изменять
скорость шагами по 0,3 м]сек.
246
<7**+ 7мдн
Направление
солнечны/
.лучей
111 КМ
Т+ 5мин
. Т'+11мр.н54сек
Т+ 7мин
\МаскелинА\
ММ
37км 74км
Т+ 6 мин
-_Н,1
-3,7 км
/4«км Жкм ггг,,м Ш“м 3SSm
t , tL ч ' + 7мин
Т + 4-MUH * + &MUH
\fS,5
3.7км
S78км-
481км
т*
407км
Т + 1 мин
Рис. 140. Траектория полета лунной кабины при торможении (над ней — орбита основного блока)
Рис. 141. Трубка траекторий (Зя) лунной кабины на этапе дальнего под-
хода (на врезке вид из окна кабины в момент начала этапа и визирная,
шкала)
/ — начало этапа дальнего подхода; 2 — начало этапа ближнего подхода
Рис. 142. Траектория лунной кабины на этапе ближнего подхода (на врез-
ке вид из окна кабины в момент начала этапа и визирная шкала)
/ — начало этапа ближнего подхода; 2 — начало вертикального спуска
полную тягу на 6 сек, чтобы подняться на безопасную высоту, где
посадочная ступень сбрасывается и включается двигатель взлетной
ступени, обеспечивающий аварийное ее возвращение к основному
блоку1.
При отработке программы Р-65 вертикальный спуск произво-
дится с высоты ~45 м, когда горизонтальная скорость автомати-
чески гасится. Вертикальная составляющая скорости автоматиче-
ски поддерживается на уровне 0,9 м!сек. При отработке программы
Р-66 космонавты могут задать большую вертикальную составляю-
щую скорости для ускорения посадки и экономии топлива.
На участке вертикального спуска тяга двигателя автоматически
постепенно снижается по мере уменьшения веса лунной кабины
вследствие выработки топлива. В первые 2,5 мин после посадки
космонавты находятся в готовности к немедленному аварийному
старту, если опоры шасси проваливаются глубоко в грунт или
уклон местности превышает 30°.
Расчетное время посадки Г+102 час 47 мин 07 сек (Г'+Н мин
54 сек) [307]. В процессе посадки лунной кабины космического ко-
рабля «Аполлон» на Луну типовая программа предусматривает
три главных маневра.
Маневр I. Разделение лунной кабины и основного блока.
Маневр II. Включение двигателя посадочной ступени лунной
кабины для перевода ее с близкой к круговой селеноцентрической
орбиты высотой ~110 км на эллиптическую орбиту с высотой пе-
риселения 15 км.
Маневр III. Включение двигателя посадочной ступени лунной
кабины в периселении эллиптической орбиты на торможение.
Разрешение на проведение каждого из этих маневров выдается
руководителями полета только в том случае, если определенные
бортовые системы лунной кабины и основного блока корабля рабо-
тают нормально. В табл. 24 указывается, нормальная работа ка-
ких бортовых систем и устройств является обязательной (О), а
каких — необязательной (НО) для выдачи разрешения на прове-
дение каждого из перечисленных выше маневров [465].
СТАРТ С ЛУНЫ, ВСТРЕЧА С ОСНОВНЫМ БЛОКОМ И ПОЛЕТ
ПО СЕЛЕНОЦЕНТРИЧЕСКОЙ ОРБИТЕ
Для программы полета этапа G, принятой за типовую и преду-
сматривающей 22-часовое пребывание на Луне, номинальное рас-
четное время старта взлетной ступени лунной кабины с поверхно-
сти Луны Т+124 час 23 мин 21 сек, однако фактическое время за-
висит от положения основного блока на орбите. Основной двига-
тель взлетной ступени, обеспечивающий старт с Луны и выход на
1 Подробнее об аварийном возвращении см. стр. 260, 261.
249
Таблица 24 [465]
Критерии при выдаче разрешения на проведение маневров
Система (устройство) Маневры
I II III
ЦВМ О о о
Инерциальный измери- О о о
Основная система наве- тельный блок
дения и навигации _ Система отображения и О о О
пульт для ввода данных
CQ в ЦВМ
S S хо Аварийная система наведения О о о
W Электронное оборудование системы ориентации о о о
СО и Двигательная установка посадочной ступени о о О
>» г; Радиолокатор, обеспечивающий встречу на орбите о о но
Радиолокатор, обеспечивающий посадку на Луну о о О
Индикатор ориентации о 0 о
Телескоп о но* но
Органы ручного управления о О О
Проблесковый источник света но о О
ЦВМ О о но
Инерциальный измери- О О но
Система наведения и на- тельный блок
вигации Система отображения и о о но
пульт для ввода данных
в ЦВМ
Секстант о . О но
Оптические приборы Сканирующий телескоп о о но
о Оптический визир о о но
ХО Q Гироскопы, жестко свя- о о но
SS СО Система ориентации и занные с корпусом
О к стабилизации Блок выдачи данных с О О но
о о этих гироскопов на инди-
каторы
Индикатор ориентации о о но
Органы ручного управления о о но
Маршевый двигатель о О но
Дальномер но но но
Радиолокацонный приемоответчик о о но
* Нормальная работа телескопа становится необязательным условием после того, как
гироплатформа инерциального измерительного блока выставлена для проведения маневра II.,
250
начальную селеноцентрическую орбиту, должен проработать
434,65 сек и сообщить взлетной ступени приращение скорости
1845,5 м/сек (расход топлива 2263 кг). После старта с Луны в те-
чение 10 сек взлетная ступень совершает вертикальный подъем,
который завершается по достижении скорости 15 м/сек на высоте
76 м (рис. 143). Затем начинается запрограммированное изменение
угла тангажа, которое завершается, когда угол между продольной
осью взлетной ступени и местной вертикалью достигает 52° на вы-
соте ~ 200 м, при этом ось Z (проходит по оси цилиндрической ка-
бины космонавтов) ориентируется так, чтобы она лежала в плос-
кости орбиты основного блока. Специалисты-баллистики отмечали,
что такая траектория вывода на начальную селеноцентрическую
орбиту далеко не оптимальна, однако она предотвращает опас-
ность столкновения с возвышенными элементами лунного рельефа.
Четыре двигателя системы ориентации взлетной ступени, вектор
тяги которых совпадает с вектором тяги основного двигателя, тоже
могут включаться для некоторого увеличения тяги, если они не ис-
пользуются для ориентации лунной кабины. Основной двигатель
выключается на высоте 18,266 км на расстоянии 308, 5 км от места
старта (рис. 144). Взлетная ступень выходит на начальную селено-
центрическую орбиту с высотой периселения 16,6 км и высотой
апоселения 83 км (рис. 145). В момент выхода взлетной ступени
лунной кабины на эту орбиту основной блок находится на расстоя-
нии ~480 км от нее. Все дальнейшие маневры по обеспечению
встречи производятся с помощью двигателей системы ориентации
взлетной ступени.
В апоселении начальной орбиты (высота 83 км, расстояние до
основного блока 272 км) в Т+125 час 21 мин 20 сек включаются
двигатели системы ориентации, которые обеспечивают приращение
скорости 14,9 м/сек. Это — первый маневр для перевода взлетной
ступени на орбиту «ко-эллиптическую»1 орбите основного блока.
В результате этого маневра (рис. 146, позиция /2) высота перисе-
ления повышается до ~83 км, а угловая скорость сближения с ос-
новным блоком, обращающимся по близкой к круговой орбите вы-
сотой 111 км, составит 0,072 град/сек. При этом маневре корректи-
руется, если необходимо, наклонение орбиты взлетной ступени, с
тем чтобы оно в точности совпадало с наклонением орбиты основ-
ного блока. Время проведения этого маневра и величина потребно-
го импульса определяются по результатам 20-минутного сеанса
траекторных измерений, проводимых одновременно космонавтами
во взлетной ступени с использованием радиолокатора, обеспечива-
ющего встречу на орбите, и космонавтом в основном блоке с ис-
пользованием секстанта и измерителя дальности.
1 Термин «ко-эллиптические» орбиты введен в американской литературе для
обозначения компланарных эллиптических орбит, апогеи и перигеи которых ле-
жат на одной прямой и находятся на равном расстоянии друг от друга, причем
одна орбита заключена внутри другой.
2 На рис. 146 и 147 последовательные маневры взлетной ступени лунной ка-
бины обозначены арабскими цифрами, причем нумерация сквозная для обоих
рисунков. Слева показано положение взлетной ступени относительно основного
блока (основной блок находится в точке пересечения координат), а справа —
положение взлетной ступени и основного блока относительно Луны.
251
Рис. 143. Начальный участок полета при старте
с Луны
Рис. 144. Активный участок полета при старте с
Луны
1 — конец участка вертикального подъема; 2 — участок'
полета с постоянным углом тангажа; 3 — конец актив-
ного участка
252
Рис. 145. Старт с Луны и выход на начальную селеноцентрическую орбиту
(С — участок посадки)
Hcl 77pa Зление
солнечных лучей
Рис. 146. Перевод взлетной ступени на «ко-эллиптическую»
орбиту
/ — включение двигателей системы ориентации взлетной ступени (пер-
вый маневр для перевода на «ко-эллиптическую» орбиту); 2 — вклю-
чение двигателей системы ориентации взлетной ступени (второй и
последний маневр для перевода на «ко-эллиптическую» орбиту);
3 — первый маневр на завершающем этапе сближения (импульс двига-
телей системы ориентации по линии визирования)
А — начало периода радиовидимости;
В — окончание периода радиовидимости;
С — участок посадки
253
При необходимости в 7'4-125 час 50 мин, когда расстояние до
основного блока составляет ~200 км, двигатели системы ориента-
ции могут быть включены еще раз для коррекции наклонения
орбиты.
Рис. 147. Маневры взлетной ступени на завершающем этане
сближения
2 — включение двигателей системы ориентации взлетной ступени (вто-
рой и последний маневр для перевода на «ко-эллиптическую» орбиту);
3 — первый маневр на завершающем этапе сближения (импульс дви-
гателей системы ориентации по линии визирования); 4 — первая кор-
рекция траектории на завершающем этапе сближения; 5 — вторая кор-
рекция траектории на завершающем этапе сближения; 6 — импульс
выравнивания на завершающем этапе сближения и начало группового
полета; 7 — стыковка взлетной ступени лунной кабины и основного
блока
А — начало периода радиовидимости;
В — окончание периода радиовидимости;
С — участок посадки
В Т+126 час 19 мин 40 сек, когда расстояние до основного
блока составляет 139 км, снова включаются двигатели системы
ориентации взлетной ступени (рис. 146 и 147, маневр 2). Это вто-
рой и последний маневр для перевода взлетной ступени на орбиту
«ко-эллиптическую» орбите основного блока. При этом маневре
(приращение скорости 1,4 м!сек) также может ‘ корректироваться
наклонение. «Ко-эллиптическая орбита» взлетной ступени является
исходной для завершающего этапа сближения прйчем взлетная
ступень должна быть на этой орбите ниже основного блока и поза-
ди него по полету. «Ко7эллиптическая» орбита имеет следующие
преимущества: на завершающем этапе сближения такие факторы,
как направление сближения, изменение положения линии визиро-
вания и условия освещенности в очень малой степени зависят от
возможного разброса параметров орбит, а величина потребного
импульса для заключительного выравнивания скоростей взлетной
ступени и основного блока при максимальном возможном разбросе
превышает потребный импульс при нулевом разбросе не более чем
на 30—40%. Последнее очень важно, поскольку потребный импульс
выравнивания скоростей не должен превышать возможностей дви-
254
гателей системы ориентации. В противном случае для выравнива-
ния скоростей придется использовать основной двигатель взлетной
ступени. Для этой цели взлетную ступень необходимо будет раз-
вернуть на 180°, в результате чего визуальное наблюдение основно-
го блока для космонавтов во взлетной ступени станет невозмож-
ным, радиолокатор взлетной ступени по всей вероятности, потеряет
радиолокационный приемоответчик основного блока, измеритель
дальности в основном блоке также станет неэффективным. Сбли-
жение с «ко-эллиптической» орбиты было отработано еще в 1966 г.
на пилотируемых спутниках «Джемини» .[596].
В Г+126 час 56 мин 26 сек, когда расстояние до основного
блока составляет 55,6 км, начинаются маневры на завершающем
этапе сближения. При первом маневре (рис. 146 и 147, ^аневр 3)
двигатели системы ориентации взлетной ступени включаются с та-
ким расчетом, чтобы обеспечить импульс (7,5 м/сек) по линии визи-
рования. В этот момент линия визирования (направление на основ-
ной блок) направлена под углом 26,6° к горизонту. В результате
этого маневра угловая скорость сближения с основным блоком
уменьшается до 0,032 град!сек, линейная скорость сближения
составляет 40 м/сек.
На завершающем этапе сближения предусмотрена возможность
двух коррекций траектории (см. рис. 147, маневры 4, 5), а также
четырех импульсов заключительного выравнивания скоростей (см.
рис. 147, позиция 6), чтобы взлетная ступень оказалась на той же
орбите, что и основной блок. Эти импульсы выдаются в Г+127 час
39 мин 43 сек (3,5 м/сек), в Г+127 час 40 мин 56 сек (3 м/сек),
в Г+127 час 42 мин 35 сек (1,5 м/сек) и в Г+127 час 43 мин 54 сек
(1,4 м/сек), причем предварительно взлетная ступень должна ока-
заться впереди основного блока по полету, чтобы их туннели-лазы
были обращены друг к другу. Затем начинается групповой полет
взлетной ступени и основного блока на расстоянии нескольких
метров. В Г+128 час производится их стыковка. Процедура сты-
ковки стартовавшей с Луны взлетной ступени лунной кабины с ос-
новным блоком, обращающимся по селеноцентрической орбите,
такая же, как при перестроении отсеков (см. стр. 238). После
стыковки почти выравнивается давление в кабине космонавтов на
лунной кабине, туннелях-лазах и в отсеке экипажа. Космонавты
в лунной кабине открывают крышку люка В, а пилот основного
блока снимает крышку люка А. Приемный конус и стыковочный
штырь разбираются; части складываются в лунной кабине.
Командир и пилот лунной кабины до открывания люков А и В
должны почистить скафандры с помощью пылесоса, сложить в ме-
шок контейнеры с образцами, отснятую пленку и бортжурнал, а
кабина космонавтов на взлетной ступени должна быть продута
кислородом из запасов основного блока. Для того чтобы космонав-
ты имели время на принятие всех этих мер предосторожности, пер-
воначальная программа полета была несколько изменена: увеличен
на один виток интервал между стыковкой и переходом космонавтов
из взлетной ступени лунной кабины в отсек экипажа. После пере-
255
хода космонавтов в отсек экипажа и переноса туда мешка в лун-
ную кабину переносятся все те предметы, которые не -понадобятся
в дальнейшем полете. Затем космонавты закрывают люк В, наве-
шивают и закрывают крышку люка А, а люк проверяют на герме-
тичность. Через несколько часов после перехода использованная
взлетная ступень сбрасывается (в Т+131 час 53 мин 05 сек). При
этом подрывается профилированный кольцевой заряд ВВ по ок-
ружности стыковочного кольца. Основной блок с помощью вспомо-
гательных двигателей, которые сообщают приращение скорости
0,3 м!сек, уводится от взлетной ступени на безопасное расстояние,
после чего включается основной двигатель взлетной ступени, кото-
рый работает до полного израсходования топлива и переводит сту-
пень на гелиоцентрическую орбиту [307, 310, 596, 613].
ПЕРЕХОД НА ТРАЕКТОРИЮ ПОЛЕТА К ЗЕМЛЕ, ПОЛЕТ ПО ТРАССЕ
«луна—Земля», вход в атмосферу и приводнение ,
В Т+135 час 24 мин 34 сек космонавты на 31-м витке основно-
го блока по селеноцентрической орбите включают на 149 сек мар-
шевый двигатель для обеспечения перехода с селеноцентрической
орбиты на траекторию полета к Земле. Двигатель сообщает основ-
ному блоку приращение скорости 1003,6 м/сек. Включение его про-
изводится в период радиозахода за Луну. Предусмотрен запасной
вариант с включением двигателя в Г+145 час 23 мин 45 сек, с тем
чтобы продлить отдых космонавтов на селеноцентрической орбите.
В этом случае потребное приращение скорости составит
1127,1 м!сек. В первом случае полет к Земле продлится ~60 час,
во втором ~50 час. Скорость входа в атмосферу в первом случае
составляет 11 032 м/сек, во втором — 11 063 м/сек.
На трассе «Луна—Земля» предусмотрена возможность прове-
дения трех коррекций в 7+148 час 25 мин, в 7+172 час 05 мин и
в 7+192 час 05 мин.
В 7+194 час 50 мин 04 сек производится отделение двигатель-
ного отсека от отсека экипажа, и последний в 7+195 час 05 чин
04 сек входит в атмосферу и совершает в атмосфере управляемый
спуск с использованием аэродинамического качества (рис. 148 и
табл. 25).
Расчетная высота входа 120 км, допустимый диапазон углов
входа от —5,8 до —7,3°, оптимальный диапазон от —6,25 до —6,75°
[543, 544]. Размеры коридора входа 42 км. Вход в атмосферу про-
исходит с одним погружением. Достигнув 55 км, корабль поднима-
ется до 64 км и снова начинает снижаться. Система наведения и
навигации работает в автоматическом режиме, при котором пере-
грузки не превышают 4 (кроме двух пиков, см. рис. 148). В случае
отказа этой автоматической системы командир берет управление
на себя [126, 136, 162]. Номинальная дальность полета в атмосфе-
ре (от точки входа в атмосферу до точки приводнения) 2380 км.
За счет регулирования аэродинамического качества эта дальность
может изменяться в пределах 2220—4630 км. На рис. 149 возмож-
ная зона приводнения очерчена эллипсом.
256
I
fZO
Off
7Z
47
Z4
(7
\ z г
3 <i*
— Ч Ч Ч
ZWO ZZZO f8W f480 fffO 740 370 О
Расстояние отрасчетной точни'посадни, нм
Рис. 148. Вход отсека экипажа в атмосферу
/ — вход в атмосферу; 2 — начало периода пропадания сигнала на частотах
сантиметрового диапазона; 3 — первый пик перегрузок (6,35); 4 — окончание
периода пропадания сигнала на частотах сантиметрового диапазона: 5 — вто-
рой пик перегрузок (5,99); 6 — развертывание тормозных парашютов; 7 — раз-
Рис. 149. Трасса полета отсека экипажа в атмос-
фере
/ — вход в атмосферу; 2 — участок пропадания сигнала;
3 — приводнение
257
Таблица 25 [561]
Условия входа отсеков экипажа кораблей «Аполлон» в атмосферу*
Корабль Скорость входа (относительно поверхности вращающейся Земли), м/сек Скорость входа (инерциальная), м/сек Угол вхо/ia (инер- циальный), град Аэродинамиче- ское качество Дальность полета в атмосфере, км Время полета в атмосфере, сек Удельный тепло- вой поток. ккал/м2сек Суммарный теп- ловой поток, ккал/м2
«Аполлон I» 7 717 8 072 —8,60 0,332 871 674 435,8 18 600,3
«Аполлон III» 8 290 8790 —3,53 0,275 4243 1234 224,1 56327,4
«Аполлон IV» (этап А) 10 735 И 139 -6,945 0,365 3615 1060 1147,5 101 309,4
«Аполлон VI» (этап А) 9 610 9906 -5,85 0,350 3587 1140 531,9 76 124,8
«Аполлон VII» (этап С) .7 466 7 878 —2,072 0,305 2936 935 159,3 30458,7
«Аполлон VIII» (этап С') 10 668 11040 —6,48 0,300 2502 868 799,2 71 578,0
«Аполлон IX» (этап D) 7 499 8 493 -1,76 0,310 у 3401 1004 143,1 37 057,5
«Аполлон X» (этап F) 10 658 11069 —6,54 0,305 2399 871 799,2 69 465,6
* Условия входа в атмосферу, предусмотренные типовой программой (этап G ) почти
идентичны условиям входа этапа С' («Аполлон VIII») и этапа Л («Аполлон X»). Инер-
циальная скорость входа при полете этапа С' — 11 040 м/сек, этапа F— 11 069 м/сек, этапа О—
11 032 м/сек. Корабли «Аполлон I, III, IV, VI и IX» выводились на геоцентрические орбиты,
причем корабли «Аполлон I, III, IV и VI» перед входом в атмосферу дополнительно раз-
гонялись с помощью маршевого двигателя. Корабли «Аполлон VIII» и «Аполлон X» выводи-
лись на селеноцентрические орбиты.
Спустя 4 сек после достижения отсеком экипажа высоты
7,3 км, отделяется верхняя секция корпуса и выбрасываются за-
рифованные тормозные парашюты, которые через 10 сек разверты-
ваются. На высоте 3 км выбрасываются вытяжные парашюты, ко-
торые вытягивают зарифованные основные парашюты, а тормозные
парашюты отделяются. Основные парашюты через 6 сек разверты-
ваются частично, а спустя еще 10 сек — полностью. Одновременно
с развертыванием основных парашютов устанавливаются в рабо-
чее положение антенны метрового диапазона и включается про-
блесковый источник света.' Отсек на стропах основных парашютов
висит под углом 27° (см. рис. 26) и ударяется о воду ребром, что
смягчает удар. Посадочная скорость 9,4 м!сек. Посадка происходит
в Г4-195 час 19 мин 05 сек. Проблесковый источник света
(120 вспышек в минуту) рассчитан на 24 час работы и имеет даль-
ность действия 13 км. Пеленгационный радиомаяк (243 Мгц) имеет
258
дальность действия 160 км. При посадке в воду выбрасывает-
ся состав, окрашивающий ее в желто-зеленый цвет, что облегчает
обнаружение с воздуха [126, 163, 165].
СПОСОБЫ АВАРИЙНОГО СПАСЕНИЯ
Авария на участке выведения на начальную геоцентрическую
орбиту
В случае аварии на этом участке предусмотрены четыре спосо-
ба спасения космонавтов.
1. Использование САС. Этот способ может применяться с мо-
мента приведения САС в готовность (Т—42 мин) и до момента
сбрасывания САС (Т+197 сек). Отсек экипажа при этом опуска-
ется на расстоянии 0—960 км от мыса Кеннеди.
2. Отделение отсека экипажа, который продолжает движение
по баллистической траектории, совершает вход в атмосферу с ис-
пользованием полного аэродинамического качества и посадку на
парашютах на расстоянии 740—5900 км от мыса Кеннеди. Этот
способ может применяться после сбрасывания САС и до того мо-
мента, пока полет по баллистической траектории и вход с исполь-
зованием полного аэродинамического качества обеспечивает посад-
ку в Атлантическом океане (нет угрозы посадки на африканском
континенте1).
3. Отделение основного блока, торможение с помощью марше-
вого двигателя, отделение отсека экипажа, который движется по
баллистической траектории, совершает вход в атмосферу с исполь-
зованием «половинного» аэродинамического качества и посадку
на парашютах на расстоянии ~6200 км от мыса Кеннеди. Этот
способ может применяться после сбрасывания САС в том случае,
если применение способа 2 угрожает посадкой на африканском
континенте.
4. Отделение основного блока, доразгон с помощью маршевого
двигателя для обеспечения выхода на орбиту. Далее производится
сход с орбиты с помощью маршевого двигателя. Этот способ при-
меняется после Т + 9 мин 22 сек, когда запас топлива для марше-
вого двигателя может обеспечить требуемый доразгон до орбиталь-
ной скорости и последующее торможение для схода с орбиты.
Если возможно использование как способа 3, так и способа 4,
то предпочтительным является способ 4 [184].
Авария при переходе на траекторию полета к Луне
Если авария возникла в период работы двигателя последней
ступени ракеты-носителя, обеспечивающего этот переход, он выклю-
чается. Основной блок отделяется, и включается маршевый дви-
гатель для гашения скорости и обеспечения схода с орбиты и вхо-
да в атмосферу. Район посадки отсека экипажа в этом случае бу-
дет зависеть от азимута запуска и продолжительности работы дви-
гателя последней ступени ракеты-носителя до выключения.
1 Посадка на сушу опасна для космонавтов.
259
Авария на трассе «Земля—Луна»
Аварийное возвращение обеспечивается включением маршево-
го двигателя с таким расчетом, чтобы отсек экипажа приводнился
в основном районе посадки (такая возможность бывает в опреде-
ленный момент каждые 24 часа) или в одном из резервных райо-
нов. Если необходимость в аварийном возвращении возникла пос-
ле того, как корабль вошел в сферу притяжение Луны, то включе-
ние маршевого двигателя на торможение нецелесообразно, по-
скольку, совершив/ облет Луны, корабль возвратится на Землю
быстрее, чем в случае гашения скорости с помощью маршевого
двигателя1.
Авария при переходе на начальную селеноцентрическую орбиту
Здесь возможны три случая:
1. Маршевый двигатель при обеспечении перехода проработал
менее 2 мин. В этом случае переход на траекторию полета к Земле
обеспечивается двигателем посадочной ступени лунной кабины,
который включается через 2 час.
2. Маршевый двигатель при обеспечении перехода проработал
более 2 мин. но менее 3 мин. В этом случае немедленно включает-
ся двигатель посадочной ступени лунной кабины для предотвраще-
ния падения корабля на Луну, а спустя некоторое время двига-
тель включается вторично для обеспечения перехода на траекторию
полета к Земле с таким расчетом, чтобы отсек экипажа приводнил-
ся в основном районе посадки в Тихом океане.
3. Маршевый двигатель при обеспечении перехода проработал
более 3 мий. но меньше расчетного времени. В этом случае пере-
ход на траекторию полета к Земле обеспечивается двигателем по-
садочной ступени лунной кабины при втором или третьем прохо-
ждении периселения с таким расчетом, чтобы отсек экипажа при-
воднился в основном районё посадки в Тихом океане.
Авария на селеноцентрической орбите
В этом случае аварийный переход на траекторию полета к Зем-
ле обеспечивается маршевым двигателем в такой момент, чтобы
отсек экипажа приводнился в основном районе посадки в Тихом
океане.
Авария при посадке на Луну
В этом случае обеспечивается аварийное возвращение отде-
лившейся лунной кабины (точнее ее взлетной ступени) к основному
блоку. Маневры лунной кабины и основного блока для обеспечения
их встречи в случае аварийного возвращения рассчитываются на
Земле, если, решение о возвращении принимается до включения
1 Именно такая ситуация возникла при полете корабля «Аполлон XIII»
(см. раздел «Полеты пилотируемых кораблей «Аполлон», главу «Космический
корабль «Аполлон ХШ>).
260
двигателя посадочной ступени лунной кабины на торможение с
целью 'посадки' на Луну. Если же решение принимается после
включения двигателя на торможение или сразу после посадки на
Луну, то маневры по обеспечению встречи рассчитываются космо-
навтами с помощью бортовой ЦВМ. При необходимости аварийно-
го возвращения производится разделение ступеней лунной кабины,
и взлетная ступень, на которой находятся космонавты, совершает
маневр «фазирования». Этот маневр должен обеспечить в дальней-
шем переход взлетной ступени на орбиту «ко-эллиптическую» орби-
те основного блока, причем с таким расчетом, чтобы на этой орби-
те взлетная ступень была ниже основного блока и позади него по
полету. В зависимости от взаимного положения лунной кабины
и основного блока маневр фазирования выводит взлетную ступень
на селеноцентрические орбиты с различной высотой апоселения
(до 370 км). В случае неисправности двигательной установки
взлетной ступени маневр фазирования осуществляет основной блок,
который в дальнейшем играет, роль активного аппарата при обес-
печении встречи. В этом случае также в зависимости от взаимного
положения лунной кабины и основного блока маневр фазирования
выводит основной' блок на различные селеноцентрические орбиты
(от 18,5x37 км до 111x660 км). Аварийное возвращение взлетной
ступени к основному блоку может потребовать от 3,5 до 11,5 час.
На рис. 150 показана схема аварийного возвращения взлетной сту-
пени лунной кабины к основному блоку в том случае, если авария
возникла примерно в середине периода работы двигателя посадоч-
ной ступени, включенного на торможение для обеспечения посадки
на Луну. В этом случае для возвращения требуется ~3,5 час.
Взлетная ступень совершает маневр фазирования с таким расче-
том, чтобы выйти на селеноцентрическую орбиту с высотой апосе-
ления, превышающей высоту близкой к круговой орбиты основного
блока (~110 км). Это необходимо для того, чтобы угловая ско-
рость взлетной ступени была меньше, чем у основного блока и она
от него отстала (основной блок никаких маневров совершать не
должен). Примерно через 50 мин после выхода на указанную орби-
ту, когда взлетная ступень проходит апоселений, включаются дви-
гатели системы ориентации, обеспечивая первый маневр по пере-
воду на «ко-эллиптическую» орбиту. После того, как взлетная сту-
пень сделает еще полвитка и достигнет периселения новой орбиты,
двигатели системы ориентации включаются снова, обеспечивая
второй и последний маневр с целью перевода на «ко-эллиптичес-.
кую» орбиту. Дальнейшая схема обеспечения встречи совпадает с
той, которая предусмотрена схемой встречи при нормальном проте-
кании полета [596].
Авария на Луне
Если авария сделала невозможным испдльзование основного
двигателя взлетной ступени, то способов спасения нет. При прочих
авариях взлетная ступень стартует с Луны и выходит на орбиту
фазирования, как это описывалось в пункте «Авария при посадке
на Луну».
261
Рис. 150. Схема аварийного возвращения взлет-
ной ступени лунной кабины к основному, блоку,
обращающемуся по селеноцентрической орбите
1 — включение двигателя посадочной ступени лунной ка-
бины на торможение для обеспечения посадки на Луну;
2 — аварийное прекращение торможения, отделение
взлетной ступени лунной кабины от посадочной и вклю-
чение основного двигателя взлетной ступени для обес-
печения маневра фазирования; 3 — выключение основно-
го двигателя; 4 — включение двигателей системы ориен-
тации взлетной ступени в апоселении для обеспечения
первого маневра с целью перевода на <ко-эллиптичес-
кую» орбиту; 6 — включение двигателей системы ориен-
тации взлетной ступени в периселении для обеспечения
второго маневра с целью перевода на «ко-эллиптиче-
ску.ю» орбиту; 6 — первый маневр на завершающем эта-
ле сближения; 7 — включение двигателей системы ориен’'
тации лунной кабины для заключительного выравнива-
ния скоростей
262
Авария при встрече на селеноцентрической орбите
В случае выхода из строя критических бортовых систем взлет-
ной ступени маневры для обеспечения встречи совершает основной
блок, как это описывалось в пункте «Авария при посадке на Луну».
Авария при переходе на траекторию полета к Земле
Здесь возможны два случая:
1. Маршевый двигатель при обеспечении перехода проработал
менее 2 мин. В этом случае маршевый двигатель включается сно-
ва при одном из последующих прохождений периселения.
2. Маршевый двигатель проработал более 2 мин, но меньше
расчетного времени. Он включается снова через возможно более
короткий интервал. В этом случае, как и в случае /, момент пов-
торного включения маршевого двигателя выбирается с таким рас-
четом, чтобы отсек экипажа приводнился в основном районе посад-
ки в Тихом океане.
Авария на трассе «Луна—Земля»
На этой трассе даже в случае возникновения аварийной ситуа-
ции существенно ускорить возвращение отсека экипажа на Землю
невозможно. Имеется возможность лишь включить маршевый или
вспомогательные двигатели основного блока, чтобы скорректиро-
вать место посадки. Когда до посадки остается менее 24 час, такая
коррекция не допускается, чтобы она не отразилась неблагоприят-
ным образом на скорости при входе в атмосферу и на угле входа
[248, 307, 596].
ЗАПАСНЫЕ ПРОГРАММЫ ПОЛЕТА
На случай неполадок, которые не требуют аварийного возвра-
щения космонавтов, но не дают возможности реализовать штатную
программу полета этапа G, было разработано шесть запасных про-
грамм (табл. 26) с таким расчетом, чтобы в создавшихся условиях
выполнить максимально возможное число операций, предусмотрен-
ных штатной программой, и в максимальной степени проверить бор-
товые системы. Выбор запасной программы осуществляют руково-
дители полета в зависимости от конкретных условий.
Таблица 26
Запасные программы полета
Запасная программа Характер неполадок Операции, предусмотренные запасной программой
А Последняя ступень ра- кеты-носителя не обеспе- чила вывод на началь- ную геоцентрическую ор- биту Отделившийся основной блок выходит на начальную геоцентрическую орбиту с помощью маршевого двигателя. Продол- жительность полета по этой*орбите такая же, какая предусмотрена штатной програм- мой. Имитируется большинство операций штатной программы, в частности, произво- дятся включения маршевого двигателя для имитацйи перехода на селеноцентрическую орбиту и схода с Hee.z Посадка, по-возмож- ности, производится в основном районе, пре- дусмотренном штатной программой
263
Продолжение табл. 26
Запасная программа Характер неполадок Операции, предусмотренные запасной программой
В Последняя ступень ра- кеты-носителя повторно (для обеспечения второ- го старта) не включи- лась Производится перестроение отсеков и от- деление корабля (основной блок+лунная кабина) от последней ступени. Имитирует- ся большинство операций штатной програм- мы, в частности, производится включение двигателя посадочной ступени лунной каби- ны, пристыкованной к основному блоку. Проводится отделение лунной кабины с дву- мя космонавтами на борту и последующая встреча взлетной ступени с основным бло- ком. При встрече активным аппаратом яв- ляется основной блок. Посадка, по-возмож- ности, производится в основном районе, предусмотренном штатной программой.
С От второго старта при- шлось отказаться, по- скольку, как показали измерения, последняя ступень ракеты-носителя не сможет обеспечить пе- ревод на номинальную траекторию полета к Лу- не вследствие недоста- точного запаса топлива на последней ступени или нерасчетных параметров начальной геоцентриче- ской орбиты Последняя ступень с кораблем перево- дится на эллиптическую геоцентрическую орбиту с большим эксцентриситетом, при по- лете по которой имитируется большинство операций штатной программы. Если запас топлива на последней ступени не позволяет вывести корабль на орбиту с высотой апо- гея более 65 тыс. км, от вывода на эллип- тическую орбиту отказываются, оставшийся запас топлива на ступени используется для изменения наклонения начальной низкой геоцентрической орбиты. На низкой орбите выполняется запасная программа В. Если запас топлива на последней ступени позво- ляет вывести корабль на орбиту с высотой апогея более 370 тыс. км, то дополнительно производится имитация -первой коррекции на трассе сЗемля—Луна». Импульс двига- теля при этом должен обеспечить перевод корабля на траекторию свободного возвра- щения
D Последняя ступень при втором старте не обеспе- чила вывод на номиналь- ную траекторию полета к Луне В зависимости от длительности работы двигателя последней ступени при втором старте, корабль совершает облет Луны (ес- ли двигатель недоработал не более 45 сек) или возвращается на низкую геоцентриче- скую орбиту. В первом случае выполняется запасная программа С (вариант с апогеем выше 370 тыс. км), во втором — запасная программа В
264
Продолжение табл. 26
Запасная программа Характер неполадок Операции, предусмотренные запасной программой
' Е На траектории полета к Луне лунная кабина пос- ле пристыковки к ней ос- новного блока (при пе- рестроении отсеков) не отделилась от последней ступени Основной блок отделяется от лунной ка- бины и совершает облет Луны, возможно, с выходом на селеноцентрическую орбиту
F После выхода корабля на селеноцентрическую орбиту обнаружились не- поладки в бортовых си- стемах лунной кабины, препятствующие ее ис- пользованию для посад- ки на Луну Имитируется возможно большее число операций штатной программы в пределах, не угрожающих безопасности космонавтов. Если двигатель посадочной ступени лунной кабины исправен, он используется для обес- печения перехода корабля с селеноцентри- ческой орбиты на траекторию полета к Зем- ле. При этом имитируется аварийная ситуа- ция: отказ маршевого двигателя на селено- центрической орбите до отделения лунной кабины
ВОПРОСЫ ОРГАНИЗАЦИИ, ФИНАНСИРОВАНИЯ
И ПЛАНИРОВАНИЯ
ОРГАНИЗАЦИЯ, РУКОВОДСТВО
В американской печати весьма высоко оценивается организа-
ционный опыт, приобретенный в ходе работ по программе. «Апол-
лон». Указывается, что этот опыт применим в будущем и для дру-
гих крупных государственных научно-технических программ.
Утверждается, что в ходе работ по программе «Аполлон» удалось:
1. Мобилизовать материальные средства и квалифицирован-
ные кадры как в правительственных организациях, так и в про-
мышленных фирмах и ВУЗ’ах.
2. Эффективно сочетать возможности правительственных ор
ганизаций, промышленных фирм и ВУЗ’ов, организовав их плодо-
творное сотрудничество.
3. Четко сформулировать основные задачи и последовательно
решить их, достаточно гибко используя имеющиеся возможности.
4. Вести дальновидную политику, опираясь на детальный учет
и контроль, организовав поток информации не только по вертика-
ли, но и по горизонтали [245].
Успех программы «Аполлон», по мнению американских обозре-
вателей, был обусловлен заложенной в основу программы идеоло-
гией, которая, в частности, предусматривала:
1. Незасекреченность работ с организацией возможно более
широкого обмена информацией.
2. Приоритет инженеров, а не ученых в планировании про-
граммы и подходе к решению проблем, возникающих в ходе работ
по программе. Осторожный подход ученых с преувеличением опас-
ностей и трудностей полета, с требованием бесконечных проверок
и испытаний, по мнению обозревателей, не позволил бы осущест-
вить программу в столь сжатые сроки.
3. Активное участие космонавтов в управлении полетом [325].
Особо подчеркивают роль генерала Сэмюэля Филлипса — быв-
шего руководителя программы «Аполлон», который по просьбе ру-
ководства NASA был в 1964 г. временно откомандирован из ВВС
266
в NASA, когда это управление стало испытывать трудности в ру-
ководстве работами по программе «Аполлон». В 1969 г. после осу-
ществления высадки на Луну космонавтов корабля «Аполлон XI»,
Филлипс возвратился в ВВС, где был назначен начальником Отде-
ла космических и ракетных систем Управления по разработке сис-
тем оружия (AFSC). Вместо Филлипса руководителем программы
«Аполлон» назначен Рокко Петрове, ранее руководивший запуска-
ми ракет-носителей «Сатурн» с кораблями «Аполлон» с мыса Кен-
неди [295, 296] .
За 1,5 года, прошедшие после высадки первой лунной экспеди-
ции, сменилось почти все высшее руководство NASA. Из организа-
ции ушли директор Томас Пейн, заместитель директора по пилоти-
руемым полетам Джордж Мюллер и другие. Одной из причин этого
было резкое сокращение бюджета NASA новой республиканской
администрацией Никсона и вызванное этим сокращение программы
«Аполлон» [625].
ЗАТРАТЫ
В табл. 27 приводятся данные о затратах на программу «Апол-
лон» до 31 июля 1969 г., то есть до высадки первых космонавтов на
Луну. Эти данные бывший директор NASA Томас Пейн представил
сенатору Андерсону, председателю сенатского Комитета по космо-
су. Помимо данных о фактических затратах до 31 июля 1969 г.
Пейн привел оценки затрат на всю программу «Аполлон», которые
делались в марте 1964 г., в феврале 1966 г. и в апреле 1969 г.
По оценке на начало 1971 г. общие затраты на всю программу
«Аполлон» составят 24 млрд. долл.
Из общей суммы фактических затрат (21,349 млрд, долл.)
только ~2 млрд. долл, приходится на объекты, запускавшиеся в
космос (flight hardware) [348]. Затраты на создание стартовых
комплексов (только строительство) составили 875 млн. долл., испы-
тательного комплекса в шт. Миссисипи — 268 млн. долл., экспери-
ментальной базы Центра-MSC— 194 млн. долл., экспериментальной
базы Центра Маршалла — 332 млн. долл. Переоборудование заво-
да в г. Мичуд, где изготовляются первые ступени ракет «Сатурн»,
обошлось в 56 млн. долл. [352, 353]. Общая стоимость контрактов
на разработку и изготовление основных блоков с головной фирмой
North American Rockwell составила 4037 млн. долл., что на 7,5%
превысило утвержденную стоимость. Соответствующие величины
для фирмы Grumman Aerospace, головной по лунной кабине,
составляют 1930 млн. долл, и 17,3% [610].
В работах по программе «Аполлон» на различных этапах
участвовало 12 головных фирм, 20 000 фирм-субподрядчиков и
почти 100000 фирм-поставщиков [645].
В табл. 28 прйводятся данные о затратах на изготовление,
обёспечение запуска и полета отдельных пилотируемых кораблей
«Аполлон».
Таблица 27 [348]
Затраты на программу «Аполлон»
Затраты, млрд. долл.
Оценка 1964 г. (март) Оценка 1966 г. (февраль) Оценка 1969 г. (апрель) Фактические расходы по 31 июля 1969 г.
Космические корабли «Аполлон» 5,053 6,642 7,945 6,939
Ракеты - носители «Са- турн» (без расходов на разработку двигателей) 7,702 8,941 8,770 7,940
Разработка двигателей для ракет-носителей «Са- турн» 1,190 1,053 0,854 0,854
Создание эксперименталь- ной базы, производствен- ной базы, стартовых комп- лексов 1,664 1,773 1,830 1,810
Эксплуатация экспери- ментальной и производ- ственной базы 2,253 2,502 2,421 2,128
Создание и эксплуата- ция командно - измери- тельного комплекса, об- работка данных 0,776 0,730 0,664 0,541
Обеспечение запусков и вспомогательные работы 0,864 1,077 1,393 1,137
Итого 19,502 22,718 23,877 21,349
Таблица 28 [455]
Затраты на изготовление, обеспечение запуска и полета отдельных пилотируемых
______________________-________кораблей «Аполлон»________________________________
Корабль Затраты, млн. долл. Основные причины роста затрат по сравнению с предыдущим запуском
«Аполлон VII» 145
«Аполлон VIII» 310 Использование ракеты «Сатурн V» вместо ракеты «Сатурн 1В» и вывод на селеноцентрическую орбиту
«Аполлон IX» 340 ^Наличие лунной кабины
«Аполлон X» 350 Вывод на селеноцентрическую орбиту
«Аполлон XI» 355 Наличие оборудования для исследо- ваний на Луне
«Аполлон XII» 375 Более дорогостоящее оборудование для исследований на Луне
«Аполлон XIV» 400 Большие затраты на обеспечение за- пуска и полета
268
Затраты на изготовление одной ракеты-носителя «Сатурн V»
составляют 185 млн. долл., на изготовление основного блока кораб’
ля «Аполлон» — 55 млн. долл., лунной кабины (без оборудова-
ния для исследований на Луне)—40 млн. долл., оборудования для
исследований на Луне до 25 млн. долл., на обеспечение запуска и
полета 70—95 млн. долл. Затраты на обеспечение возросли с 70 до
95 млн. долл, в связи с увеличением интервалов между запусками
[105, 124, 340, 348, 419, 426, 749].
ПЛАНИРОВАНИЕ ПОЛЕТОВ, ВЫПОЛНЕНИЕ ПЛАНОВ
Согласно заявлениям руководителей программы «Аполлон»,
планирование непилотируемых и пилотируемых полетов в рамках
этой программы было весьма гибким и приспосабливалось к изме-
няющимся условиям. На самом начальном этапе работ планирова-
лось весьма большое число запусков в рамках летно-конструктор-
ских испытаний (то есть до первого запуска для выполнения целе
вой задачи — высадки на Луну). Это отражало неуверенность в
надежности как корабля, так и ракеты-носителя. Фактически в рам-
ках летно-конструкторских испытаний (ЛКИ) потребовалось про-
вести значительно меньше запусков, чем было запланировано пер-
воначально [466]. Программа «Аполлон» предусматривала изго-
товление 12 ракет-носителей «Сатурн 1В» и 15 ракет-носителей
«Сатурн V». При этом допускалось, что в рамках ЛКИ, возможно,
придется израсходовать все ракеты «Сатурн 1В» и 12 ракет «Са-
турн V», то есть только три последние ракеты «Сатурн V» будут ис-
пользованы для запусков кораблей с целью высадки экспедиций
на Луну. Фактически в рамках ЛКИ было использовано только
5 ракет «Сатурн ТВ» и 5 ракет «Сатурн V». Шестой ракетой «Са-
турн V» был запущен космический корабль «Аполлон XI», доста-
вивший на Луну первую экспедицию.
В общих чертах планы ЛКИ были составлены в 1962 г. Кон-
кретное планирование отдельных полетов начиналось за 18—36 ме-
сяцев до намеченной даты полета (в зависимости от его сложно-
сти) и проходило в три этапа: определение задач полета, детальная
разработка программы полета и подготовка к полету. Как правило,
детальная разработка программы начиналась за 6—9 месяцев до
намеченной даты полета, однако график начала и завершения ука-
занных выше трех этапов прежде всего увязывался с графиком го-
товности оборудования и графиком подготовки космонавтов. На
каждом этапе составлялось до 20 основных документов, причем
важнейшими были четыре: определение задач, сводка оперативных
данных, баллистическая проработка и полетное задание. В числе
других основных документов были планы аварийного спасения, за-
пасные программы полета, анализ возможных отклонений, анализ
потребности в расходуемых материалах и пр.
Полеты в рамках ЛКИ делились на две основные группы: без
экипажа и с экипажем. По заявлению одного из руководителей
программы «Аполлон», при полетах без экипажа во главу угла
ставилось успешное выполнение задач, а при полетах с экипажем—
обеспечение безопасности космонавтов. Еще на начальном этапе
269
выполнения программы «Аполлон» было определено, что САС,
аэродинамику отсека экипажа и основного блока в целом, конст-
рукцию корабля, теплозащиту, систему разделения, двигательные
установки, радиотехническое оборудование (частично), систему
посадки на Землю и некоторые другие системы можно отработать
при полетах без экипажа, а для отработки системы электропита-
ния, системы жизнеобеспечения, радиотехнического оборудования
(частично) и бортовой ЦВМ требуется присутствие на борту эки-
пажа.
Полеты без экипажа подробно описывались в части I обзора.
В табл. 29 дается их краткая характеристика. Запуски без экипажа
осуществлялись ракетами «Литл Джо 2», «Сатурн I», «Сатурн 1В»
и «Сатурн V». ЛКИ с использованием ракет «Литл Джо 2», запус-
кавшихся по баллистической траектории, служили, в первую оче-
редь, для отработки САС, а также системы разделения и системы
посадки отсека экипажа. Кроме того, изучались некоторые аэроди-
намические и конструкционные характеристики основного блока
в целом. ЛКИ с использованием ракет «Сатурн I», выводивших по-
лезную нагрузку на орбиту, служили, в первую очередь, для изу-
чения аэродинамических и конструкционных характеристик основ-
ного блока при старте и на участке выведения на геоцентрическую
орбиту. ЛКИ с использованием ракет «Сатурн 1В» служили для
тех же целей (но в более жестких условиях), а также для испыта-
ний отсека экипажа при входе в атмосферу со скоростью, превыша-
ющей первую космическую, и для испытаний двигательных уста-
новок, систем наведения и управления полетом как основного бло-
ка, так и лунной кабины. ЛКИ с использованием ракет «Сатурн V»,
завершившие испытания кораблей без экипажа, служили для со-
здания некоторых условий, весьма близких к тем, которые ожида-
лись при полетах по штатной программе с высадкой на Луну [466].
Запуски кораблей с экипажем начались значительно позже,
чем предусматривалось первоначально, в связи с трудностями, воз-
никшими в ходе работ и, в первую очередь, в связи с пожаром на
корабле «Аполлон» 27 января 1967 г., в результате которого погиб-
ли три космонавта. До пожара первый запуск с экипажем наме-
чался на 21 февраля 1967 г., а фактически был осуществлен толь-
ко II октября 1968 г.
По состоянию на II квартал 1968 г. (то есть по конец периода,
охваченного частью I обзора) запуски пилотируемых кораблей
«Аполлон» в рамках ЛКИ, предполагали осуществлять в четыре
этапа, которые получили буквенные обозначения С, D, Ей F1
(табл. 30). Предусматривалось, что на каждом этапе проводится
по одному запуску, а, если при этом запуске задачи этапа выпол-
нены не будут, то должно быть произведено столько запусков,
сколько потребуется для выполнения задач.
1 Этап А (см. табл. 29)—отработка основного блока корабля «Аполлон» в
беспилотном варианте* (запуски «Аполлон IV» и «Аполлон VI»); этап В — отра-
ботка лунной кабины в беспилотном варианте (запуск «Аполлон V»).
270
Таблица 29 [466]
Запуски без экипажа в рамках ЛКИ по программе «Аполлон»_
№ п/п Дата запуска Обозна- чение за- пуска* Основная задача запуска Ракета- носитель Состав полезной нагрузки*
1 7.Х 1.63 РА-1 Отработка С АС при возникновении аварийной ситуа- ции на стартовом столе Нет** Макет пажа САС отсека эки- (ВР-6) и
2 13.V.64 А-001 Отработка САС при возникновении аварийной ситуа- ции при полете с зазвуковой скоро- стью «Литл Джо 2»** Макет блока САС основного (ВР-12) и
3 28.V.64 AS-101 Изучение условий старта и выведе- ния на геоцентри- ческую орбиту «Сатурн I» Макет блока САС основного (ВР-13) и
4 18.IX.64 AS-102 Изучение условий старта и выведе- ния на геоцентри- ческую орбиту «Сатурн I» Макет блока САС основного (ВР-15) и
5 8.Х 11.64 А-002 Отработка САС при возникновении аварийной ситуа- ции в момент мак- симального скоро- стного напора «Литл Джо 2»** Макет блока САС основного (ВР-23) и
6 16.11.65 AS-103 Изучение условий старта и выведе- ния на орбиту, а также метеорной обстановки «Сатурн I» Макет блока САС «Пегас основного (ВР-16) с и спутник I»
7 19.V.65 А-003 Отработка САС на большой высо- те (удалось толь- ко на малой высо- те) «Литл Джо 2»** Макет блока САС основного (ВР-22) и
8 25.V.65 AS-104 Изучение условий старта и выведе- ния на орбиту, а также метеорной обстановки «Сатурн I» Макет блока САС «[lerac основного (ВР-26) с и спутник II»
9 29. V 1.65 РА-2 Отработка САС при возникновении аварийной ситуа- ции на стартовом столе Нет** Макет пажа САС отсека эки- (ВР-23А) и
10 30.VII.65 AS-105 Изучение условий старта и выведе- ния на орбиту, а также метеорной обстановки «Сатурн I» Макет блока САС «Пегас основного (ВР-9А) с и спутник III»
271
Продолжение табл. 29.
№ п/п Дата запуска Обозна- чение за- пуска* Основная задача запуска Ракета- носитель Состав полезной нагрузки?
11 20.1.66 А-004 Отработка САС при потере ориен- тации «Литл Джо 2»** : Эксперименталь- ный образец ос- новного блока (SC-002) и САС
12 26.11.66 «Апол- лон I» (AS-201) Испытания носите- ля и отработка входа в атмосферу со скоростью, пре- вышающей первую космическую «Сатурн 1В» Эксперименталь- ный образец ос- новного блока (SC-009) и САС
13 5.VII.66 «Апол- лон II» (AS-203) Испытания носите- ля «Сатурн 1В» Не было
14 25.VIII.66 «Апол- лон III» (AS-202) Испытания носите- ля и отработка входа в атмосферу со скоростью, пре- вышающей первую космическую «Сатурн 1В» Эксперименталь- ный образец ос- новного блока (SC-011) и САС
15 9.Х 1.67 «Апол- лон IV» (AS-501, этап А) Испытания носите- ля и отработка входа в атмосферу со второй косми- ческой скоростью «Сатурн V» Эксперименталь- ный образец ос- новного блока (SC-017) с САС и макет лунной ка- бины (LTA-10R)
16 22.1.68 «Апол- лон V» (AS-204, этап В) Отработка лунной кабины «Сатурн 1В» Лунная кабина (LM-1)
17 4.IV.68 «Апол- лон VI» (AS-502, этап А) Испытания носите- ля и отработка системы обнаруже- ния неисправно- стей (последний запуск без экипа- жа) 1 «Сатурн V» Эксперименталь- ный образец ос- новного блока (SC-020) и САС
• PA(Pad Abort) — спасение в случае аварии на стартовом столе. A(Abort) — аварий-
ное спасение. AS(Apollo-Saturn) — «Аполлон—Сатурн». BP(Boiler Plate) — макет. SC(Ser-
v Ice-Command) —экспериментальный образец основного блока. CSM(Command Service
Module) — основной блок. LTA(Lunar Test Article) — макет лунной кабины. LM(Lunar Mo-
dule) — лунная кабина.
** Запуск произведен на полигоне Уайт Сандс. Если знак ** отсутствует.—с мыса Кен-
неди.
272
Таблица 30
Эволюция планов пилотируемых полетов в рамках программы «Аполлон» и ход выполнения планов (II квартал 1968 г. — II квартал 1971 г.)
Поряд- ковый номер полета Космический корабль 1968 г. 1969 г. 1970 г. 1971 г.
II квартал III квартал IV квартал I квартал II квартал III квартал IV квартал I квартал II квартал III квартал IV квартал I квартал II (до квартал 1 июня)
1 «Аполлон VII» (AS-205) Запланирован на сентябрь 1968 г. Этап С (испыта- ния основного бло- ка на геоцентри- ческой орбите) Октябрь 1968 г. Этап С Совершил полет 11—22 октября 1968 г. Задачи этапа С выпол- нены полностью — — — — — — — —— — —
2 «Аполлон VIII» (AS-503) Запланирован на ноябрь—декабрь 1968 г. Этап D (ис- пытания корабля на низкой круго- вой геоцентричес- кой орбите) Декабрь 1968 г. Этап С/ (испы- тания основно- го блока на гео- центрической или селеноцент- рической орби- те) Совершил полет 21—27 декабря 1968 г. с выхо- дом на селенон, орбиту. Задачи этапа С' выпол- нены полностью
3 «Аполлон IX» (AS-504) Запланирован на февраль 1969 г. Этап Е (испыта- ния корабля на эллиптической гео- центрической орби- те с высотой апо- гея 7400 км) Февраль 1969 г Этап D 28 февраля 1969 г. Этап D Совершил полет 3—13 марта 1969 г. Задачи этапа D выпол- нены полностью — — — — — — *— —
4 «Аполлон X» (AS-505) Запланирован на апрель 1969 г. Этап F (испыта- ния корабля на селеноцентричес- кой орбите) II квартал 1969 г. Этап Е 17 мая 1969 г. Этап F 18‘мая 1969 г. Этап F Совершил полет 18—26 мая 1969 г. Задачи этапа F выпол- нены полностью — —— —— — — — —
5 «Аполлон XI» (AS-506) Запланирован на середину 1969 г. Этап G (выполне- ние целевой зада- чи — высадка на Луну) Лето 1969 г. Этап F Июль 1969 г. Этап G 15 июля 1969 г. Этап G 16 июля 1969 г. Этап G Совершил полет 16—24 июля 1969 г. Задачи этапа G выпол- нены полностью — V — — — — —
6 «Аполлон XII» (AS-507) Вторая полови- на 1969 г. Этап G Ноябрь 1969 г. Этап Н (лунная экспедиция с расширенной программой ис- следований) 14 ноября 1969 г. Этап Н Совершил полет 14—24 ноября 1969 г. Задачи папа Н выпол- нены — — — —
7 «Аполлон XIII» (AS-508) Март 1970 г. Этап Н Март 1970 г. Этап Н 11 апреля' 1970 г. Этап Н Совершил полет 11—17 апреля 1970 г. Полет — — — — —
аварийный, за- дачи не выпол- нены
273
Продолжение табл. 30
Поряд- ковый номер полета Космический корабль 1968 г. 1969 г. 1970 г. 1971 г. _
II квартал III квартал IV квартал I квартал II квартал III квартал IV квартал I квартал II квартал / III квартал IV квартал I квартал II квартал (до 1 июня)
8 «Аполлон XIV» (AS-509) Июль 1970 г. f Этап Н Июль 1970 г. Этап Н Сентябрь- ноябрь 1970 г. Этап Н 1 октября 1970 г. Этап Н 3 декабря 1970 г., а затем 31 января 1971 г. Этап Н 31 января 1971 г. Этап Н 31 января 1971 г. Этап Н * Совершил полет 31 января— 9 февраля 1971 г. Задачи этапа Н выполнены ' —
9 «Аполлон XV» (AS-510) Ноябрь 1970 г. Этап Н Ноябрь 1970 т. Этап Н Март 1971 г. Этап Н Март 1971 г. Этап Н 28 марта 1971 г. Этап Н * г 25 июля 1971 г. Этап J 25 июля 1971 г. Этап J 26 июля 1971 г. Этап J 26 июля 1971 г. Этап J
10 «Аполлон XVI» (AS-511) Март 1971 г. Этап Н Март 1971 г. Этап Н Лето 1971 г. Этап J Июль 1971 г. Этап J 27 августа 1971 г. Этап J Январь 1972 г. Этап J Январь 1972 г. Этап J Март 1972 г. Этап J Март 1972 г. Этап J
11 «Аполлон XVII» (AS-512) Конец 1971 г. Этап J (лунная экспе- диция с иссле- дованиями по еще более рас- ширенной про- грамме с ис- пользованием лунохода) Конец 1971 г. Этап J Первая поло- вина 1973 г. Этап J Март 1972 г. Этап J Март 1972 г. Этап J Июнь 1972 г. Этап J Июнь 1972 п Этап J Декабрь 1972 г. Этап J Декабрь 1972 г. Этап J
12 «Аполлон XVIII» (AS-513) Начало 1972 . г. Этап J Начало 1972 г. Этап J Вторая поло- вина 1973 г. Этап J Начало 1974 г. Этап J Начало 1974 г: Этап J Запуск отменен — — —
13 «Аполлон XIX» (AS-514) .. Середина или конец 1972 г. ' Этап J Середина или конец 1972 г. Этап J 1974 г. Этап J t 1 Конец 1974 г. Этап J Конец 1974 г. Этап J Запуск отменен —
14 «Аполлон XX» (AS-515) - Конец 1972 г. или начало 1973 г. Этап J Конец 1972 г, или начало 1973 г. Этап J Запуск отменен — — — -— —
Источники 15—22, 26 36,47 57- -59, 65, 69, 96—99 111, 117—119, 121—123 230—232 240—243 298—302 376—379 х 442—445 461, 462 . 559, 560 т 632—635 632—635 673
275
Пилотируемые полеты предполагалось производить с интерва-
лами два месяца. Целевую задачу программы «Аполлон» — высад-
ку космонавтов на Луну — планировали решить при пятом пило-
тируемом полете в середине 1969 г. (этап G, корабль «Апол-
лон XI»), что фактически и произошло.
Первый пилотируемый полет (этап С, корабль «Аполлон VII»)
в ‘октябре 1968 г. был успешным и позволил отработать основной
блок на геоцентрической орбите.
Второй пилотируемый полет, назначенный на декабрь 1968 г.,
должен был решать задачи этапа D — испытания корабля (основ-
ной блок+лунная кабина) на геоцентрической орбите. Однако в
связи с неготовностью лунной кабины, в период, отведенный для
полета этапа D, решили провести дополнительный полет основного
блока (этап С', корабль «Аполлон VIII») с выводом на высокую
геоцентрическую или на селеноцентрическую орбиту. Успешное
проведение первого пилотируемого полета способствовало тому,
что на этапе С' решили вывести основной блок на селеноцентричес-
кую орбиту, что и было осуществлено. По заявлению руководите-
лей программы «Аполлон», успешное выполнение этапа С' позво-
лило раньше, чем предполагали, отработать навигацию и некоторое
операции на трассе «Земля—Луна», на селеноцентрической орбите
и на трассе «Луна—Земля», что в очень значительной степени спо-
собствовало дальнейшему развитию работ по программе «Апол-
лон» и осуществлению целевой задачи [466].
Третий пилотируемый полет (этап D, корабль «Аполлон IX»)
был успешным и позволил отработать корабль (основной блок-h
+лунная кабина) на геоцентрической орбите. Успешное проведе-
ние этапов С' и D дало возможность отказаться от этапа Е, преду-
сматривавшего испытания корабля на высокой геоцентрической
орбите. Некоторые специалисты NASA предлагали отказаться и от
полета этапа F, предусматривавшего испытания корабля на селено-
центрической орбите без посадки на Луну, и уже при четвертом
пилотируемом полете в мае 1969 г. сделать попытку выполнить це-
левую задачу. Однако большинство руководителей NASA сочло
необходимым провести полет этапа F.
Четвертый пилотируемый полет (этап F, корабль «Апол-
лон X») был успешно осуществлен, после чего во II квартале
1969 г. был составлен план всех последующих пилотируемых поле-
тов в расчете на использование всех десяти оставшихся ракет-но-
сителей «Сатурн V». Этим планом предусматривалась доставка на
Луну’ десяти экспедиций с интервалами примерно четыре месяца:
— одной экспедиции этапа G на корабле «Аполлон XI» (пер-
вая высадка на Луну). Планировалось пребывание лунной каби-
ны на Луне в течение ~22 час и один выход на Луну длительно-
стью ~2 час. Основная задача — исследование возможности пре-
бывания космонавтов на Луне и их способности производить раз-
личные операции в лунных условиях;
277
— пяти экспедиций этапа Н на кораблях «Аполлон XII, XIII,
XIV, XV и XVI». Планировалось пребыванйе лунной кабины на Лу-
не в течение ~33 час и два выхода на Луну длительностью по
3,5—5 час. Основная задача — исследования на Луне по расширен-
ной программе;
— четырех экспедиций этапа J на кораблях «Аполлон XVII,
XVIII, XIX и XX». Планировалось пребывание лунной кабины на
Луне в течение 67 час и три выхода на Луну длительностью по
6—7 час с использованием луноходов. Основная задача — иссле-
дования на Луне по еще более расширенной программе, съемка и
зондирование Луны с селеноцентрической орбиты с помощью при-
боров комплекта SIM, установленных в основном блоке, вывод на
селеноцентрическую орбиту автоматического спутника.
Пятый пилотируемый полет (этап G, корабль «Аполлон XI»)
ознаменовал собой выполнение целевой задачи. Этот полет состо-
ялся в середине 1969 г. (16—24 июля), как и предусматривалось
планом, разработанным во II квартале 1968 г.
Шестой пилотируемый полет (этап Н, корабль «Аполлон XII»)
состоялся в ноябре 1969 г., через 4 месяца после пятого полета, как
и предусматривалось планом, составленным во II квартале 1969г.
В IV квартале 1969 г. после первой и второй успешных лунных
экспедиций (корабли «Аполлон XI» и «Аполлон XII») интервалы
между последующими экспедициями решили увеличить до 6 меся-
цев, чтобы ученые успевали обработать результаты исследований
предыдущей экспедиции и внести соответствующие коррективы
в программу предстоящей экспедиции. Ученые призывали увели-
чить интервалы до 9 месяцев, но руководство NASA не пошло на
это, поскольку столь долгие перерывы могут привести к дисквали-
фикации персонала, обеспечивающего запуск и полет, а значитель-
ное увеличение общей длительности работ по программе привело
бы к большим дополнительным расходам [286—290]. Одновремен-
но с увеличением интервалов до 6 месяцев было решено не произ-
водить запуски в 1972 г., когда планировался эксперимент с обита-
емой орбитальной станцией «Скайлэб». Кроме того, в связи с вы-
нужденным отказом от дальнейшего производства ракет «Са-
турн V» была отменена одна экспедиция этапа Н (после перену-
мерации кораблей выпал полет корабля «Аполлон XX»), чтобы
высвободившуюся ракету-носитель «Сатурн V» использовать для
запуска этой станции. В I квартале 1970 г. запуск станции
«Скайлэб» был перенесен на 1973 г. и, соответственно, перерыв в
запусках кораблей «Аполлон» — также на 1973 г.
Седьмой пилотируемый полет (этап Н, корабль «Апол-
лон XIII») был аварийным и очередной полет (этап Н, корабль
«Аполлон XIV») был перенесен с 1 октября 1970 г. на 31 января
1971 г., поскольку потребовалось время для расследования причин
аварии и внесения необходимых изменений в конструкцию после-
дующих кораблей. В III квартале 1970 г. отменили еще одну экспе-
дицию этапа Н и одну экспедицию этапа J (после перенумерации
выпали полеты кораблей «Аполлон XVIII» и «Аполлон XIX»), что-
бы компенсировать сокращение бюджета NASA, а также высвобо-
278
дить ракеты-носители «Сатурн V», которые могут быть использо-
ваны для запусков долговременных орбитальных станций и других
объектов [559, 560].
Восьмой пилотируемый полет (этап Н, корабль «Апол-
лон XIV») состоялся в феврале 1971 г. Полет был успешным.
В I квартале 1971 г. запуск корабля «Аполлон XVI» отложили
с января на март 1972 г., а запуск последнего корабля «Апол-
лон XVII» — с июня на декабрь 1972 г., чтобы успеть подготовить
к полету этих кораблей некоторые научные приборы, которые, со-
гласно прежним планам, должны были устанавливаться на кораб-
лях «Аполлон XVIII» и «Аполлон XIX» (полеты этих кораблей на-
мечались на 1974 г.) [632—635].
Планы, согласно которым, три оставшиеся полета кораблей
«Аполлон» состоятся 26 июля 1971 г., в марте 1972 г. и в декабре
1972 г., по состоянию на 1 июня 1971 г. оставались в силе.
Когда в III квартале 1970 г. отменили две лунные экспедиции,
ряд видных американских ученых обратился с письмом протеста
в Сенатскую Комиссию по аэронавтике и космосу. По заявлению
этих ученых, в связи с тем, что с каждой экспедицией масштабы
исследований на Луне расширяются, на две отмененные экспедиции
приходилось более трети общего объема исследований Луны в рам-
ках программы «Аполлон» [572]. Ученые также озабочены тем,
что NASA не включает в состав экипажей кораблей «Аполлон»
космонавтов-ученых. Один из ученых, подписавших протест, ука-
зывает на нецелесообразность затраты полумиллиарда долларов,
чтобы высадить на Луне очередных космонавтов-летчиков.
Сохранение в планах NASA даже трех экспедиций этапа J считают
большой победой ученых, поскольку некоторые лица в NASA были
готовы сократить число лунных экспедиций, чтобы высвободить
больше средств на транспортные корабли [286—290].
В отношении исследований Луны с использованием пилотиру-
емых аппаратов после завершения полетов по программе «Апол-
лон» никаких утвержденных планов нет. В конце 1969 г. NASA
предлагало программу перспективных исследований Луны, состоя-
щую из трех этапов.
На первом этапе (1974—1977 гг.) предлагалось использовать
после некоторого усовершенствования средства, созданные в рам-
ках программы «Аполлон». Эти усовершенствования позволили бы,
при той же продолжительности пребывания космонавтов на поверх-
ности Луны (3 суток), увеличить радиус действия управляемых
космонавтами луноходов до 10 км и более (при дистанционном
управлении луноходом с Земли—до (ООО км), расширить масшта-
бы исследований на поверхности Луны, а также масштабы иссле-
дований с помощью приборов, установленных в основном блоке,
обращающемся по селеноцентрической орбите. На этом этапе пре-
дусматривалось использование ракет-носителей «Сатурн V» с не-
сколько улучшенными энергетическими характеристиками.
На втором этапе (1978--*1981 гг.) предлагалось вывести на
полярную селеноцентрическую орбиту «стандартный» блок оби-
таемой станции типа тех, которые к тому времени должны были
279
использоваться на геоцентрической орбите. Предусматривалось,
что численность экипажа станции на селеноцентрической орбите
составит 6 человек. Космонавты осуществляют съемку и зондиро-
вание Луны, астрономические и радиоастрономические наблюде-
ния, а также анадиз образцов, доставленных с поверхности Луны.
Периодически со станции в различные районы Луны в специальном
посадочном аппарате высаживаются экспедиции в составе трех
человек. Аппарат служит для них убежищем, где они могут прово-
дить до 14 суток, а в аварийных обстоятельствах — еще 14 суток
(в ожидании спасательных средств). Станция на селеноцентричес-
кой орбите потребует для своего обслуживания три типа транс-
портных кораблей, рассчитанных на многократное использование:
транспортные корабли класса «Земля—орбита», транспортные ко-
рабли с ЯРД и транспортные корабли-буксиры. Первые соверша-
ют рейсы между Землей и станцией на геоцентрической орбите,
вторые — между станциями на геоцентрической и на селеноцентри-
ческой орбитах, а третьи — между станцией на селеноцентрической
орбите и поверхностью Луны.
На третьем этапе (1980—1983 гг.) предлагалось начать строи-
тельство обитаемой базы-станции на поверхности Луны. Преду-
сматривалось, что она состоит из «стандартных» блоков обитаемой
станции и доставляется на Луну транспортными кораблями-бук-
сирами. Вначале на базе-станции будет несколько человек, к
1984 г. численность персонала базы-станции считали возможным
довести до 25 человек, а к 1986 г.— до 50 человек. Пребывание
космонавтов на базе-станции могло бы достигать нескольких ме-
сяцев. В дальнейшем предусматривалось создание баз-станций и
в других районах Луны, представляющих особый интерес [367].
В связи со значительным сокращением бюджета NASA и об-
щей тенденцией к свертыванию пилотируемых полетов выполнение
этой программы, по крайней мере, в указанные сроки, совершенно
нереально. Ассигнований на перспективные работы по исследова-
нию Луны с помощыб пилотируемых аппаратов NASA в последние
годы не получало [646].
По завердпении программ «Аполлон» и «Скайлэб»1 останутся
неиспользованными две ракеты-носителя «Сатурн V», четыре ра-
кеты-носителя «Сатурн 1В» и несколько кораблей «Аполлон». NASA
в предварительном порядке рассматривает проект организации
в 1974—1977 гг. четырех полетов кораблей «Аполлон» (запуски
ракетами «Сатурн 1В» на геоцентрическую орбиту) для изучения
природных ресурсов и исследований в рамках борьбы с загрязне-
нием окружающей среды. Одна из задач таких полетов — запол-
нить интервал (1974—1978 гг.), в который утвержденными про-
граммами NASA не предусматривается никаких пилотируемых за-
пусков [647, 675].
1 Программа «Скайлэб», предусматривающая создание в 1973 г. экспери-
ментальной обитаемой орбитальной станции, использует (после определенной мо-
дификации) ракеты-носители, корабли «Аполлон» и пр., созданные в рамках
программы «Аполлон»..
280
ПОЛЕТЫ
ПИЛОТИРУЕМЫХ КОРАБЛЕЙ
„АПОЛЛОН"
КОСМИЧЕСКИЙ КОРАБЛЬ «АПОЛЛОН VII»
Полет космического корабля «Аполлон VII» — первого пилоти-
руемого корабля «Аполлон» — проходил с 11 по 22 октября 1968 г.
Экипаж корабля: Уолтер Ширра (командир), Уолтер Каннингем
(пилот основного блока) и Дон Эйзел (выполнял некоторые функ-
ции пилота лунной кабины). Корабль включал в себя только ос-
новной блок (образец 101), причем без остронаправленной антен-
ны диапазона S, которая не была еще подготовлена. Вес корабля
14,7 т (отсек экипажа 5,75 г, двигательный отсек с неполным запа-
сом топлива 8,95 т). Для запуска использовалась двухступенчатая
ракета-носитель «Сатурн IB» AS-205. Цель полета, относящегося
к этапу С, —комплексные испытания основного блока на геоцентри-
ческой орбите, а также испытания КИК [71].
Программа полета корабля «Аполлон VII» была полностью
выполнена.
ЗАДАЧИ ПОЛЕТА
Всего корабль «Аполлон VII» должен был выполнить 51 зада-
чу [80]. Среди этих задач:
1. Ориентация второй ступени ракеты-носителя с пристыко-
ванным к ней кораблем при помощи двигателей системы ориента-
ции ступени, управляемых по командам космонавтов. При этом
должна имитироваться ориентация ступени с кораблем перед пов-
торным включением двигателя ступени для обеспечения перехода
на траекторию полета к Луне.
2. Причаливание корабля ко второй ступени ракеты-носителя
до расстояния 1—2 м. При этом должно имитироваться причалива-
ние основного блока к лунной кабине при перестроении отсеков.
3. Осмотр (при причаливании корабля ко второй ступени) рас-
крывшихся панелей переходника между ракетой-носителем и ко-
раблем (переходник при этом полете не сбрасывался, а только рас-
крывался).
4. Сближение корабля со второй ступенью ракеты-носителя до
расстояния нескольких десятков метров. Для обеспечения сближе-
283
ния космонавты пользуются секстантом, поскольку радиолокатор
на основном блоке не предусмотрен, а измеритель дальности еще
не был подготовлен к использованию [23]. При этом должно ими-
тироваться сближение основного блока со взлетной ступенью на
селеноцентрической орбите в случае выхода из строя двигательной
установки взлетной ступени или нехватки топлива для нее.
5. Сопровождение последней ступени с помощью секстанта и
сканирующего телескопа, изучение трудностей, которые создает
для такого сопровождения солнечный свет, отраженный от Земли.
Другая цель этого эксперимента — определение способности кос-
монавтов правильно оценивать расстояния в космосе. Оценка кос-
монавтов должна сравниваться с данными наземных средств траек-
торных измерений.
6. Навигация с использованием звезд, а также наземных
ориентиров.
7. Идентификация (за период порядка 6 мин) наземных ориен-
тиров (острова, города, заливы и пр.) с целью тренировки пилота
основного блока, который должен будет за 15-минутный проход
идентифицировать элементы лунного рельефа для уточнения селе-
ноцентрической орбиты корабля, если стандартные радиоизмере-
ния траектории окажутся неудовлетворительными.
8. Визуальное наблюдение земного горизонта для изучения
возможности его использования для ориентации корабля..
9. Наблюдение звезд в дневное и ночное вреуя для отработки
астронавигации, которая потребуется при полете к Луне и возвра-
щении на Землю.
10. Определение параметров орбиты корабля с. помощью бор-
товых средств (секстант и пр.).
11. Испытания Маршевого двигателя корабля, который дол-
жен был включаться восемь раз на различную продолжительность,
в частности, для обеспечения сближения со второй ступенью и для
обеспечения схода с орбиты.
12. Изучение колебаний топлива в баках корабля после ма-
невров.
13’ . Определение точности устройств, измеряющих расход топ-
лива.
14. Определение количества топлива, необходимого для про-
ворачивания корабля вокруг продольной оси с целью обеспечения
расчетного теплового режима.
15. Изучение влияния на работу маршевого двигателя дли-
тельного пребывания в тени (для этой цели корабль разворачивал-
ся отсеком экипажа к Солнцу).
16. Изучение работы радиатора системы терморегулирования.
17. Изучение теплового равновесия бортовых систем.
18. Изучение поведения теплозащитного экрана на днище от-
сека экипажа при входе в атмосферу.
19. Испытания инерциального измерительного блока.
20. Оценка средств отображения и управления на пульте кос-
монавтов.
284
21. Испытания линии связи «борт--Земля». Основной при по-
лете корабля «Аполлон VII» была радиосистема метрового диапа-
зона. Унифицированная радиосистема USBS сантиметрового диа-
пазона S при этом полете проходила отработку и использовалась
в качестве запасной, [72].
22. Испытания бортового радиолокационного приемоотвегчика
во взаимодействии с радиолокатором того типа, который должен
быть установлен на взлетной ступени луннойz кабины и служить
для обеспечения ее встречи с основным блоком на селеноцентри-
ческой орбите. Радиолокатор устанавливается на полигоне Уайт
Сандс.
23. Фотографирование наземных ориентиров (в частности, го-
ры Фудзияма в Японии) и облачного покрова с помощью камеры
Hasselblad с телеобъективом.
24. Телевизионные передачи с борта — впервые в практике
американских пилотируемых полетов. Переносная телевизионная
камера была взята на борт несмотря на возражения космонавтов,
которые не хотели, чтобы руководители полета «подглядывали» за
ними, а также опасались, что телевизионные сеансы помешают вы-
полнению других задач полета.
25. Испытания впервые применявшейся на американских ко-
раблях системы приготовления горячей пищи, в частности, кофе.
26. Испытания 14 наземных и трех корабельных станций сле-
жения, а также системы передачи данных от этих станций с ис-
пользованием связных спутников INTELSAT-2. Длительность пе-
риода видимости для каждой станции ~6 мин [70, 72, 78, 81, 85,
90,91].
Большинство основных задач было запланировано на первые
трое суток одиннадцатисуточного полета, так что даже в случае
аварийного прекращения полета после трех -суток он, по заявле-
нию руководителей NASA, все равно считался бы успешным при
условии, что все задачи, намеченные на эти трое суток, были вы-
полнены [75].
РАСЧЕТНАЯ ПРОГРАММА ПОЛЕТА
Согласно расчетной программе, ракета-носитель «Сатурн 1В»
AS-205 с космическим кораблем «Аполлон VII» запускается со
стартового комплекса № 34 на мысе Кеннеди 11 октября 1968 г.
в 15 час 00 мин1. Окно для запуска 11 октября продолжалось с
15 час 00 мин до 19 час 00 мин [75]. Вторая ступень ракеты-носи-
теля с кораблем выводится на орбиту с высотой перигея 228 км,
высотой апогея 283,5 км и наклонением к плоскости экватора
~32° [70]. Перед отделением корабля космонавты включают
вспомогательные двигатели ступени, которые должны обеспечить
разворот ступени с кораблем на 12° по тангажу, 3° по крену и 3°по
рысканию [72]. В 7 + 2 час 55 мин включаются на 4 сек вспомога-
1 Здесь и далее время по Гринвичу.
285
тельные двигатели корабля, которые обеспечйвают его отделение
от последней ступени. Космонавты разворачивают корабль, с
помощью вспомогательных двигателей осуществляют причалива-
ние к ступени до расстояния 1—2 м и групповой полет в течение
— 40 мин, во время которого фотографируют ступень с раскрыв-
шимися панелями переходника. После фотографирования космо-
навты включают вспомогательные двигатели, в результате корабль
выходит на орбиту, отличную от орбиты ступени, и отдаляется от
нее с таким расчетом, чтобы на вторые сутки полета мог быть про-
изведен эксперимент по сближению корабля и ступени. Этот экспе-
римент начинается в Т+26 час (на 17-м витке). Космонавты вклю-
чают на 10 сек маршевый двигатель, который сообщает кораблю
приращение скорости 63,7 м/сек. В момент включения двигателя
корабль находится на расстоянии — 150 км от ступени впереди по
полету. Через 90 мин маршевый двигатель включается вторично на
7—9 сек (приращение скорости — 55 м/сек) и переводит корабль
на орбиту, «ко-эллиптическую» орбите ступени. Когда расстояние
между кораблем и ступенью сократится до 24 км, включаются
вспомогательные двигатели для обеспечения сближения на конеч-
ном участке. 'Корабль при этом эксперименте не должен очень
близко подходить к ступени. Энергия батарей на ступени к этому
времени уже будет израсходована, ориентация ступени поддержи-
ваться не сможет, и она будет беспорядочно кувыркаться/ После
сближения в течение —30 мин должен осуществляться групповой
полет корабля и ступени/Затем включаются вспомогательные дви-
гатели для перевода корабля на другую орбиту. В последующие
несколько суток осуществляются еще пять включений маршевого
двигателя с целью испытаний его при различной продолжительно-
сти работы — от — 0,5 сек до — 1 мин.
Раз в «сутки в течение 11 —12 мин проводятся сеансы телеви-
зионной передачи, приуроченные к прохождению корабля над стан-
цией в Корпус-Кристи (шт. Техас), оборудованной для приема те-
левизионных изображений с борта (10 кадров/сек; 227 строк) и
преобразования их для передачи по коммерческому телевидению
(30 кадров/сек; 525 строк). На этой станции имеется антенна с от-
ражателем диаметром 9 м. Получаемые с борта изображения пе-
редаются со станции в Корпус-Кристи также и в Центр управле-
ния МСС в Хьюстоне [70—72, 75, 80].
Корабль должен совершить посадку на 164-м витке в Атлан-
тическом океане в 370 км к юго-западу от Бермудских о-вов. В
район посадки высылается авианосец «Эссекс» [75].
ХОД ПОЛЕТА
Предстартовая подготовка и старт
Предстартовая подготовка ракеты-носителя «Сатурн 1В»
AS-205 с кораблем «Аполлон VII» в основном проходила в соответ-
ствии с графиком. Последний этап подготовки начался 11 октября
286
в 00 час 45 мин, то есть в Т — 14 час 15 мин. В состоянии шести-
часовой готовности ракета с кораблем выдерживалась в течение
G час. В Т—6 час предстартовая подготовка возобновилась. В Т—
2 час 27 мин космонавты заняли свои места в корабле, в Т—2 час
был задраен люк. В Т — 33,5 мин перегорели два реле аварийного
подъемника на башне обслуживания, и он застрял на высоте 66 м.
Несмотря на это, предстартовую подготовку решили продолжать.
В Т — 7 мин подготовка была прервана в связи с тем, что посту-
пил сигнал о незавершенности охлаждения двигателя J-2 на
второй ступени. Выяснилось, что сигнал был ложным. Од-
нако в связи с этой задержкой двигательная установка первой сту-
пени была включена почти с трехминутным опозданием — в 15 час
02 мин 42 сек. В 15 час 02 мин 45 сек (Т=0) произошел отрыв ра-
кеты с кораблем от стартового стола (рис. 151) [4]. Отмечается,
что «скорость ветра при запуске достигала 10,3 м!сек, что вдвое
превышало скорость ветра при предыдущих запусках ракет «Са-
турн 1В» [89].
Рис. 151. Запуск ракеты «Сатурн 1В»
AS-205 с кораблем «Аполлон VII»
287
Активный участок и первые сутки полета по орбите
Первая ступень ракеты-носителя отделилась в Т + 2 мин 25 сек
на высоте 62 км. Скорость полета в этот момент составляла
2,32 км/сек. САС была сброшена в 7+2 мин 44 сек. Двигатель вто-
рой ступени выключился в 7+10 мин 24,5 сек, и ступень с кораб-
лем вышла на орбиту с высотой перигея 227 км (228 kmV, высотой
апогея 284,6 км (283,5 км) и наклонением 31,64° (~32°). Началь-
ный период обращения 89,7 мин [80].
В 7+1 час 34 мин остатки топлива ступени были стравлены
почти полностью (осталось 450 кг), в результате чего ступень с
кораблем получила приращение скорости 9,7 м/сек. Затем космо-
навты с помощью ручной системы корабля включили вспомогатель-
ные двигатели (тяга по 68 кг) ступени и осуществили не-
сколько поворотов системы «ступень — корабль» (общая длина
~30 м) по трем осям [91]. В 7 + 2 час 55 мин (7+2 час 55 мин)
космонавты включили систему разделения ступени и корабля, а
затем четыре вспомогательных двигателя корабля, которые обес-
печили приращение скорости 0,3 м!сек. В результате корабль от-
далился от ступени на ~ 15 м. Ширра развернул корабль по тан-
гажу на 180° и по рысканию на 60°, чтобы космонавты могли осу-
ществить причаливание корабля к ступени, фотографирование сту-
пени и оставшегося на ней переходника. Во время группового по-
лета, который продолжался 15 мин (вместо 40 по плану), Ширра
подводил корабль к ступени на расстояние до 1,2—1,5 м. Фотогра-
фия ступени с переходником показана на рис. 152. Четыре панели,
составляющие верхнюю часть переходника, при отделении корабля
должны раскрываться на угол 45°. Три панели (см. рис. 152) рас-
крылись на расчетный угол, а четвертая только на 30°. Отмечалось,
что эта неполадка несущественна, поскольку при всех будущих по-
летах панели должны полностью отделяться, а не раскрываться1 2.
По окончании группового полета были включены вспомогательные
двигатели, которые обеспечили приращение скорости 1,82 м/сек
(отклонение от расчетного значения не превышало 0,03 м/сек), и
корабль перешел на орбиту, несколько отличную, от орбиты ступе-
ни (скорость удаления корабля от ступени 8 км/час). В 7+3 час
30 мин, в соответствии с программой, были включены вспомога-
тельные двигатели, обеспечившие приращение скорости 2 м/сек
для коррекции орбиты корабля, чтобы на следующие сутки он мог
начать эксперимент по сближению со ступенью с исходного рас-
стояния — 150 км. Примерно в 7+15 час на основании траектор-
ных измерений было определено, что возмущение орбиты ступени,
обусловленное аэродинамическим торможением, отличается от рас-
четного, и для проведения эксперимента по сближению орбиту ко-
1 В скобках приводится расчетная величина.
2 Отделять панели решили потому, что опасались прожога тонкостенного
корпуса лунной кабины струей вспомогательных двигателей основного бдока,
отраженной от панелей.
288
Рис. 152. Вторая ступень с переходником, сфото-
графированная космонавтами корабля «Апол-
лон VII» (большой белый диск с прицельным при-
способлением на ступени используется для наве-
дения при причаливании)
289
рабля требуется дополнительно скорректировать. Для такой кор-
рекции были снова включены вспомогательные двигатели (прира-
щение скорости 2 м!сек, расход топлива 12,2 кг) [80].
12 октября (вторые сутки полета)
В Г+26 час (Т + 26 час) начался эксперимент по сближению
корабля с обращающейся по орбите второй ступенью ракеты-носи-
теля. В исходном положении корабль был впереди ступени по по-
лету на расстоянии ~150 км (рис. 153). После соответствующей
ориентации корабля (угол между продольной осью и местной дер-
тикалью 20е) в Г + 26 час 34 мин был включен на 10 сек (10 сек)
маршевый двигатель. Он обеспечил приращение скорости 63 м!сек
и вывел корабль на орбиту с высотой перигея 232 км и высотой
апогея 363 км. Поскольку корабль находился на более высокой ор-
бите, чем ступень, его угловая скорость была меньше, и он оказал-
ся примерно в 170 км позади ступени. В Г+28 час 01 мин марше-
вый двигатель был включен вторично (на 6 сек) и перевел корабль
на орбиту, «ко-эллиптическую>> орбите ступени. В Г+29 час 17 мин,
когда расстояние между кораблем и ступенью сократилось до
28 км (24 км), были включены вспомогательные двигатели (при-
ращение скорости 4,6 м!сек) для обеспечения сближения на конеч-
ном участке. Корабль подошел к ступени на ~20 м и в течение
20 мин (30 мин) совершал групповой полет со ступенью. Затем ко-
рабль с помощью вспомогательных двигателей перешел на дру-
гую орбиту (высота перигея 226 км, высота апогея ~300 км). Кос-
монавты вели наблюдение за ступенью с помощью секстанта на рас-
стоянии свыше 550 км.
Эксперименту по сближению должен был предшествовать пер-
вый за полет сеанс телевизионной передачи с борта. Однако, по
просьбе Ширры, сеанс был отменен, поскольку он отвлекал от под-
готовки к эксперименту по сближению. К Г + 45 час все космонавты
сняли скафандры и одели легкие комбинезоны [80, 92].
13—21 октября (третьи—десятые сутки полета)
13 октября космонавты производили различные эксперименты
и наблюдения, предусмотренные программой [83]. Начиная с это-
го дня, установился суточный цикл из 16 час работы и 8 час отды-
ха. Ширра и Каннингем отдыхали одновременно, Эйзел в этот пе-
риод дежурил, а сам отдыхал после заступления на дежурство пер-
вых двух космонавтов [76].
14 октября проведен первый сеанс телевизионной передачи с
борта. Он, как и последующие сеансы, длился ~10 мин. Изобра-
жение с помощью коммерческой спутниковой системы связи пере-
давалось в Европу.
В этот день отключилась электрическая шина, обеспечиваю-
щая питание переменным током. Каннингем с помощью ручного
переключателя быстро включил ее и этим предотвратил выход из
строя преобразователя постоянного тока в переменный. Опасаясь
290
Рис. 153. Эксперимент по сближению корабля со второй ступенью ракеты-носителя
/ — первое включение маршевого двигателя «расстояние между кораблем и ступенью ~ 150 км);
2 — корабль на более высокой орбите, чем ступень (корабль выше ступени на ~ 90 км); 3 — вто-
рое включение маршевого двигателя (расстояние между кораблем и ступенью — 170 км); 4 — ко-
рабль на орбите, «ко-эллиптической» орбите ступени (корабль ниже ступени на 15 км); 5 — вклю-
чение вспомогательных двигателей на конечном участке сближения (расстояние между кораблем
и ступенью 28 км)
повторного отключения шины, руководители полета приняли реше-
ние немедленно перевести корабль на орбиту с достаточно низким
перигеем, чтобы тормозной импульс для схода с орбиты мог быть
обеспечен вспомогательными двигателями (при отключении шины
невозможно регулирование вектора тяги маршевого двигателя).
Корабль с помощью маршевого двигателя, проработавшего 9 сек
(третье включение), был переведен на орбиту с высотой перигея
167 км и высотой апогея 295 км. Первоначальная программа пре-
дусматривала переход на такую орбиту только в последние дни
полета [80, 91].
15 октября проведен второй сеанс телевизионной передачи. По-
явились симптомы простуды у космонавтов. Отмечалось загрязне-
ние окон, которое мешало нормальным наблюдениям. Произведено
четвертое включение двигателя (на 0,5 сек), в результате чего бы-
ло обеспечено приращение скорости 5,7 м!сёк и высота апогея ор-
биты понизилась до 290 км. 'При этом включении имитировалась
коррекция траектории на трассе «Земля—Луна».
16 октября проведен третий сеанс телевизионной передачи.
Космонавты наблюдали ураган Глэдис. На T+dlO час из 51 зада-
чи оставались невыполненными только 12, причем 6 из них дол-
жны были выполняться в период возвращения на Землю.
17 октября осуществлен четвертый сеанс телевизионной пе-
редачи.
18 октября произведено пятое включение маршевого двигателя
(на 66 сек), при этом было израсходовано ~1,8 т топлива. Прира-
щение скорости составило 502 м/сек. Высота апргея орбиты повы-
силась до ~450 км. Одна из целей этого включения — опробование
ручной системы управления вектором тяги, которая используется в
случае отказа автоматической системы. Первые 36 сек работы дви-
гателя вектор тяги контролировался автоматически системой наве-
дения и навигации, затем Ширра начал регулировать вектор тяги
вручную. Выключение двигателя должен был произвести сам кос-
монавт, однако солнечные лучи мешали ему наблюдать индикатор
приращения скорости, и заданное приращение было превышено
на 15 м!сек.
19 октября проведен пятый сеанс телевизионной передачи. От-
мечается, что космонавты стали раздражительными, поскольку они
выполнили почти все задачи полета и были мало заняты. Им пред-
ложили увеличить продолжительность сна.
20 октября произведено шестое включение маршевого двига-
теля (на 0,4 сек), в результате 'чего было обеспечено приращение
скорости 4,7 м/сек и высота апогея орбиты понизилась до 435 км.
При этом включении имитировалась коррекция траектории на трас-
се «Земля—Луна». Проведен шестой сеанс телевизионной переда-
чи. Космонавтам предложено провести ряд дополнительных экспе-
риментов, не предусматривавшихся программой. Ширра от некото-
рых дополнительных экспериментов отказался, заявив, что они не-
достаточно продуманы руководителями полета [80, 83, 92, 93].
292
21 октября произведено седьмое включение маршевого двига-
теля (на 7 сек) для поворота плоскости орбиты со смещением дол-
готы восходящего узла, что необходимо для обеспечения посадки
в заданном районе. Высота перигея новой орбиты 167 км, высота
апогея 437 км. Проведен последний (седьмой) сеанс телевизион-
ной передачи с борта. В ходе этих семи сеансов (общая продолжи-
тельность ~90 мин) космонавты показывали внутреннее устройст-
во корабля, пульт управления, направляли камеру на себя, а так-
же производили съемку через окна отдельных областей Земли, в
частности, побережья Мексиканского залива. Космонавты демон-
стрировали, перемещение в состоянии невесомости, «плавающие»
в кабине объекты, процесс приготовления пищи и ряд операций по
управлению корабле^ Некоторые сеансы превращались в «клоуна-
ду». Впоследствии руководители полета приказали космонавтам
относиться к телевизионным сеансам более серьезно [80, 81, 83,91].
22 октября (одиннадцатые сутки полета)
В этот день корабль, в соответствии с программой, был воз-
вращен на Землю. У космонавтов вследствие насморка были за-
ложены дыхательные пути, и они опасались, что при резком повы-
шении давления в период возвращения корабля на Землю может
возникнуть острая боль в ушах и даже лопнуть барабанные пере-
понки. В связи с этцм космонавты просили руководителей полета
разрешить им в период возвращения на Землю не надевать ска-
фандров и шлемов, чтобы при резком повышении давления в ка-
бине космонавты могли заткнуть нос и сделать глотательное дви-
жение, создав противодавление на барабанные перепонки. Руко-
водители полета первоначально не разрешали космонавтам оста-
ваться без скафандров и шлемов, опасаясь, что отсек экипажа бу-
дет испытывать вибрапию и тряску в период атмосферного полета,
и космонавты могут удариться об оборудование кабины. В конеч-
ном счете космонавтам разрешили оставаться без шлемов, но ска-
фандры их обязали надеть. Чтобы избежать травм космонавты об-
ложили головы комбинезонами.
Опасались, что в основном районе приводнения может пройти
ураган Глэдис и условия будут неблагоприятны для посадки. Од-
нако ураган прошел стороной. По метеосводке в период приводне-
ния высота волн в этом районе не должна была превышать 0,3 м,
а сплошная облачность не опускаться ниже 450 м [83, 91].
Для обеспечения схода с орбиты на 164-м витке в 7'4-259 час
39 мин (7’i = 0)1 было произведено восьмое и последнее включение
маршевого двигателя. Корабль в момент включения двигателя на-
ходился на высоте 290 км в 480 км к востоку от Гавайских о-вов.
Двигатель проработал 10 сек и уменьшил орбитальную скорость
корабля на ~90 м!сек. В 7'1 + 2 мин по команде космонавтов на-
чался цикл операций по отделению отсека экипажа от двигатель-
1 71 — момент включения маршевого двигателя на торможение.
293
пого отсека. Сработали взрывные болты, соединяющие отсеки, бы-
ли перерезаны все связи между отсеками, оборудование отсека
экипажа переключилось с топливных элементов на химические ба-
тареи, включились на 10 сек вспомогательные двигатели, обеспе-
чившие отвод двигательного отсека от отсека экипажа, затем эти
двигатели были включены на закрутку двигательного отсека и ра-
ботали до полного израсходования топлива.
Отсек экипажа вошел в атмосферу на высоте ~120 км над
Техасом. Вход в атмосферу наблюдали с Земли. В Ti + 17 мин
2 сек, когда отсек пролетал на высоте 92 км над Флоридой, про-
изошло пропадание сигнала вследствие образования ионизирован-
ной оболочки. Связь возобновилась в 7*1+20 мин. В период входа
в атмосферу по командам системы наведения и навигации отсек
поворачивался по крену для обеспечения требуемого аэродинами-
ческого качества. Тормозные парашюты, как и предусматривалось
программой, были введены на высоте 7 км и снизили скорость до
77 м!сек. Основные парашюты были введены на высоте ~3 о в
7*1+25 мин. Сигналы от отсека экипажа через 1 мин после развер-
тывания основных парашютов принял самолет ПСК НС-130, затем
вертолет ПСК, который вел отсек при спуске с высоты 900 м до
высоты 90 м. Скорость в момент приводнения составляла 9,8 м!сек.
Приводнение отсека произошло в 71+30 мин 4 сек. Продолжитель-
ность полета корабля составила 10 суток 20 час 9 мин 4 сек.
Координаты точки посадки 27°32,5' с. ш. и 64°04' з. д. Ошибка
относительно расчетной точки (27°38' с. ш. и 64°10' з. д.) составила
по дальности 5 км и по боку 4,3 км. Отсек опустился в 12 км от
авианосца «Эссекс».
В районе приводнения высота волн была 0,9 м, «скорость за-
падного ветра 10,3 м!сек, высота сплошной облачности 450 му вы-
сота отдельных облаков 180—240 м при видимости менее 16 км.
Волны и не сразу отделившиеся парашюты перевернули отсек дни-
щем вверх. Антенны радиомаяка, работающего в диапазоне мет-
ровых волн, оказались под водой, в результате чего с отсеком в
течение 15 мин не могли установить связь. С помощью трех надув-
ных баллонов отсек был перевернут в расчетное положение (дни-
щем вниз), и связь с ним восстановилась. Он был визуально обна-
ружен вертолетом SH-3D через 22 мин после приводнения, и через
25 мин после приводнения сброшенные с вертолета легкие водо-
лазы подвели под отсек понтон. Космонавты, снявшие скафандры
и одевшие легкие комбинезоны, вышли на надувную лодку и по од-
ному в специальной люльке были подняты на борт вертолета, ко-
торый через 56 мин после приводнения доставил их на авианосец
«Эссекс». Отсек экипажа был поднят на борт авианосца через час.
Телевизионный репортаж об операциях по спасению космонавтов
передавался в реальном масштабе времени через спутник ATS-III
в США и в Европу. На следующие сутки космонавты были достав-
лены самолетом на мыс Кеннеди, где в течение трех дней отчиты-
вались о полете, затем отчет продолжался в Центре MSC в Хью-
стоне. Отсек экипажа был доставлен для осмотра на завод-изгото-
витель фирмы North American Rockwell в Дауни [83, 87, 88, 90, 92].
294
НЕКОТОРЫЕ РЕЗУЛЬТАТЫ ПОЛЕТА
Общая оценка
Руководители программы «Аполлон» очень высоко оценивали
результаты полета космического корабля «Аполлон VII». Руководи-
тель программы «Аполлон» генерал-лейтенант Филлипс назвал по-
лет самым успешным пилотируемым полетом в американской кос-
мической программе, безупречным с технической точки зрения и
весьма важным шагом в подготовке к высадке космонавтов на
Луну. По заявлению Филлипса, это первый космический полет,
поограмма которого была перевыполнена (выполнена на 101%).
При этом подразумевалось, что космонавты провели дополнитель-
ные эксперименты и испытания, не предусмотренные первоначаль-
ной программой, в частности, была продемонстрирована эффектив-
ность надувных баллонов, которые должны обеспечивать перевер-
тывание находящегося наплаву отсека экипажа, если он оказался
в нерасчетном положении. Руководители NASA высказали надеж-
ду, что успешным полетом корабля «Аполлон VII» они восстано-
вили доверие общественного мнения к космической программе и
улучшили отношения с Конгоессом. В результате полета корабля
«Аполлон VII» программа «Аполлон» снова вошла в график, пре-
дусматривающий высадку космонавтов на Луну до 1970 г. [86, 88,
90, 92].
Основные достижения
Основными достижениями полета считали:
1. Успешные испытания бортовых систем основного блока, ко-
торый после этого полета сочли достаточно отработанным для по-
летов к Луне. Система жизнеобеспечения поддерживала в кабине
давление 0.37 кг!см\ температуру 19 — 20,5°С и относительную
влажность 70%. Успешно прошел испытания маршевый двигатель
при работе в различных режимах, а также вспомогательные дви-
гатели. Для закрутки корабля со скоростью 2 град)сек относитель-
но продольной оси требовалось восемь импульсов вспомогательных
двигателей, для закрутки с такой же скоростью относительно оси
тангажа и оси рыскания — десять импульсов. Испытания системы
навигации и наведения продолжались до 10 час в сутки. Космо-
навты подчеркивали хорошую слышимость при использовании уни-
фицированной радиосистемы USBS, работающей в диапазоне S,
а также большую дальность действия этой системы. Отмечалось,
что связь была много лучше, чем при предыдущих пилотируемых
полетах. Хорошее качество связи отмечали и представители Цент-
ра управления МСС в Хьюстоне, где, в частности, принимали сиг-
налы диапазона S, ретранслированные самолетами ARIA. Успешно
прошли испытания радиаторы системы терморегулирования.
2. Получение медико-биологических данных, которые в соче-
тании с данными, полученными при полетах спутников «Джемини»,
послужили основой при планировании лунных экспедиций. Отме-
чалось, что космонавты корабля «Аполлон VII» быстро приспосо-
295
бились к работе в условиях невесомости, с помощью поручней лег-
ко перемещались по кабине, затруднений при пользовании обору-
дованием не возникало, размещение его в кабине оказалось удоб-
ным. На участке выведения пульс у Ширры был всего 87 ударов
в минуту — самый низкий пульс, зарегистрированный у американ-
ских космонавтов на этом участке. В течение всего полета частота
пульса и дыхания космонавтов находилась в пределах нормы. При
одном из включений маршевого двигателя пульс у Эйзела поднял-
ся с 85—90 до 118. Барабанные перепонки космонавтов при повы-
шении давления не пострадали, травм головы (вследствие возвра-
щения без шлемов) не было.
3. Подтверждение эффективности модификации . корабля
«Аполлон» после пожара.
4. Выполнение всех запланированных и некоторых дополни-
тельных испытаний и экспериментов.
5. Демонстрация достаточной стабилизации корабля даже в
режиме дрейфа. Перемещение космонавтов внутри корабля не де-
стабилизировало его [81, 90—92].
Основные неполадки и трудности
За период полета корабля «Аполлон VII» зарегистрировано
до 50 различных неисправностей [88], однако только две из них,
по заявлению Филлипса, требовали серьезной модификации основ-
ного блока, прежде чем его можно будет считать подготовленным
для полетов к Луне. Отмечается, что анализ даже тех неполадок,
которые не являлись серьезными, начинали в подразделениях
NASA и соответствующих промышленных фирм немедленно после
возникновения этих неполадок, не дожидаясь возвращения кораб-
ля. Также немедленно начинали разрабатывать меры для устра-
нения неполадок. К неполадкам, потребовавшим серьезной моди-
фикации, относятся отключение шины в системе подвода перемен-
ного тока и затруднения с устройством для подзарядки батареи в
отсеке экипажа [90, 92].
От шины питаются насосы теплоносителя, вентиляторы в ка-
бине, вентиляторы в бачках жидкого водорода и жидкого кислоро-
да, компрессоры скафандров, система регулирования вектора тя-
ги маршевого двигателя и пр. При отключении шины загорелась
красная аварийная лампочка на пульте управления космонавтов.
Каннингем немедленно с помощью ручного переключателя вклю-
чил шину. Отмечается, что по команде с Земли этого сделать было
бы нельзя. В результате из-за отключившейся шины вышел бы из
строя преобразователь постоянного тока в переменный, корабль
пришлось бы перевести на питание от химических батарей, ресурс
которых рассчитан всего на несколько часов, и стало бы неизбеж-
ным аварийное прекращение полета. Первоначально причиной вы-
ключения шины считали мгновенный скачок напряжения при вы-
ключении вентилятора. Был пересмотрен порядок операций при
включении и выключении вентиляторов. Однако позже проведен-
ные на Земле эксперименты показали, что выключение вентилято-
ров не могло привести к отключению шины [80, 81, 84, 91, 92].
296
Характеристики устройства для подзарядки батареи оказались
чувствительными к изменению давления. '
Ниже перечисляются некоторые другие неполадки и трудности,
встретившиеся при полете космического корабля «Аполлон VII».
1. Затруднительным оказалось наблюдение звезд в дневное
время и использование земного горизонта в качестве ориенти-
ра [81].
2. Космонавты испытывали трудности при наблюдении земных
ориентиров, однако считают, что при наблюдении лунных ориенти-
ров этих трудностей не будет, поскольку скорость корабля относи-
тельно Луны меньше. Наблюдались трудности при вводе в борто-
вое вычислительное устройство переданных с Земли данных, необ-
ходимых для проведения экспериментов по наблюдению земных
ориентиров. Позже выяснилось, что эти данные были неверны-
ми [92].
3. Наблюдениям с помощью бортового телескопа мешало за-
грязнение объектива «космической пылью» или продуктами сгора-
ния двигателей [91].
4. Наблюдениям мешало загрязнение окон. Наибольшие за-
грязнения были на окне в крышке люка. Через это окно почти
нельзя было видеть горизонт. Космонавтам приходилось ориенти-
ровать корабль так, чтобы можно было наблюдать горизонт, через
два боковых окна, что оказалось очень неудобным. Окна, через ко-
торые велось наблюдение в период причаливания и сближения со
второй ступенью, почти не были загрязнены, только стекло обесцве-
тилось по краям. Отмечалось, что при сливе за борт жидких отхо-
дов образовывались облака ледяных кристаллов, которые в тече-
ние нескольких минут затрудняли оптические наблюдения [80,
91, 92].
5. Наблюдались радиопомехи из-за работы широковещатель-
ных радиостанций [79].
6. Качество получаемых на Земле телевизионных изображений
с борта было сравнительно низким, что объясняют, в частности,
большими колебаниями освещенности на борту. Кроме того, ко-
рабль не был снабжен остронаправленной антенной [84].
7. Неисправно работал один из акселерометров [91].
8. На пульте вспыхнул сигнал неисправности в системе регу-
лирования расхода кислорода, но выяснилось, что расход был нор-
мальным, а был неисправен датчик расхода [79].
9. При эксперименте по сближению расход топлива для вспо-
могательных двигателей превысил расчетный. Для экономии топ-
лива корабль на некоторое время был положен в дрейф. Отмеча-
лось, что при данном полете перерасход топлива опасности не пред-
ставлял, но при полете к Луне это могло создать критическую си-
туацию [91]. При одном из включений вспомогательных двигате-
лей в связи с кратковременным заеданием ручки управления не
удалось их своевременно выключить, и было перерасходовано
3—5 кг топлива. Позже заедание удалось устранить [80]. В связи
297
с перерасходом топлива космонавты ввели режим строгой эконо-
мии и даже отказывались проводить некоторые дополнительные
эксперименты, требующие расхода топлива. В результате к концу
полета в баках вспомогательных двигателей оставалось 180 кг топ-
лива [92].
10. При прохождении кораблем перигея орбиты возникали
вращающие моменты, особенно при низком перигее порядка 167 км.
Например, при прохождении перигея в 7'4-121 час 51 мин скорость
вращения по тангажу -составляла 0,3 град!сек. Если корабль про-
ходил перигей, находясь в режиме дрейфа, то отклонения от рас-
четного положения по тангажу достигали 45°. Это явление при
полетах спутников «Джемини» оно не наблюдалось [92].
11. Произошло кратковременное замерзание и некоторое по-
вышение давления хладагента в радиаторе. Предполагают, что на
внешней поверхности радиатора осели продукты сгорания РДТТ
для отбрасывания САС, и это изменило'характеристики поверх-
ности.
12. Наблюдались отказы отдельных топливных элементов.
13. На полу кабины конденсировалась вода, ее удаляли с по-
мощью устройства, работающего по принципу пылесоса [79,80,91].
14. Примерно на 5 мин прекратилась подача электроэнергии
от общей сети в Центр управления 1МСС в Хьюстоне. Однако ос-
новные системы связи и ЭВМ работали бесперебойно, поскольку
они имеют автономные генераторы. 20 октября примерно на 15 мин
вышла из строя ретрансляционная станция КИК в Пенсборо (шт.
Западная Виргиния), передача телеметрической информации при
этом прервалась всего на 90 сек. Выходила из строя станция прие-
ма и преобразования телевизионных изображений в Корпус-Крис-
ти [79].
15. Питьевая вода имела неприятный привкус вследствие хло-
рирования. Бак с питьевой водой соединен с баком для жидких от-
ходов. На соединительном трубопроводе установлен клапан. Питье-
вая вода хлорируется на случай неисправности клапана. После то-
го как космонавты начали жаловаться на неприятный привкус, им
разрешили отказаться от хлорирования. Кран горячей воды для
приготовления пищи покрылся коричневым налетом, который, прав-
да, был признан безвредным. Позже кран стало заедать, и космо-
навты растворяли обезвоженную пищу холодной водой. К концу
полета стало заедать и кран холодной воды.
16. Космонавты жаловались, что пища была слишком жирной
и сладкой, пластмассовая упаковка разрывалась не в нужных мес-
тах, и пища крошилась, загрязняя кабину. Крошки приходилось
ловить, чтобы они не попали в электронное оборудование. Жалобы
на слишком жирную и сладкую пищу частично объясняют насмор-
ком космонавтов (при этом заболевании хочется легкой жидкой
пищи).
298
17. Неудачной оказалась система крепления на теле космонав-
тов телеметрических датчиков частоты пульса и дыхания. Эта си-
стема причиняла неудобства космонавтам, наблюдались обрывы
проводов. Ширра отказался чинить провода, опасаясь проскаки-
вания искры и возникновения пожара в кислородной атмосфере.
К концу полета космонавты сняли с себя систему крепления дат-
чиков. В результате в течение трех суток не поступала важная ме-
дико-биологическая информация. По заявлению д-ра Берри, меди-
цинского руководителя полета, такая неисправность при полете к
Луне могла бы стать причиной аварийного возвращения.
18. Неудачной оказалась также конструкция подвесных коек
для сна. Голова и руки космонавтов «плавали» в состоянии неве-
сомости. В связи с этим космонавты предпочитали спать в креслах,
затянув привязную систему.
19. Программа полета в первые несколько суток была на-
столько насыщенной, что космонавты успевали спать не более
5 час в сутки при норме 8 час. По требованию космонавтов, про-
грамма была изменена, чтобы они могли спать полные 8 час. Это
было тем более необходимо, что космонавты заболели насморком.
Космонавты не брились и не мылись. 'К концу полета они стали жа-
ловаться на неприятный запах в кабине. Никаких средств деодора-
ции на борту предусмотрено не было [81, 84, 91, 92].
20. Определенную проблему представило заболевание Ширры,
а затем и других космонавтов насморком, хотя это дало важную
информацию для специалистов-медиков. Д-р Берри отметил, что
такой насморк, каким заболели космонавты корабля «Аполлон VII»,
не заставил бы прервать полет к Луне. Но такое заболевание до
полета привело бы к его отсрочке или замене экипажа на дубли-
рующий. Насморк протекал в сравнительной легкой форме (тяже-
лее других у Ширры, хотя и у него не было зарегистрировано по-
вышения температуры), иначе могло бы не хватить сравнительно
небольшого запаса противопростудных средств в бортовой аптечке
(72 таблетки аспирина и 24 таблетки отхаркивающего средства).
Насморк и прием медикаментов, по-видимому, не отразились на ра-
ботоспособности космонавтов. Космонавты жаловались, что дыха-
ние чистым кислородом вызывало пересыхание слизистой оболочки
носа и головные боли. В связи с тем, что дыхательные пути у кос-
монавтов были заложены, они приняли специальные меры, чтобы
предотвратить повреждение барабанных перепонок при резком по-
вышении давления в кабине во время возвращения корабля на
Землю [81, 83, 91, 92].
21. После приводнения космонавты прошли испытания на ве-
лоэргометре. При этом было обнаружено существенное снижение
тонуса сердца, легких и мышечной системы. Это наблюдалось и
при полетах космонавтов на спутниках «Джемини», но ожидали,
что в более просторной кабине корабля «Аполлон», где условия
благоприятнее, снижение тонуса будет меньше [92].
299
КОСМИЧЕСКИЙ КОРАБЛЬ «АПОЛЛОН VIII»
Полет космического корабля «Аполлон VIII» проходил с 21 по
27 декабря 1968 г. Экипаж корабля: Фрэнк Борман (командир),
Джеймс Ловелл (пилот основного блока) и Уильям Андерс (вы-
полнял некоторые функции пилота лунной кабины). Корабль вклю-
чал в себя только основной блок (образец 103). Вес корабля
28,9 т1 (отсек экипажа 5,6 т, двигательный отсек 23,3 т). Для за-
пуска использовалась ракета-носитель «Сатурн V» AS-503. Это был
первый случай использования ракеты «Сатурн V» для запуска пи-
лотируемого корабля. Цель полета, относящегося к дополнитель-
ному этапу С', —комплексные испытания основного блока с выво-
дом на селеноцентрическую орбиту, а также испытания КИК и
ПСК П26].
Программа помета корабля «Аполлон VIII» была полностью
выполнена.
ЗАДАЧИ ПОЛЕТА
Основными задачами полета космического корабля «Апол-
лон VIII» являлись:
1. Летные испытания модифицированной ракеты-носителя
«Сатурн V». Модификация предусматривала:
а. Ввод гелия в камеры предварительных клапанов на магист-
рали подачи окислителя в периферийные ЖРД F-1 первой ступени
для предотвращения возникновения продольных колебаний повы-
шенной амплитуды, как при запуске «Аполлон VI».
б. Отказ от гибких соединений на трубопроводах подачи ком-
понентов топлива во вспомогательные воспламенительные устрой-
ства ЖРД J-2 на второй и третьей ступенях. При запуске «Апол-
лон VI» в этих гибких соединениях возникла утечка.
в. Использование на третьей ступени ЖРД J-2 с повышенной
тягой (максимальная тяга 104,5 г).
г. Применение нагревателя для гелия, используемого в систе-
ме наддува бака окислителя третьей ступени перед повторным
включением двигателя.
1 Не считая веса (9 г) макета лунной кабины, который не должен был от-
деляться от последней ступени ракеты-носителя.
300
Чтобы перегрузки на участке выведения не превышали 4, пре-
дусматривалось более раннее выключение центрального двигателя
первой ступени.
2. Проверка способности третьей ступени ракеты-носителя
обеспечить перевод корабля «Аполлон» с геоцентрической орбиты
на траекторию полета к Луне.
3. Испытания следующих узлов и агрегатов основного блока
корабля «Аполлон» в условиях полета к Луне:
а. Маршевого и вспомогательных двигателей. На корабле был
установлен маршевый двигатель первоначально изготовленный для
более позднего образца (образец 106) основного блока1, поскольку
требовалось выдерживать условия полета к Луне. В частности,
система клапанов двигательной установки была рассчитана на бес-
перебойное функционирование после длительного охлаждения (до
—150°С в тени Луны) [61].
б. Системы наведения и навигации.
в. Системы связи, в частности, впервые установленной на ко-
рабле остронаправленной антенны диапазона S (на корабле
«Аполлон VII» она не устанавливалась, поскольку была неготова)
[611.
Кроме того, предусматривалась оценка правильности опреде-
ления гарантийных запасов топлива, а также эффективности пас-
сивного терморегулирования путем проворачивания корабля отно-
сительно продольной оси, чтобы избежать перегрева отдельных
участков корпуса Солнцем.
В определенной мере перечисленные испытания и оценки были
произведены при И-суточном полете корабля «Аполлон VII», од-
нако условия полета по геоцентрической орбите отличны от усло-
вий полета к'Луне.
4. Проверка действий экипажа, оценка правильности расчет-
ных временных графиков и последовательности операций, а также
накопление информации, которая позволила бы повысить эффек-
тивность наземных тренировок, главным образом, тренировок в
имитированных полетных условиях.
5. Испытания средств КИК и ПСК.
6. Разработка методов более точного определения параметров
селеноцентрической орбиты при использовании бортовых навига-
ционных средств в сочетании с наземными средствами траекторных
измерений.
7. Телевизионные передачи с борта (всего 6 сеансов).
8. Съемка с помощью двух фотокамер Hasselblad с телеобъек-
тивом и двух кинокамер Maurer. Космонавты должны были сни-
мать: лунную поверхность вертикально при большом угле возвы-
шения Солнца над горизонтом для изучения отражающих свойств
поверхности; терминатор под некоторым углом для изучения воз-
можности визуального определения характера рельефа; потенциаль-
ные участки, выбранные для посадки кораблей «Аполлон»; участки
1 Первоначально полет к Луне предполагалось совершить только на этапе
F, а фактически он был совершен на три этапа раньше.
301
посадки аппаратов «Сервейор»; элементы рельефа, представляю-
щие научный интерес, в частности, лунные моря (через красный и
синий светофильтры), чтобы сравнить с наземными наблюдениями;
поверхность Луны при низком уровне освещенности и в отражен-
ном свете Земли; солнечную корону; Землю с большого расстоя-
ния; противосияние и зодиакальный свет (в периоды пребывания
корабля в тени Луны); звездное небо, в частности, с целыО опре-
деления помех, создаваемых загрязнениями на окнах кабины при
астронавигационных наблюдениях. В задачу космонавтов входило
также получение стереоскопических снимков полосы лунной по-
верхности непосредственно под кораблем, который в период съем-
ки должен был ориентироваться таким образом, чтобы его про-
дольная ось совпадала с лунной вертикалью. Эти снимки предназ-
начались для анализа характера поверхности, а также для фото-
метрических исследований. Космонавты должны были снимать ок-
на кабины и пространство вокруг корабля для фиксации загрязне-
ний. Предусматривалась съемка космонавтами друг друга во вре-
мя различных операций, что имело значение для будущих полетов.
По сравнению с фотографиями, полученными по телевизионным ка-
налам от аппаратов «Лунар орбитер», фотографии, сделанные кос-
монавтами корабля «Аполлон VIII», должны были иметь в 3 раза
лучшее разрешение для видимой и в 20 раз лучшее разрешение
для невидимой стороны Луны [126, 133, 140].
РАСЧЕТНАЯ ПРОГРАММА ПОЛЕТА
Согласно расчетной программе, ракета-носитель «Сатурн V»
AS-503 с космическим кораблем «Аполлон VIII» запускается со
стартового комплекса № 39 на мысе Кеннеди 21 декабря 1968 г.
в 12 час 51 мин'. Окно для запуска 21 декабря продолжалось до
17 час 32 мин. Окна были и во все последующие дни до 27 декабря
включительно, а затем только 18 января 1969 г. Окно 21 декабря
было основным, поскольку оно обеспечивало заданный угол возвы-
шения Солнца над горизонтом при наблюдениях и съемке основно-
го потенциального участка посадки первой лунной экспедиции
(в Море Спокойствия). При запуске в остальные упомянутые окна
в декабре 1968 г. производилась бы съемка запасных потенциаль-
ных участков посадки на Луне [126].
Расчетная программа предстартовой подготовки корабля
«Аполлон VIII», выведения на начальную геоцентрическую орби-
ту, перехода на траекторию полета к Луне и полета по трассе
«Земля—Луна» (рис. 154) соответствовала типовой программе, из-
ложенной выше.
В Т+69 час 07 мин 29 сек, когда корабль находится на рассто-
янии 128 км от Луны, включается на 246 сек маршевый двигатель.
В результате скорость корабля относительно Луны (2557 м/сек
[142]). уменьшается на 912 м/сек, и он переходит на эллиптичес-
кую селеноцентрическую орбиту с высотой периселения 111 км и
высотой апоселения 315 км. Наклонение орбиты к плоскости лун-
ного экватора 12° [126].
1 Здесь и далее время по Гринвичу.
302
Рис. 154. Расчетная схема полета космического корабля «Апол-
лон VIII»
/- запуск с мыса Кеннеди ракетой-носителем «Сатурн V»; 2 — повторное
включение двигателя третьей ступени для обеспечения перехода с геоцентри-
ческой орбиты на траекторию полета к Луне; .7 — отделение корабля от
третьей ступени: 4 — перевод корабля с траектории полета к Луне на селе-
ноцентрическую орбиту (сначала эллиптическую, потом - круговую); 5 — пе-
ревод корабля с селеноцентрической орбиты на траекторию полета к Земле;
6 — приводнение отсека экипажа корабля в центральной части Тихого океана
303
Расчеты показывали, что если двигатель проработает не
246 сек, а менее 80 сек, то корабль совершит облет Луны без выхо-
да на селеноцентрическую орбиту и возвратится на -Землю. Если
двигатель проработает 80—НО сек, то корабль, облетев Луну, на-
правится к Земле, но не сможет выйти из поля тяготения Луны и
упадет на нее. Если двигатель проработает более ПО сек, но менее
246 сек, корабль выйдет на нерасчетную селеноцентрическую
орбиту [131].
По эллиптической селеноцентрической орбите корабль делает
два витка, после чего переводится на круговую селеноцентрическую
орбиту высотой 111 км. Для этой цели в Т+73 час 30 мин 53 сек
включается на ~10 сек маршевый двигатель, который уменьшает
скорость на 42,1 м)сек. В период обращения по селеноцентричес-
ким орбитам космонавты производят проверку бортовых систем,
фотографируют поверхность Луны (в частности, потенциальные
участки посадки), солнечную корону и Землю, а также наблюдают
элементы лунного рельефа, которые могут быть использованы в ка-
честве ориентиров на подходе к выбранным участкам посадки. Со-
вершив восемь витков по круговой селеноцентрической орбите,
космонавты в 7 + 89 час 15 мин 07 сек включают на 198 сек мар-
шевый двигатель, который сообщает кораблю приращение скорости
1073 м!сек и переводит его на траекторию полета к Земле. Ско-
рость корабля относительно Луны в момент выключения двигателя
составляет 2719 м)сек [126, 142]. Программа полета по трассе
«Луна—Земля», входа в атмосферу и приводнения аналогична ти-
повой программе. Расчетное место приводнения в Тихом океане
близ о. Рождества (4°55' с. ш. и 165° з. д.). В этот район высылает-
ся авианосец «Йорктаун». Расчетная длительность полета 6 суток
3 час [126].
В случае вывода корабля на расчетную траекторию полета к
Луне, но отказа по какой-либо причине от перевода на селеноцент-
рическую орбиту, корабль совершил бы облет Луны на расстоянии
несколько более 100 км и возвратился на Землю в Т+ 136 час с по-
садкой в Атлантическом океане у берегов Африки [153].
ХОД ПОЛЕТА
Корабль «Аполлон VIII» был запущен в расчетное время
12 час 51 мин 21 декабря 1968 г. ракетой-носителем «Сатурн V»
AS-503 со стартовой площадки А комплекса № 39 на мысе Кенне-
ди. Старт был произведен с опозданием всего 65 мсек [142]. Ко-
рабль вышел на орбиту с высотой перигея 189,4 км (191 км)1 и
высотой апогея 190,1 км (191 км). Наклонение орбиты 32,5°, пери-
од обращения 88,19 мин. Орбитальная скорость 7793 м)сек.
1 В скобках указывается расчетная величина.
304
Полет по геоцентрической орбите, второй старт, полет
по трассе «Земля—Луна»
В период полета по геоцентрической орбите космонавты и на-
земные службы провели проверку бортовых систем и убедились в
их исправности. Последняя ступень с полезной нагрузкой (общий
вес на орбите 127 900 кг [152]) ориентировалась параллельно зем-
ному горизонту. В Т+2 час 28 мин [1,46] космонавтам было дано
разрешение на переход на траекторию полета к Луне. Точно в рас-
четное время в Т-|-2 час 50 мин 31 сек был повторно включен дви-
гатель последней ступени ракеты-носителя, который проработал
317 сек (312 сек), сообщил приращение скорости ~3200 м!сек и
перевел ступень с полезной нагрузкой на траекторию полета к Лу-
не. Начальная скорость на этой траектории составляла 10993 м/сек
и отличалась от расчетной величины на 2,1 м/сек. Факел двигателя
визуально наблюдали на Гавайских о-вах [146, 150, 153].
После выхода на траекторию полета к Луне Борман развернул
ступень с кораблем так, чтобы корабль был обращен передней
частью к Солнцу, что обеспечивало необходимое освещение при
предстоящем фотографировании. В Т+3 час 21 мин (Т+3 час
09 мин) корабль отделился от ступени, развернулся на 180° и в те-
чение некоторого времени совершал с ней групповой полет. Кос-
монавты фотографировали отделение панелей переходника и уста-
новленный на ступени макет лунной кабины. Завершив групповой
полет, космонавты включили вспомогательные двигатели корабля,
которые сообщили ему приращение скорости 0,5 м/сек и обеспечи-
ли удаление от ступени. Затем были произведены слив остатка кис-
лорода через основной двигатель ступени и включение ее вспомога-
тельных двигателей. В результате было обеспечено расчетное при-
ращение скорости (27 м/сек), однако вследствие недостаточно точ-
ного контроля ориентации ступень сблизилась с кораблем и следо-
вала за ним на расстоянии 150—300 м'. Это сочли опасным, и было
принято решение произвести в 7’+4 час 45 мин не предусмотрен-
ное программой включение вспомогательных двигателей корабля,
которые обеспечили приращение скорости ~2,3 м/сек и увод ко-
рабля от ступени на безопасное расстояние. Импульс вспомога-
тельных двигателей был намеренно сделан несколько больше, чем
требовалось, чтобы впоследствии иметь возможность провести кор-
рекцию с помощью маршевого двигателя, а не вспомогательных
двигателей.
Вскоре после разделения ступень и корабль были сфотогра-
фированы с помощью камеры «Вакег-Nunn» на станции наблюде-
ния за спутниками в Сан-Фернандо (Испания), принадлежащей
Смитсонианской астрофизической обсерватории. На этой фотогра-
фии было видно облако протяженностью 750 км (на высоте
~50000 км), образовавшееся в результате слива остатка кислоро-
да из бака ступени [146, 150, 156, 166].
1 Ступень с установленным на ней макетом лунной кабины в конечном сче-
те вышла на гелиоцентрическую орбиту с перигелием 137 млн. км и афелием
148 млн. км. Период обращения 340 суток [166].
305
На трассе полета «Земля—Луна» корабль «Аполлон VIII»
большую часть времени был ориентирован таким образом, чтобы
его продольная ось составляла угол 90±20° с направлением на
Солнце. При этом корабль проворачивался относительно продоль-
ной оси со скоростью 0,1 град/сек (1 об/час) для поддержания за-
данного температурного режима. Несмотря на такое проворачива-
ние наблюдались существенные колебания температуры (до
±40°) хладагента на входе в испаритель (при орбитальном полете
корабля «Аполлон VII» подобные колебания не превышали ±8°).
Однако все системы работали нормально.
В Г + 5 час 40 мин, когда корабль находился на расстоянии
~55 тыс. км от Земли, была установлена в рабочее положение
остронаправленная антенна, которая обеспечила очень высокое ка-
чество связи, причем некоторое запаздывание сигнала не затрудня-
ло связь.
В 7'+10 час 55 мин, когда корабль находился на расстоянии
~ 96 000 км от Земли [155], была произведена первая коррекция
траектории с помощью маршевого двигателя, который проработал
~2,4 сек и обеспечил приращение скорости 7,3 м/сек. Коррекция
была отложена на 2 часа (расчетное время для первой коррекции
Г+9 час), чтобы можно было включить двигатель на более про-
должительное время. Использовать для коррекции не вспомога-
тельные двигатели, а маршевый решили с целью его испытаний
перед включением для обеспечения перехода на селеноцентричес-
кую орбиту, а также с целью экономии топлива для вспомогатель-
ных двигателей.
Примерно в Г+19 час Борман почувствовал тошноту и боль
в желудке. У него начался понос. Некоторое недомогание испыты-
вали и другие космонавты. Приняв по таблетке против укачивания
и по таблетке закрепляющего, космонавты почувствовали себя
лучше.
В Г + 31 час 14 мин (Г+31 час 15 мин), когда корабль нахо-
дился на расстоянии 255 тыс. км от Земли, начался первый сеанс
телевизионной передачи с борта. Качество изображения при съем-
ке кабины и космонавтов было удовлетворительным, при съемке
Земли телеобъективом — неудовлетворительным.
В Г +~55 час (Г+ 55 час 15 мин) был проведен еще один
сеанс телевизионной передачи с борта. Путем подбора фильтров
качество съемок телеобъективом удалось улучшить, и была по-
казана Земля с расстояния ~ 330 000 км.
В Г+55 час 38 мин корабль вышел из поля тяготения Земли
и вошел в поле тяготения Луны. В этот момент его скорость была
наименьшей (994 м/сек) [146, 147, 150, 153, 159].
В Г+61 час была произведена вторая и последняя коррекция
траектории на трассе «Земля—Луна» (предусматривалось до четы-
рех коррекций, но от двух из них отказались). Вспомогательные
двигатели проработали ~12 сек и уменьшили скорость корабля
на 0,6 м/сек. Вес корабля после коррекции составлял 28 525,5 кг
[148, 153, 155].
306
Переход на селеноцентрическую орбиту, обращение по ней
и переход на траекторию полета к Земле
Разрешение на переход на селеноцентрическую орбиту космо-
навты получили в 7+68 час 04 мин. В Г+68 час 58 мин 45 сек ко-
рдбль зашел за Луну, и в 7 + 69 час 08 мин (7+69 час 07 мин
29 сек), в период радиозахода, когда корабль находился на рас-
стоянии 126 км (128 км) от Луны, был включен маршевый двига-
тель, который проработал 246,5 сек (246,0 сек) и снизил скорость
корабля относительно Луны на 913 м!сек (912 м!сек). Новая ско-
рость корабля составляла ~ 1600 м/сек, он вышел на эллиптичес-
кую селеноцентрическую орбиту с высотой периселения 113 км
(111 км) и высотой апоселения 312 км (315 км). Наклонение (12°)
к плоскости лунного экватора соответствовало расчетному: импульс
двигателя изменил на 2° плоскость полета, чтобы создать более
благоприятные условия наблюдения потенциальных мест посадки.
Период обращения составлял 2 час 10 мин. Пульс Бормана в пе-
риод работы двигателя поднялся до 130 ударов в минуту [146—148,
150, 153, 159].
В период обращения по эллиптической селеноцентрической ор-
бите космонавты производили фотографирование поверхности Лу-
ны, вели визуальные наблюдения и осуществляли навигационные
эксперименты.
В 7+71 час 34 мин (7 + 71 час 35 мин) был проведен третий
телевизионные сеанс (с эллиптической орбиты). Космонавты пока-
зывали Луну.
В 7+73 час 35 мин (7+73 час 30 мин 53 сек), совершив два
витка по эллиптической селеноцентрической орбите, космонавты в
периселении включили на 9 сек маршевый двигатель, который
уменьшил скорость корабля на 41 м/сек (42,1 м/сек) и перевел его
на почти круговую орбиту (расчетная орбита круговая высотой
111 км). Согласно вычислениям, произведенным космонавтами с
помощью бортовой ЦВМ, высота периселения этой орбиты состав-
ляла 112,3 км, высота апоселения 112,5 км, согласно вычислениям
наземных средств, соответственно, 112,1 км и 112,7 км. Наклонение
орбиты осталось прежним (12°). Период обращения составлял
-2 час [146, 148, 150, 153, 159].
Во время полета по круговой орбите космонавты продолжали
съемку Луны, Земли (рис. 155 и 156) и навигационные экспери-
менты. На шестом витке Борман приказал прекратить все экспери-
менты в связи с переутомлением экипажа.
В расчетное время (7 + 85 час 40 мин) был проведен четвер-
тый телевизионный сеанс (с круговой орбиты). Космонавты пока-
зывали Луну. В связи с большим интересом, проявлявшимся к это-
му сеансу, он был продлен и продолжался не ’20, а 25 мин.
В 7+89 час 19 мин 16 сек (7 + 89 час 15 мин 07 сек) на 10-м
витке вокруг Луны был включен маршевый двигатель для обеспе-
чения перехода с селеноцентрической орбиты на траекторию поле-
та к - Земле. Вместо расчетных 198 сек двигатель проработал
203 сек, однако приращение скорости (1073,7 м/сек) было всего на
0,15 м/сек больше расчетного. Скорость корабля в момент выхода
307
Рис. 155. Фотография лунной поверхности (на переднем плане кратер Гок-
леннй диаметром ~60 км)
Рис. 156 Фотография «восхода» Земли над лунным горизонтом
308
на траекторию полета к Земле составляла ~2700 м/сек, вес
14 396 кг. Включение, двигателя (как и все предыдущие включения
у Луны) было произведено в период радиозахода корабля за Лу-
ну, когда связи с ним не было. Возобновление связи произошло
на 6 мин позже расчетного времени (точные причины этого не ука-
зываются), что создало большую напряженность в Центре управ-
ления МСС [154, 155, 159].
Полет по трассе «Луна—Земля», вход в атмосферу
и посадка на Землю
На трассе «Луна—Земля» космонавты много времени отды-
хали: сказывалось нервное напряжение и переутомление. Андерс
заснул на 45 мин во время дежурства. На траектории полета к
Земле была проведена всего одна коррекция (в Г+104 час — рас-
четное время для первой коррекции), когда корабль находился на
расстоянии 310 000 км от Земли. При этом вспомогательные двига-
тели были включены на 14 сек и сообщили кораблю приращение
скорости 1,5 м/сек. От остальных двух коррекций, возможность ко-
торых предусматривалась программой, отказались, поскольку после
первой коррекции корабль двигался практически по расчетной
траектории [141, 144, 146, 155, 165].
В 7+104 час 24 мин (Г+98 час 09 мин) был проведен пятый
телевизионный сеанс. Космонавты показывали Землю, а также
оборудование кабины, сопровождая показ комментариями.
В Г+127 час 59 мин (Г+128 час) был проведен последний
сеанс телевизионной передачи с борта. Космонавты показали Зем-
лю с расстояния —180 000 км. Хорошо было видно Западное полу-
шарие, освещенное Солнцем, хотя Земля была частично закрыта
облаками. Общая продолжительность телевизионных сеансов
составила ~2 час.
По просьбе руководителей полета, космонавты выполнили не-
которые задания, не предусмотренные программой, в частности,
сфотографировали Землю (рис. 157). '
Перед входом в атмосферу Борман развернул корабль на 32е
по тангажу и на 45° по рысканию. В Г +146 час 31 мин (Г +146 аде
34 мин) были подорваны пироболты, связывающие отсек экипажа
и двигательный отсек, и последний с помощью вспомогательных
двигателей был отведен от отсека экипажа.
Отсек экипажа прошел над Сибирью и КНР и при'входе в ат-
мосферу двигался под углом 118° к экватору. Угол входа составлял
6,43°, скорость входа 11 040 м/сек, температура внешней поверхно-
сти теплозащитного экрана на днище отсека экипажа достигала
2650°С, в кабине космонавтов температура не поднималась выше
21°С. Пропадание сигнала продолжалось 6 мин. Отсек экипажа
после достижения высоты 55 км поднялся на 9 км, как и преду-
сматривалось расчетной программой. Тормозные парашюты рас-
крылись в Г+146 час 54 мин.
Приводнение произошло в точке с координатами 4°56/ с. ш. и
165° з. д., в 5400 м от расчетной точки, в которой находился авиа-
носец «Йорктаун». Полет продолжался 147 час 00 мин 11 сек, то
309
Рис. 157. Фотография Земли
310
есть на 11 сек дольше расчетного времени. В районе приводнения
были волны высотой 1—2 ж, видимость 15 км [146—149, 159,
162, 165].
При падении на воду отсек перевернулся днищем вверх, но с
помощью надувных баллонов-поплавков был быстро установлен
в правильное положение (днищем вниз). Вертолет достиг отсека
почти немедленно после приводнения и завис над ним, освещая его
прожектором. Спасательные операции начались только с рассве-
том, примерно через 35 мин после приводнения. Космонавты от-
крыли люк через 1 час 13 мин, вышли из отсека через 1 час 16 мин,
их подняли на борт вертолета через 1 час 22 мин и доставили на
авианосец через 1 час 30 мин после приводнения. Борман в верто-
лете побрился. После торжественной встречи космонавтов напра-
вили в корабельный лазарет, где взяли анализ крови и провели
рентгеноскопию.
С авианосца космонавтов доставили самолетом на Гавайские
о-ва, а оттуда другим самолетом — в Центр MSC в Хьюстоне, где
они в течение нескольких дней отчитывались о полете.
Отсек экипажа был поднят на борт авианосца. Толщина обуг-
лившегося слоя теплозащитного экрана на днище достигала
12,7 мм, как и ожидалось. Отмечается, что условия входа были ме-
нее жесткими, чем при запуске «Аполлон IV», поскольку угол вхо-
да был менее крутым, скорость входа меньше на ~100 м/сек, а
температура нагрева экрана ниже примерно на 100°С.
Рис. 158. Вид одного из окон отсека эки-
пажа
Отсек был доставлен на завод-изготовитель в Дауни (шт. Ка-
лифорния), где в течение месяца производился его осмотр. Особое
внимание обращалось на загрязнения окон (рис. 158) [149, 151.
155, 162, 164].
311
НЕКОТОРЫЕ ИТОГИ ПОЛЕТА
Руководители программы «Аполлон» считали полет корабля
«Аполлон VIII» исключительно успешным. Согласно их заявлению,
были выполнены все поставленные задачи. Основными достижени-
ями этого полета считают:
1. Проведение сравнительно детальной разведки лунной по-
верхности, что было чрезвычайно важно для планирования высад-
ки космонавтов на Луну в рамках программы «Аполлон». Космо-
навты корабля «Аполлон VIII» сочли наиболее благоприятным для
высадки первой лунной экспедиции участок №. 2 (в Море Спокой-
ствия), и позже именно этот участок был выбран руководителями
программы в качестве основного.
2. Демонстрацию способности человека производить исследо-
вания лунного рельефа (даже при большом угле возвышения
Солнца над горизонтом) с полнотдй и детальностью, недоступной
для автоматических аппаратов. Это было отмечено даже учеными,
ранее критиковавшими программу «Аполлон», как имеющую весь-
ма небольшое значение для науки. Космонавты отметили однооб-
разный серый цвет лунной поверхности, сравнив с цветом грязного
песка или штукатурного гипса. Кратеры, как правило, круглы и,
по мнению космонавтов, имеют метеоритное происхождение. Скло-
ны некоторых кратеров, например, кратера Лангрен, опускаются
террасами, как это и предполагали селенологи. В отношении неви-
димой стороны Луны космонавты заявили, что рельеф там весьма
пересеченный, и высадка космонавтов невозможна.
3. Некоторое уточнение гравитационных аномалий (концент-
раций массы), вызывающих возмущение орбиты спутников Луны.
Космонавты корабля «Аполлон VIII» зарегистрировали магнитные
эффекты, которые, по-видимому, связаны с концентрацией массы.
4. Демонстрацию способности основного блока корабля «Апол-
лон» совершать сложные космические полеты с большим удалени-
ем от Земли практически без отказов и неисправностей.
5. Демонстрацию способности КИК и ПСК обеспечивать та-
кие полеты.
6. Демонстрацию безопасности для космонавтов полетов с
большим удалением от Земли. Доза радиации, полученная космо-
навтами корабля «Аполлон VIII в результате 6-суточного полета
к Луне, была меньше, чем у космонавтов корабля «Аполлон VII»,
совершившего 11-суточный полет по геоцентрической орбите. На
большом удалении от Земли у космонавтов корабля «Аполлон VIII»
не было признаков потери ориентации.
7. Демонстрацию способности космонавтов осуществлять точ-
ную навигацию с помощью бортовых средств. Результаты опреде-
лений положения корабля, произведенных Ловеллом с помощью
бортовых средств, совпадали с точностью до десятых долей кило-
метра с результатами, получаемыми на Земле [162].
312
8. Получение большого количества информации, которая бу-
дет способствовать дальнейшему развитию космической техники
в США.
9. Резкое увеличение популярности американской космической
программы в США и за границей, демонстрацию технических успе-
хов страны. Особенно этому способствовали сеансы непосредствен-
ной телевизионной передачи с борта.
При полете корабля «Аполлон VIII» возникал ряд проблем,
однако ни одна из них, по заявлению руководителей программы,
не является существенной.
1. Главной проблемой считают загрязнение окон кабины ко-
рабля, что затрудняло визуальные наблюдения и фотографирова-
ние. В самом начале полета появился белый налет на трех из пяти
окон кабины. Прозрачными оставались только два окна, которые
предназначены для наблюдений в период встречи на орбите.
В Г + 7 час космонавты сообщили, что окно в крышке быстрооткры-
вающегося люка стало совсем непрозрачным, и наблюдение через
него вести невозможно. Космонавты заметили, что после прогрева
окон солнечными лучами белый налет временно исчезает. Поэтому,
например, при наблюдениях и фотографировании у Луны космо-
навты время от времени разворачивали корабль таким образом,
чтобы солнечные лучи прогревали окна. Специалисты считают, что
под действием вакуума, солнечного излучения, аэродинамического
нагрева или любого сочетания этих факторов происходила дегаза-
ция кремнийорганических уплотнений между стеклами. Окно для
наблюдений в период встречи имеет иную конструкцию, чем ос-
тальные окна. Именно этим, по-видимому, объясняется отсутствие
на нем белого налета. На корабле «Аполлон IX» в качестве экспе-
римента окно в крышке люка было собрано по другой технологии,
а в качестве уплотнения использовался материал, дегазация кото-
рого происходит еще в процессе изготовления [149, 150. 153].
2. Из прочих проблем технического характера отмечались
трудности при наблюдениях с помощью телескопа (мешал отра-
женный солнечный свет), неудовлетворительное качество изображе-
ний Земли при первом сеансе телевидения с борта (позже путем
подбора фильтров качество удалось улучшить), временный пере-
грев на Солнце на трассе «Луна—Земля» одного из вспомогатель-
ных двигателей (на 7° выще расчетной температуры), заедание
одного из клапанов в контуре хладагента, сбой бортовой ЦВМ и
случайное включение системы наддува спасательного жилета Бор-
мана. Один из вентиляторов в кабине производил такой шум, что
его пришлось выключить. Отмечается, что космонавты корабля
«Аполлон VII» также жаловались на шум вентиляторов [150, 162,
164, 165].
3. Космонавты жаловались на неприятный привкус воды в ре-
зультате хлорирования. Однако это их беспокоило в меньшей сте-
пени, чем космонавтов корабля «Аполлон VII», поскольку были
313
приняты меры, позволяющие избежать использования порций воды
с особо высоким содержанием хлора (такие порции образуются
вокруг насадка для ввода хлора).
4. Ряд операций требовал значительно больше времени, чем
предусматривалось графиком.
5. Космонавты плохо спали, особенно в начале полета.
С Г+34 час, по предложению Бормана, был изменен график отды-
ха: вместо одного семичасового периода каждые сутки космонавты
отдыхали в течение нескольких более коротких периодов. Когда
был необходим сон перед проведением ответственных операций,
космонавты принимали снотворное «Секонал».
6. Примерно в Г+19 час, когда корабль находился на рассто-
янии ~ 160 000 км от Земли, у Бормана начались озноб попере-
менно с жаром, головокружение, рвота, понос и головная боль.
После принятия таблеток и двухчасового сна Борман почувство-
вал себя лучше и в течение дальнейшего полета на недомогание
не жаловался. Ловелл и Андерс примерно в тот же период пожало-
вались на головокружение и тошноту. Эти симптомы, появившиеся
после того, как космонавты сняли скафандры и покинули свои
кресла, имели весьма кратковременный характер.
Согласно предварительному диагнозу, у Бормана был быстро-
течный грипп. Позже большинство специалистов пришли к заклю-
чению, что недомогание космонавта было проявлением побочного
действия снотворного в сочетании с реакцией на слишком резкие
движения в первые часы пребывания в невесомости. Недомогание
остальных космонавтов, как полагают, было также реакцией на
слишком быстрые движения. Отмечается, что все космонавты ко-
рабля «Аполлон VIII» в октябре 1968 г. переболели гриппом. Поз-
же им, а также всем лицам, с которыми космонавты находились в
контакте, были сделаны инъекции вакцины против так называемого
«гонконгского гриппа». Подчеркивается, что недомогание космонав-
тов никак нельзя отнести за счет радиации: доза, полученная Бор-
маном к тому моменту, когда он почувствовал недомогание, состав-
ляла 0,04 рад, доза, полученная Андерсом 0,25 рад( дозиметр Ло-
велла вышел из строя), а в условиях невесомости недомогание мо-
жет вызвать лишь доза свыше 15 рад [146—150, 152, 157, 162].
КОСМИЧЕСКИЙ КОРАБЛЬ «АПОЛЛОН IX»
Полет космического корабля «Аполлон IX» проходил с 3 по
13 марта 1969 г. Экипаж корабля: Джеймс Макдивитт (командир),
Дэвид Скотт (пилот основного блока) и Расселл Швейкарт (пилот
лунной кабины). Корабль включал в себя основной блок (обра-
зец 104) и лунную кабину (образец LM-3). Начиная с этого поле-
та, космонавты присваивали основному блоку и лунной кабине на-
звания, которые служили позывными. Для основного блока ко-
рабля «Аполлон IX» было выбрано название «Гамдроп» («Капля»),
для лунной кабины — «Спайдер» («Паук»). При этом полете впер-
вые проводились летные испытания корабля «Аполлон», состояще-
го из основного блока и лунной кабины. Вес корабля 36,5 т (отсек
экипажа 5,6 т, двигательный отсек с неполным запасом топлива
i6,4 т, лунная кабина 14,5 т). Для запуска использовалась ракета-
носитель «Сатурн V» AS-504. Цель полета, относящегося к этапу
D, — комплексные испытания корабля (основной блок и лунная
кабина) на геоцентрической орбите [184].
Программа полета корабля «Аполлон IX» была выполнена
почти полностью (из-за недомогания космонавта Швейкарта отка-
зались от эксперимента по переходу из лунной кабины в основной
блок и обратно через открытый космос).
ЗАДАЧИ ПОЛЕТА
Задачами полета космического корабля «Аполлон IX» явля-
лись:
1. Комплексные летные испытания пилотируемой лунной каби-
ны на геоцентрической орбите с максимально возможной имита-
цией режимов работы и условий полета, предусмотренных типовой
программой (в некоторых случаях эти режимы и условия наме-
ренно делались даже более жесткими). Главными операциями при
этих испытаниях были:
— перестроение отсеков корабля и отделение его от последней
ступени ракеты-носителя;
— расстыковка лунной кабины и основного блока;
315
— , автономный полет лунной кабины с удалением от основного
блока на 175 км, отделение взлетной ступени кабины от посадоч-
ной, встреча и стыковка взлетной ступени с основным блоком;
— отделение взлетной ступени без космонавтов и включение
двигателя на этой ступени по команде с основного блока.
Особое внимание при полете корабля «Аполлон IX» уделялось
испытаниям стыковочного узла, систем навигации и наведения,
жизнеобеспечения и электропитания лунной кабины, а также дви-
гателей кабины при работе в режимах автоматического и ручного
управления. Например, проведенные при полете корабля «Апол-
лон IX» испытания двигателя посадочной ступени на длительную
работу были последними перед использованием этого двигателя
для обеспечения посадки на Луну лунной кабины корабля «Апол-
лон XI» (при полете корабля «Аполлон X» включение этого дви-
гателя на длительное время не предусматривалось).
2. Проведение эксперимента по переходу космонавта Швей-
карта через открытый космос из лунной кабины в пристыкованный
к ней основной блок и обратно с целью имитации аварийного воз-
вращения космонавтов из взлетной ступени лунной кабины в отсек
экипажа в случае неудавшейся стыковки или невозможности пе-
рехода через внутренние туннели-лазы. Во время выхода, когда раз-
герметизировались кабины космонавтов в отсеке экипажа и на
взлетной ступени лунной кабины, предусматривалось одновре-
менное получение биотелеметрических данных от всех трех космо-
навтов. Помимо имитации / аварийного перехода, эксперимент по
выходу имел целью испытания системы разгерметизации кабин кос-
монавтов, испытания в условиях вакуума скафандров типа EV, в
которых космонавты должны выходить на поверхность Луны, а
также автономной ранцевой системы жизнеобеспечения PLSS, ко-
торой они должны пользоваться при выходах на поверхность.
Швейкарт во время выхода, который был рассчитан примерно на
2 час, должен был провести такие операции, как съем пластинок,
установленных на корпусе корабля, а также 10-минутные испыта-
ния телевизионной камеры, с помощью которой предстояло произ-
водить съемку во время выходов на поверхность Луны. Пластинки
из кварца с покрытием из фтористого магния устанавливались для
того, чтобы оценить опасность прожога1 корпуса факелом вспомо-
гательных двигателей. При перестроении отсеков эти двигатели на
основном блоке включаются в непосредственной близости к лун-
ной кабине. Пластинки должны были возвратить на Землю для
анализа. Для облегчения съема к пластинкам были привязаны
тросы, за которые должен был тянуть космонавт [185, 225].
3. Испытания модифицированной ракеты-носителя «СатурнУ»,
имевшей меньший вес конструкции и больший вес запаса топлива,
чем ранее запускавшиеся ракеты «Сатурн V». Поскольку после за-
пуска корабля «Аполлон VIII» ракета-носитель «Сатурн V» счита-
лась отработанной, ракета-носитель корабля «Аполлон IX» не не-
сла телевизионных и кинокамер, кроме того, было существенно
уменьшено число измеряемых параметров [184].
1 См. сноску на стр. 288.
316
4. Осуществление второго и третьего включений двигателя по-
следней ступени ракеты-носителя после отделения от нее корабля.
Второе включение двигателя при данном полете производилось для
того, чтобы проверить его работоспособность после 4,5-часового
интервала, прошедшего после первого включения. Этот интервал
близок к максимально допустимому. Третье включение двигателя
производится для проверки:
— возможности включения двигателя спустя только 80 мин
после предыдущего (второго) включения. Этот интервал близок к
минимально допустимому. Отмечается, что пока больше двух вклю-
чений двигателя последней ступени ракеты-носителя «Сатурн V»
ни при одном полете не предусматривается, но это может потребо-
ваться при будущих полетах к планетам. При запусках в некото-
рые даты может оказаться необходимым сократить интервалы меж-
ду включениями до 80 мин\
— эффективности запасной системы наддува баков ступени.
В основной системе наддува используется охлажденный газообраз-
ный гелий, хранимый в девяти баллонах, размещенных в баке жид-
кого водорода. Поступающий из этих баллонов гелий пропускает-
ся через нагреватель. Запасная система использует неохлажден-
ный газообразный гелий, хранимый в пяти баллонах, смонтирован-
ных на подмоторной раме. Если бы во время полетов к Луне при
вторрм включении основная система наддува не сработала, то ис-
пользовали бы запасную.
После третьего включения двигателя был запланирован слив
остатков топлива через двигатель для образования облака паров,
за которым предполагали наблюдать с Земли [282—285].
5. Проведение двух сеансов телевизионной передачи с борта
при помощи переносной камеры фирмы Westinghouse Electric.
Один сеанс длительностью 7 мин предполагалось проводить из
лунной кабины до ее отделения, второй сеанс длительностью
10 мин — во время эксперимента по выходу в открытый космос.
Камера имела две сменные рукоятки; одна была соединена с ка-
белем длиной 2,7 м и служила для съемки внутри корабля; вторая,
соединенная с кабелем длиной 30 м, — для съемки вне корабля
[184, 195].
6. Проведение эксперимента S-065, ‘предусматривающего од-
новременную съемку в различных частях спектра определенных
районов суши (юго-западные районы США, некоторые области
Мексики, Бразилии и других стран) и океана для определения воз-
можности исследования природных ресурсов Земли с геоцентри-
ческой орбиты1. Для проведения этого эксперимента использова-
лись смонтированные на общем штативе четыре фотокамеры Has-
selblad 500EL. Сочетание типа пленки и светофильтра для каждой
камеры было таким же, как планируется для камер спутника
ERTS-A, предназначенного для исследования природных ресурсов:
1 Подобный эксперимент запланирован на обитаемой орбитальной станции
«Скайлэб».
317
— инфракрасная аэрографическая пленка с фильтром 89В (по-
лоса пропускания 700—900 мк). Изображения, полученные в уз-
кой полосе инфракрасной части спектра, должны сравниваться с
изображениями, полученными другими камерами в видимой части
спектра;
— цветная инфракрасная пленка с фильтром Wratten-15
(510—900 мк). Предполагалось зарегистрировать отраженное из-
лучение растений в ближней инфракрасной части спектра и попы-
таться дифференцировать культурные и дикие растения;
— инфракрасная пленка Panatomic-X с фильтром 25А (580 .як)
для идентификации различных видов землепользования и для по-
лучения контрастных изображений облаков;
— инфракрасная пленка Panatomic-X с фильтром 58А (480—
620 мк) для топографии морского дна (в прибрежной зоне) и дна
озер.
В период полета корабля «Аполлон IX» группа в Центре MSC,
руководящая проведением эксперимента S-065, работала круглосу-
точно, чтобы своевременно вносить коррективы в программу съе-
мок в зависимости от метеорологических условий в районах, под-
лежащих съемке, и условий на борту.корабля.
7. Съемка с помощью двух фотокамер Hasselblad с телеобъек-
тивом, одной фотокамеры Hasselblad с широкоугольным объекти-
вом и двух кинокамер Maurer [184].
РАСЧЕТНАЯ ПРОГРАММА ПОЛЕТА
Согласно расчетной программе, ракета-носитель AS-504 с кос-
мическим кораблем «Аполлон IX» запускается со стартового ком-
плекса № 39 на мысе Кеннеди 28 февраля 1969 г. в 16 час 00 минх.
Последняя ступень ракеты-носителя с кораблем выводится на на-
чальную круговую геоцентрическую орбиту высотой 191 км с на-
клонением к плоскости экватора 32,5°. С помощью своих вспомо-
гательных двигателей последняя ступень с кораблем ориентируется
параллельно земному горизонту. В течение примерно 2 час космо-
навты производят проверку бортовых систем и имитируют повтор-
ное включение двигателя последней ступени для перевода 'ступени
с кораблем на траекторию полета к Луне. В Г+2 час 34 мин сту-
пень с кораблем занимает расчетное положение для перестроения
отсеков. После перестроения отсеков и отделения корабля от по-
следней ступени космонавты в Г + 04 час 11 мин 25 сек включают
на 3 сек вспомогательные двигатели корабля для отвода его на
безопасное расстояние (~600 м) от ступени перед вторым вклю-
чением (в Г+4 час 45 мин 41 се,к) ее двигателя, в результате ко-
торого ступень переходит на промежуточную орбиту с высотой пе-
ригея ~200 км и высотой апогея ~3000 км. Космонавты наблю-
дают за работой двигателя. В Г+6 час 07 мин 04 сек производится
третье включение двигателя последней ступени, в результате чего
она выходит на гелиоцентрическую орбиту. После этого включения
1 Здесь и далее время по Гринвичу.
318
производится слив через двигатель остатков топлива: сначала жид-
кого кислорода, потом жидкого водорода. В результате должно об-
разоваться облако, за которым можно будет наблюдать с Зем-
ли [184].
Первые трое суток полета корабля
В первые трое суток полета космонавты несколько раз вклю-
чают маршевый двигатель корабля.
Первое включение (приращение скорости 11,2 м!сек) произ-
водится в Г+06 час 01 мин 40 сек для увеличения высоты апогея
орбиты до 243 км (высота перигея — 200 км) и испытаний системы
наведения основного блока.
Второе включение (приращение скорости 259 м!сек) произво-
дится в Т + 22 час 12 мин для увеличения высоты апогея до 355 км
(высота перигея остается — 200 км), смещения на восток узла ор-
биты, испытаний системы наведения основного блока при отклоне-
нии маршевого двигателя в шарнирном подвесе на 40% максималь-
ного угла, а также для уменьшения массы основного блока на
3,3 т. Смещение на восток узла орбиты производится для улучше-
ния условий освещенности и облегчения слежения в период раз-
дельного полета основного блока и лунной кабины. Уменьшение
массы основного блока производится для снижения расхода топли-
ва вспомогательных двигателей основного блока в случае аварии
двигательной установки отделившейся лунной кабины и необходи-
мости обеспечения, встречи путем маневрирования основного блока.
Третье включение (приращение скорости 776,7 м!сек) произво-
дится в Г+25 час 18 мин 30 сек для увеличения высоты апогея
орбиты до 500 км (высота перигея остается —200 км), смещения
на 10° на восток узла орбиты, испытаний системы наведения ос-
новного блока при отклонении маршевого двигателя в шарнирном
подвесе на максимальный угол и дальнейшего уменьшения массы
основного блока (на — 8 т). Двигатель при третьем включении на-
чинает работать в режиме автоматического управления по коман-
дам системы наведения, а с некоторого момента космонавты ис-
пользуют систему ручного управления вектором тяги.
Четвертое включение (приращение скорости 91,4 м!сек) про-
изводится в Г+28 час 28 мин для смещения еще па 1° на восток
узла орбиты (высота орбиты не изменяется).
Находясь в основном блоке, космонавты производят юстиров-
ку секстанта и наблюдения звезд в дневное время.
К Г+40 час все космонавты надевают скафандры. Швейкарт
открывает верхний люк отсека экипажа, демонтирует и переносит
в отсек экипажа элементы стыковочного узла, после чего перехо-
дит из отсека экипажа через внутренние туннели-лазы в лунную
кабину, пристыкованную к основному блоку. За ним следует Мак-
дивитт. Скотт остается в отсеке экипажа. Все космонавты исполь-
зуют автономную систему жизнеобеспечения скафандров на слу-
чай негерметичности стыка. При этом регистрируется время, реаль-
но потребное космонавтам на надевание скафандров и переход.
319
Согласно расчетам, на надевание скафандра космонавту нужно
— 0,5 час, на демонтаж стыковочного узла и переход двух космо-
навтов — 2,5 час. В лунной кабине космонавты производят провер-
ку бортовых систем, в частности, подают команду на развертыва-
ние посадочного шасси. Космонавты проводят наблюдения с по-
мощью телескопа в лунной кабине, осуществляют связь с исполь-
зованием остронаправленной поворотной антенны, выставляют в
расчетное положение гироплатформу, включают двигатели систе-
мы ориентации, проводят первый телевизионный сеанс. В Т + 49 час
43 мин космонавты, находящиеся в лунной кабине, пристыкован-
ной к основному блоку, включают двигатель посадочной -ступени
лунной кабины. Приращение скорости при этом составляет
522,6 м)сек, двигатель работает на различной тяге в диапазоне от
10 до 100%. Включение двигателя производится для испытаний си-
стемы наведения лунной кабины, а в последний период работы
двигателя — для испытаний ручной системы дросселирования тя-
ги. В результате этого включения происходит смещение еще на
6,7° на восток узла орбиты (высота орбиты не изменяется). После
выключения двигателя космонавты обесточивают бортовые систе-
мы лунной кабины и возвращаются через внутренние туннели-ла-
зы в отсек экипажа.
В Т+54 час 26 мин 16 сек производится пятое включение мар-
шевого двигателя (приращение скорости 167,8 м!сек) для перево-
да корабля на круговую орбиту высотой 246 км — исходную орбиту
для предстоящего на четвертые сутки эксперимента по выходу в от-
крытый космос и предстоящего на пятые -сутки эксперимента по
автономному полету лунной кабины [184, 185].
Четвертые сутки полета
(выход в открытый космос)
К Т+68 час Макдивитт и Швейкарт переходят в скафандрах
из отсека экипажа через внутренние туннели-лазы в лунную кабину,
где подводят питание к бортовым системам лунной кабины и начи-
нают готовиться к эксперименту по выходу в открытый космос.
Швейкарт надевает на шлем рамку с защитными козырьками,
а на спину автономную ранцевую систему жизнеобеспечения PLSS.
Скотт, оставшийся в отсеке экипажа, также одет в скафандр. При-
мерно одновременно из кабин космонавтов в отсеке экипажа и во
взлетной ступени стравливается кислород и открываются люки
для выхода в открытый космос: передний люк лунной кабины и
быстрооткрывающийся люк отсека экипажа. В Т+73 час 10 мин
Швейкарт выходит через передний люк лунной кабины на площад-
ку перед люком, крепит ноги в фиксаторах («золотые туфли») и
монтирует кинокамеру, так чтобы она снимала его переход. Скотт
высовывается по пояс из быстрооткрывающегося люка отсека эки-
пажа и также монтирует кинокамеру. После монтажа камеры
Швейкарт отдыхает в течение 2 мин, после чего держась руками
320
за поручни (рис. 159) перемещается по корпусу корабля к откры-
тому люку отсека экипажа и до пояса залезает в этот люк (Т+
+ 73 час 32 мин). При переходе космонавт должен не задеть ан-
тенну и не попасть в струю вспомогательного двигателя. В отсеке
экипажа он отдыхает 2 мин, затем собирает кварцевые пластинки
у люка и передает их Скотту. После нового 2-минутного отдыха
Швейкарт в Т+73 час 45 мин выходит из люка отсека экипажа и,
пользуясь поручнями, переходит к открытому люку лунной кабины.
Рис. 159. Схематическое изображение планировавшегося эксперимента по
переходу космонавта Швейкарта из лунной кабины в отсек экипажа Через
открытый космос
У люка лунной .кабины Швейкарт снимает размещенные там квар-
цевые пластинки и передает их Макдивитту. После периода отдыха
(начинается в Т + 73 час 52 мин) Швейкарт демонтирует кинока-
меру и передает ее Макдивитту, который подает ему телевизион-
ную камеру, и Швейкарт крепит ее к поручню. В Г-+-74 час 05 мин
корабль входит в тень Земли. Во время пребывания в тени Швей-
карт, ноги которого закреплены в фиксаторах, оценивает яркость
источников света основного блока и лунной кабины, а также яр-
кость люминисцирующих дисков, которыми в темноте должны обо-
значаться поручни. Корабль выходит из тени в Т+74 час 40 мин.
321
Макдивртт передает Швейкарту фотокамеру Hasselblad, с широ-
коугольным объективом, и ют фотографирует корабль* в частно-
сти, вспомогательные двигатели и посадочное шасси. В Г+74 час
52 мин Швейкарт возвращает кинокамеру Макдивитту и в Т+
+ 75 час 05 мин начинает телевизионную передачу, которая про-
должается 10 мин, после чего Швейкарт передает телевизионную
камеру Макдивитту. В Г+75 час 20 мин Швейкарт возвращается
в лунную кабину (длительность выхода Швейкарта 2 час 10 мин).
Люки отсека экипажа и лунной кабины закрываются, кабины кос-
монавтов наполняются кислородом Макдивитт и Швейкарт обес-
точивают бортовые системы лунной кабины и возвращаются через
внутренние туннели-лазы в отсек экипажа [184, 196].
Пятые сутки полета
(автономный полет лунной кабины)
Примерно к Г + 89 час Макдивитт и Швейкарт, одетые в ска-
фандры, переходят через внутренние туннели-лазы из отсека экипа-
жа в лунную кабину, подводят питание к бортовым системам лун-
ной кабины и готовятся к эксперименту по отделению и автоном-
ному полету лунной кабины, в частности, проводят автономные ис-
пытания радиолокатора, обеспечивающего встречу.
Примерно в Г + 92 час 30 мин лунная кабина отделяется от
основного блока. Космонавт Скотт, оставшийся в основном блоке,
осматривает и фотографирует лунную кабину, совершающую груп-
повой полет с основным блоком на расстоянии нескольких метров.
В Г + 93 час 05 мин 45 сек Скотт включает на 10,9 сек вспомога-
тельные двигатели основного блока (приращение скорости
1,5 м!сек) для обеспечения увода его от лунной кабины примерно
на 3,7 км (рис. 160). При этом имитируется увод основного блока
от отделившейся лунной кабины на круговой селеноцентрической
орбите перед переводом лунной кабины на эллиптическую селено-
центрическую орбиту с высотой периселения 15 км. В результате
основной блок переходит на орбиту с высотой перигея 243 км и
высотой апогея 245 км. В лунной кабине, обращающейся по круго-
вой орбите высотой 246 км, проводятся испытания радиолокатора,
обеспечивающего встречу, с использованием приемоответчика на
основном блоке, а также выставляется гиростабилизированная
платформа основной системы наведения и вводятся уточненные
данные в аварийную систему наведения.
В Г+ 93 час 50 мин 03 сек, после того как основной блок и
лунная кабина совершили примерно полвитка по раздельным ор-
битам, производится имитация перевода лунной кабины на эллип-
тическую селеноцентрическую орбиту с высотой периселения 15 км.
Для этой цели включается на 25,2 сек двигатель посадочной сту-
пени (приращение скорости 25,9 м/сек, двигатель работает на 10%
и на 40% полной тяги), и лунная кабина переходит на орбиту с
высотой перигея 220 км и высотой апогея 268 км, то есть на орби-
ту «ко-эллиптическую» орбите основного блока. При обращении по
322
Рис. 160. Расчетная схема автономного полета лунной кабины (за
нуль в' системе координат принята точка, в которой находится ос-
новной блок; пунктиром показаны участки орбиты в тени Земли)
/ — включение вспомогательных двигателей основного блока в 7+93 час
05 мин 45 сек; 2 — включение двигателя посадочной ступени в Г+93 час
50 мин 03 сек; 3 — второе включение двигателя посадочной ступени в
Г+95 час И мин 48 сек; 4 — разделение взлетной и посадочной ступеней и
включение двигателей системы ориентации взлетной ступени в Г+96 час
22 мин 00 сект, 5 — включение основного двигателя взлетной ступени в 7+
+97 час 06 мин 28 сек; 6 — включение двигателей системы ориентации взлет-
ной ступени в Г+97 час 59 мин 21 сек; 7 — включение двигателей системы
ориентации взлетной ступени в Г+98 час 31 мин 41 сек
323
этой орбите максимальное удаление лунной кабины от основного
блока составляет 90 км, и, если по какой-либо причине от дальней-
ших маневров лунной кабины откажутся, может быть сравнитель-
но быстро обеспечена ее встреча и стыковка с основным блоком.
Двигатель посадочной ступени при этом маневре работает по ко-
мандам аварийной системы наведения, основная система выступает
в качестве запасной. При всех последующих маневрах двигатели
лунной кабины работают по командам основной системы.
В Г + 95 час 41 мин 48 сек, после того как лунная кабина со-
вершила 1V4 витка по орбите с высотой перигея 220 км и высотой
апогея 268 км, включается на 24,8 сек двигатель посадочной сту-
пени (приращение скорости 12,2 м/сек), и лунная кабина перехо-
дит на близкую к круговой орбиту с высотой перигея 263 км и вы-
сотой апогея 265 км. Двигатель при этом включении работает на
10% полной тяги.
При всех последующих маневрах лунной кабины космонавт
Скотт в основном блоке будет находиться в готовности выполнить
маневр «зеркального отображения», если маневр лунной кабины
по каким-либо причинам осуществить не удалось. Маневр «зер-
кального отображения» основного блока, предусматривающий то
же приращение скорости, что основной маневр лунной кабины, но
с обратным знаком, производится через 1 мин после расчетного
момента маневра лунной кабины. В результате маневра «зеркаль-
ного отображения» будет обеспечена встреча и стыковка основного
блока с лунной кабиной.
Примерно в Г+ 96 час 20 мин взлетная ступень лунной кабины
отделяется от посадочной, и в Г+ 96 час 22 мин 00 сек включают-
ся на 30,6 сек двигатели системы ориентации на взлетной ступени
(приращение скорости 11,5 м/сек), и она переходит на орбиту с
высотой перигея ~224 км. При обращении по такой орбите обес-
печивается заданная угловая скорость сближения взлетной ступе-
ни с основным блоком. Максимальное удаление лунной кабины от
основного блока на этой орбите 175 км.
В Г+97 час 06 мин 28 сек включается на 3,1 сек основной дви-
гатель взлетной ступени (приращение скорости 11,5 м/сек) й пере-
водит ее на близкую к круговой орбиту с высотой перигея 220 км
и высотой апогея 224 км. В момент выключения двигателя лунная
кабина находится на расстоянии 140 км от основного блока.
В Г+97 час 59 мин 21 сек, когда лунная кабина находится на
расстоянии ~40 км от основного блока и ниже его на 19 км, про-
изводится первый маневр на завершающем этапе сближения, ими-
тирующий подобный маневр на селеноцентрической орбите. Для
этой цели включаются на 17,6 сек двигатели системы ориентации
взлетной ступени и обеспечивают импульс по линии визирования
(приращение скорости 6,6 м/сек). Позже эти двигатели корректи-
руют сближение, а в Г+98 час 31 мин 41 сек обеспечивают вырав-
нивание скоростей (продолжительность работы при этом 45,7 сек,
приращение скорости 8,7 м/сек). Затем осуществляются групповой
полет, причаливание и стыковка.
324
После возвращения Макдивитта и Швейкарта в отсек экипажа
взлетная ступень сбрасывается, основной блок уводится на безо-
пасное расстояние, и по команде с Земли в 7+100 час 26 мин про-
изводится включение основного двигателя взлетной ступени, кото-
рый работает ~360 сек до полного израсходования топлива. В ре-
зультате этого включения, имитирующего старт с Луны, взлетная
ступень переходит на орбиту с апогеем ~5930 км [184, 185, 188].
Шестые—десятые сутки полета
На последние пять суток полета не планируется никаких ответ-
ственных экспериментов (основные задачи полета решаются в пер-
вые пять суток). Космонавты ведут съемку для изучения возмож-
ности исследования природных ресурсов с орбиты, наблюдают на-
земные ориентиры; ведут испытания бортовых систем, производят
шестое и седьмое включения маршевого двигателя.
Шестое включение в У-ь 121 час 59 мин (приращение скорости
20,1 м/сек) производится для того, чтобы уменьшить высоту пери-
гея орбиты до 176 км. При такой высоте перигея сход корабля
с орбиты может быть обеспечен вспомогательными двигателями,
даже если маршевый двигатель выйдет из строя [184].
Седьмое включение двигателя в 7+169 час 47 мин (продолжи-
тельность работы 8 сек; приращение скорости 52,6 м/сек) произво-
дится для того, чтобы увеличить высоту апогея до 388 км и обеспе-
чить большую продолжительность существования основного блока
при той же высоте перигея, а также для того, чтобы сместить апо-
гей в южное полушарие и обеспечить большую продолжительность
свободного полета после тормозного импульса.
Тормозной импульс обеспечивается на 151-м витке маршевым
двигателем при восьмом включении в 7 + 238 час 10 мин 47 сек
(приращение скорости 77 м/сек) над районом в 1300 км к юго-вос-
току от Гавайских о-вов. После того как двигатель отработает, ос-
новной блок разворачивается на 45° в плоскости рыскания, и дви-
гательный отсек отделяется от отсека экипажа. Вход в атмосферу
происходит примерно в 7 + 238 час 26 мин, развертывание основных
парашютов в 7+238 час 41 мин 40 сек и приводнение в 7 + 238 час
46 мин 80 сек в точке с координатами 30,1° с. ш. и 59,9° з. д. в за-
падной части Атлантического океана в ~400 км к востоко-юго-вос-
току от Бермудских о-вов и в 2000 км от мыса Кеннеди [184, 227].
ХОД ПРЕДСТАРТОВОЙ ПОДГОТОВКИ И ПОЛЕТА КОРАБЛЯ
«АПОЛЛОН IX»
Корабль «Аполлон IX» был запущен в 16 час 00 мин 3 марта
1969 г. (на трое суток позже первоначально намеченного времени)
ракетой-носителем «Сатурн V» AS-504 со стартовой площадки А
‘комплекса № 39 на мысе Кеннеди.
325
Предстартовая подготовка и старт
Запуск космического корабля «Аполлон IX» был назначен на
16 час 00 мин 28 февраля 1969 г., однако в связи с болезнью космо-
навтов был отложен на 16 час 00 мин 3 марта. Решение об отсроч-
ке было принято 26 февраля, когда у всех трех космонавтов основ-
ного экипажа наблюдавшиеся уже в течение нескольких дней про-
студные явления (воспаление верхних дыхательных путей, нас-
морк) приняли серьезный характер. С подобным заболеванием
космонавты могли особенно плохо себя почувствовать в кислород-
ной атмосфере корабля, которая сушит слизистую оболочку. При
резком изменении давления на участке выведения и при возвраще-
нии космонавты, если у них насморк, могут пострадать (осложне-
ние на уши и даже разрыв барабанных перепонок). Основной при-
чиной заболевания космонавтов корабля «Аполлон IX» считают
общее ослабление организма в связи с очень напряженной про-
граммой предполетных тренировок (до 18 час в сутки)1. 26 февраля
космонавты прекратили тренировки и были переведены на домаш-
ний режим. По назначению врачей они принимали отхаркивающее
средство, антигистамин и витамин С, а Швейкарт, кроме того, по-
лоскал горло соленой водой. К 28 февраля космонавты почувство-
вали себя лучше и возобновили тренировки. Отсрочка запуска при-
вела к дополнительным затратам в сумме 0,5 млн. долл [189—194].
Когда было принято решение об отсрочке запуска, ракета-но-
ситель «Сатурн V» AS-504 с кораблем «Аполлон IX» находилась
в состоянии 16-часовой готовности. Сброс схемы для ракеты-носи-
теля был произведен до состояния 28-часовой готовности, для ко-
рабля— до состояния 42-часовой готовности. К 01 час 00 мин
3 марта ракета с кораблем была приведена в состояние 9-часовой
готовности и, в соответствии с программой, в предстартовой под-
готовке был сделан перерыв до 07 час 00 мин. После возобновле-
ния подготовка проходила нормально, и в расчетное время в
16 час 00 мин 3 марта ракета с кораблем стартовала.
Выведение на геоцентрическую орбиту
Двигательная установка первой ступени ракеты-носителя ра-
ботала на 0,3 сек дольше расчетного времени, двигательная уста-
новка второй ступени — на 5,1 сек меньше расчетного времени.
Для обеспечения расчетной конечной скорости по команде само-
настраивающейся системы наведения двигатель третьей ступени
проработал на 13 сек дольше расчетного времени. Последняя сту-
пень с кораблем вышла на орбиту в Г+667 сек (расчетное время
Т+659 сек). Согласно данным бортовой ЦВМ, высота перигея ор-
биты составляла 165,8 км, высота апогея 191 км. По данным на-
земных средств траекторных измерений, высота перигея 189,6 км,
высота апогея 192,5 км (расчетная орбита круговая высотой
191 км) [14]. Неправильные расчеты бортовой ЦВМ указывали на
1 Повышенная заболеваемость наблюдалась и среди персонала NASA, осо-
бенно руководящего состава, что объясняют общим нервным напряжением и
переутомлением.
326
возможную ее неисправность, что помешало бы выполнению мно-
гих из намеченных задач. Позже выяснилось, что ЦВМ была ис-
правна, но в нее были введены неправильные поправки на ошибки
интегрирующего маятникового акселерометра. Позже в ЦВМ бы-
ли введены новые поправки, и она стала обеспечивать требуемую
точность расчетов [206].
После выхода последней ступени с кораблем на орбиту (об-
щий вес на орбите 134,7 т [187]) космонавты в течение ~2 час
проводили проверку бортовых систем и имитировали переход на
траекторию полета к Луне, после чего начали готовиться к пере-
строению отсеков. В Т4-2 час 30 мин ступень с кораблем приняла
расчетную ориентацию для перестроения. Было произведено страв-
ливание паров топлива из баков ступени, в результате ступень с
кораблем перешла на несколько более высокую орбиту (перигей
198 км, апогей 204 км). В 74-2 час 43 мин (7+2 час 43 мин)1 ос-
новной блок отделился от последней ступени, отошел на 15 м, раз-
вернулся на 180° (это удалось не сразу), и в течение ~15 мин
космонавты совершали групповой полет со ступенью фотографируя
установленную на ступени лунную кабину (рис. 161). Космонавты
отмечали, что ступень была хорошо стабилизирована. В 74-3 час
2 мин 8 сек (7+2 час 53 мин 43 сек) Скотт обеспечил стыковку
основного блока с лунной кабиной. Операция прошла «гладко»,' по-
видимому, помог опыт, полученный Скоттом при тренировках в бас-
сейне. С первой же попытки головка стыковочного штыря удари-
лась в 10 см от отверстия в приемном конусе и соскользнула в это
отверстие. Туннели-лазы были наполнены кислородом. Скотт от-
крыл люк и пролез в туннель-лаз, для того, чтобы убедиться в пра-
вильности срабатывания захватов стыковочного узла. Убедившись
в этом, он в 7+3 час 33 мин соединил электрические цепи основ-
ного блока и лутной кабины.
0 7+1 час 8 мин 5 сек были подорваны пироболты, соединяв-
шие лунную кабину с последней ступенью, и сработал пружинный
толкатель, обеспечивший отделение корабля от ступени. Космонав-
ты включили вспомогательные двигатели, чтобы увести корабль на
безопасное расстояние от ступени перед вторым включением ее
двигателя. После второго и третьего включений двигателя ступень
вышла на гелиоцентрическую орбиту. Запланированный слив топ-
лива через двигатель ступени для образования облака паров про-
извести не удалось [195—199, 205, 213].
Первые трое суток полета
В 7+5 час 59 мин (7+06 час 01 мин 40 сек) был'включен мар-
шевый двигатель корабля, который проработал 5 сек (на 0,1 сек
меньше расчетного времени) и обеспечил приращение скорости
10,5 м/сек (11,2 м/сек), в результате чего высота апогея увеличи-
лась до 232 км (243 км). При этом включении, в частности, прове-
1 Здесь и далее в скобках приводится расчетная величина.
327
Рис. 161. Лунная кабина на последней ступени
ракеты-носителя (сфотографирована через окно
основного блока во время операции по перестрое-
нию отсеков)
/ — туннель-лаз лунной кабины: 2 — приемный конус:
3 — остронаправленная антенна сантиметрового диапазо
на; 4 — площадка перед люком; 5—прицельное приспо-
собление, облегчающее наведение основного блока при
причаливании
328
рялась устойчивость стыковочного узла при вибрации и ускорени-
ях. После маневра космонавты положили корабль в «дрейф» и пе-
ревели бортовые системы на режим экономии электроэнергии.
В 7*4-9 час начался период отдыха.
На вторые сутки полета космонавтов разбудили в 74-18 час
30 мин. Макдивитт спал 2 час, Скотт 6 час, Швейкарт 7 час. Кос-
монавты обнаружили, что за период «дрейфа» корабль приобрел
вращение порядка 0,1 град!сек.
В 74-22 час 12 мин (74-22 час 12 мин) было произведено вто-
рое включение маршевого двигателя, который проработал. 65 сек,
обеспечил приращение скорости 259 м!сек (259 м!сек) и перевел
корабль на орбиту с высотой апогея 351 км (355 км). Это включе-
ние производилось, в частности, для того, чтобы испытать проч-
ность стыковочного узла и способность системы стабилизации
гасить* возмущения, возникающие при включении двигателя. Мар-
шевый двигатель отклонялся в шарнирном подвесе на ±0,2°.
Отклонения от заданного положения по оси тангажа не превышали
0,1° и были скорректированы системой стабилизации менее чем за
5 сек. Отклонений относительно оси рыскания не наблюдалось.
Стыковочный узел успешно прошел испытания [196, 200].
В 74-25 час 17 мин (74-25 час 18 мин 30 сек) было произве-
дено третье включение маршевого двигателя, который проработал
282 сек, обеспечил приращение скорости 783 м!сек (776,7 м/сек) и
перевел корабль на орбиту с высотой апогея 503 км (500 км). Это
включение производилось, в частности, для того, чтобы продол-
жить испытания стыковочного узла, а также для проверки ручной
системы управления вектором тяги (в течение последних 45 сек
работы двигателя).. По докладу Макдивитта, при использовании
ручной системы были заметные отклонения по крену, а также не-
значительные отклонения по двум другим осям, но ему удалось
ликвидировать эти отклонения, используя опыт, полученный при
занятиях на тренажере.
В 74-28 час 24 мин (74-28 час 28 мин) было произведено чет-
вертое включение маршевого двигателя, который проработал
28,2 сек и обеспечил приращение скорости 91 м!сек. Высота орби-
ты практически не изменилась, узел орбиты, как и при втором и
третьем включениях маршевого двигателя был смещен на восток.
В 74-40 час Швейкарт должен был начать демонтаж стыко-
вочного узла и перейти в лунную кабину, где к нему должен был
присоединиться Макдивитт. Эти операции были начаты на час поз-
же в связи с тем, что Швейкарт почувствовал недомогание. В отсе-
ке экипажа во время надевания скафандра у него был приступ
рвоты. Макдивитт попросил обеспечить ему возможность перегово-
ров с медицинским руководителем полета по «закрытому» каналу1,
1 Как правило, переговоры с космонавтами кораблей «Аполлон» ведутся
по открытой линии связи, становятся сразу же достоянием прессы и в любой
момент могут быть переданы в реальном масштабе времени в коммерческую ра-
диосеть.
329
по которому он доложил о приступе рвоты у Швейкарта и о выз-
ванной этим задержке в проведении запланированных операций.
Макдивитт попросил пересмотреть график с учетом этой задержки
и исключить те операции по проверке оборудования лунной каби-
ны, которые не являются совершенно необходимыми. Скотт, вместо
Швейкарта, демонтировал стыковочный узел и обеспечил наполне-
ние кислородом кабины космонавтов во взлетной ступени. Давле-
ние в этой кабине, туннелях-лазах и кабине в отсеке экипажа сос-
тавляло 0,36 кг!см2.
Швейкарт почувствовал себя лучше и с опозданием примерно
на час начал переход из отсека экипажа через туннели-лазы в лун-
ную кабину. В условиях наземных тренировок переход занимал
около 10 мин, в реальных условиях Швейкарту потребовалось
90 мин, возможно, потому, что он не полностью оправился [196].
Вскоре после перехода в лунную кабину у него был второй приступ
рвоты (во время обоих приступов космонавт был без шлема). При-
чина недомогания Швейкарта так точно установлена и не была.
Он — единственный из космонавтов корабля «Аполлон IX» принял
перед стартом таблетку против укачивания и снова принял такую
же таблетку по окончании участка выведения после снятия шлема
Пульс его на участке выведения не поднимался выше 72 ударов
в минуту (у Макдивитта 135, у Скотта 120 ударов в минуту). В
первые двое суток полета перед периодом отдыха Швейкарт при-
нимал снотворное. В первый период он спал дольше других космо-
навтов. После приступов рвоты он принимал таблетки, закрепляю-
щие желудочно-кишечный тракт. На третьи сутки полета он, как
и другие космонавты, начал впрыскивать в нос состав против вы-
сыхания слизистой оболочки — обычного следствия пребывания в
чисто кислородной атмосфере [197].
Спустя примерно час к Швейкарту, находившемуся в лунной
кабине, присоединился Макдивитт. Космонавты включили борто-
вые источники питания лунной кабины, проверили основные пере-
ключатели и индикаторы, шланги подачи кислорода из бортовых
запасов лунной кабины, установили шторки на окнах кабины, по-
дали команду на развертывание посадочного шасси (развертыва-
ние космонавты наблюдали визуально) и осуществили в Г4-46 час
29 мин (Г + 46 час 27 мин) сеанс телевизионной передачи длитель-
ностью 6 мин 45 сек (7 мин). Они показали кабину и друг друга.
Качество изображения было удовлетворительное, однако наблю-
дался «смаз» при быстром движении космонавтов, поскольку ка-
мера обеспечивает передачу со скоростью только 10 кадр!сек. Из-
за неполадок на наземной приемной станции речь Макдивитта во
время сеанса принималась с искажениями, Швейкарт в течение
всего сеанса молчал.
В Г+49 час 41 мин (Г+49 час 43 мин) космонавты, находив-
шиеся в пристыкованной лунной кабине, включили двигатель по-
садочной ступени, который работал в соответствии с программой,
330
причем космонавты дросселировали тягу вручную. Вибрация при
работе двигателя вызвала в некоторых местах отслоение алюми-
ниевой фольги — облицовки внутреннего теплозащитного покры-
тия на корпусе лунной кабины. После выключения двигателя кос-
монавты обесточили бортовые системы лунной кабины и в Т+
+ 51 час 35 мин возвратились через туннели-лазы в отсек экипа-
жа. В связи с тем, что их переход в лунную кабину задержался, из
программы операций в лунной кабине были исключены проверка
системы освещения и некоторого радиотехнического оборудования.
В Г + 54 час 25 мин (Г + 54 час 26 мин 16 сек) было произве-
дено пятое включение маршевого двигателя, который проработал
43,2 сек, обеспечил приращение скорости 175,2 м!сек (167, 8 м/сек)
и перевел корабль на орбиту с высотой перигея 229 км и высотой
апогея 239 км — исходную орбиту для запланированного* на пятые
сутки эксперимента по автономному полету лунной кабины. Рас-
четная исходная орбита круговая высотой 246 км [195, 196,
201, 213].
Четвертые сутки полета
На четвертые сутки полета был запланирован выход Швей-
карта в открытый космос. Накануне, когда у Швейкарта было два
приступа рвоты, Макдивитт принял решение отказаться от экспе-
римента по выходу и ограничиться лишь разгерметизацией лунной
кабины и открытием люка, причем Швейкарт в этот период дол-
жен был использовать автономную ранцевую систему жизнеобес-
печения PLSS. Это решение было согласовано с руководителями
полета. Однако после периода сна к началу четвертых суток Швей-
карту стало лучше, и Макдивитт запросил разрешение Земли на
выход Швейкарта на один дневной период в открытый космос на
площадку перед люком, но без последующего переходу по корпусу
корабля в отсек экипажа и обратно, как это предусматривалось
первоначальной программой. Скотт должен был провести операции
по разгерметизации кабины в отсеке экипажа, открыванию люка и
пр. в соответствии с первоначальной программой.
На четвертые сутки полета к Т + 70 час (Г + 68 час) Швейкарт
и Макдивитт перешли через внутренние туннели-лазы в лунную ка-
бину. Швейкарт одел ранцевую систему жизнеобеспечения PLSS
и перевел скафандр на питание от этой системы. В Г + 72 час
50 мин были разгерметизированы кабины космонавтов во взлетной
ступени и в отсеке экипажа, в Г+ 73 час 03 мин в обеих кабинах
космонавтов были открыты люки. Через 2 мин Швейкарт одел на
шлем рамку с защитными козырьками и прикрепил 7,6 метровый
фал, а спустя еще 2 мин начал выбираться из люка (ногами впе-
ред) и в Г+ 73 час 08 мин 09 сек уже стоял на площадке перед лю-
ком, укрепив ноги в фиксаторах. Скотт через открытый люк отсе-
ка экипажа фотографировал Швейкарта во время выхода
(рис. 162). Швейкарт, в свою очередь, фотографировал корабль и
Скотта, высунувшегося из своего люка (рис. 163). От телевизион-
ной съемки в открытом космосе, как предусматривалось первона-
331
Рис. 162. Выход Швейкарта в открытый космос
(сфотографировано Скоттом)
332
Рис. 163. Выход (.'котта в открытый космос (сфотографирова-
но Швейкартом)
333
чальной программой, Швейкарт отказался, поскольку при сокра-
щенной длительности выхода у него не было бы времени на подго-
товительные операции с телевизионной камерой. В Г+73 час 21 мин
Макдивитт передал Швейкарту кинокамеру, а фотокамеру втянул
в кабину (все камеры были привязаны тросами).
Поскольку Швейкарт докладывал, что чувствует себя хорошо,
скафандр обеспечивает комфортность и космонавт не испытывает
никаких затруднений, Макдивитт‘запросил у руководителей полета
разрешения продлить период пребывания Швейкарта в открытом
космосе до ~2 час (дневной период, ночной период и еще один
дневной период). Руководители полета не дали разрешения и при-
казали ограничиться одним дневным периодом, мотивируя свое
решение тем, что продление эксперимента по выходу заставит со-
кратить период отдыха, а он особенно необходим космонавтам пе-
ред запланированным на пятые сутки полета самым ответствен-
ным экспериментом — автономным полетом лунной кабины.
Швейкарт снял те кварцевые пластинки, до которых мог до-
тянуться, не вынимая ног из фиксаторов. В Г+73 час 41 мин Швей-
карт начал опробование поручней, держась за которые, он, соглас-
но первоначальной программе, должен был перебраться в отсек
экипажа. Швейкарт нашел, что поручни позволяют управлять по-
ложением тела в невесомости. В Г-Н73 час 46 мин Швейкарт по
приказанию Макдивитта' начал возвращение в лунную кабину. Люк
лунной кабины был закрыт в Г+73 час 49 мин 58 сек. Пульс Швей-
карта перед выходом в открытый космос подскочил почти до
100 ударов в минуту (по-видимому, от нервного напряжения), а
во время выхода был 61—88 ударов в минуту. Эксперимент по вы-
ходу Швейкарта продолжался 47 мин (считая с раскрытия до за-
крытия люка). Отмечалось, что радиосистема в ранце PLSS обес-
печивала уверенную связь Швейкарта с Землей (для ретрансля-
ции использовалась радиосистема корабля).
Скотт через открытый люк снял несколько кварцевых пласти-
нок и, кроме того, вел съемку с помощью фото- и кинокамеры.
В частности, в Г+73 час 28 мин он фотографировал территорию
США. Люк отсека экипажа был закрыт в Г+73 час 49 мин 25 сек.
Испытания скафандра EV и ранцевой системы PLSS прошли
успешно, хотя следует учесть, что Швейкарт не производил опера-
ций, требующих больших затрат энергии. Система водяного охлаж-
дения работала лишь на 20—25% своей максимальной мощности,
поскольку тепловыделение организма космонавта составляло толь-
ко 90—125 ккал!час. Успешному проведению эксперимента по вы-
ходу в открытый космос, по мнению американских специалистов,
во многом способствовали тренировки в бассейне, сравнительно
частые периоды отдыха во время проведения операций в открытом
космосе, а также использование фиксаторов. Все эти меры были
приняты после учета опыта выходов в открытый космос на спутни-
ках «Джемини» в 1966 г.
По завершении эксперимента по выходу в открытый космос
кабины космонавтов были наполнены кислородом. Макдивитт и
334
Швейкарт провели телевизионный сеанс из лунной кабины (соглас-
но первоначальной программе, этот сеанс должен был проводить
Швейкарт во время выхода в открытый космос). Длительность
сеанса 12 мин 43 сек. Космонавты показали пульт управления и
другое., оборудование лунной кабины, туннели-лазы, процесс прие-
ма пищи. Кроме того, через окна лунной кабины космонавты пока-
зали Землю, основной блок (при этом в окне основного блока был
виден космонавт Скотт), посадочное шасси лунной кабины и пр.
Качество изображения было значительно лучше, чем при первом
сеансе. После проведения телевизионного сеанса Швейкарт и Мак-
дивитт обесточили бортовые системы лунной кабины и вернулись
через туннели-лазы в отсек экипажа. По данным телеметрии, кос-
монавты, по-видимому, забыли обесточить две системы в лунной
кабине. Руководители полета приказали одному из космонавтов
вернуться в лунную кабину и проверить. Космонавты вначале от-
казывались, заявляя, что на это потребуется не менее 30 мин, что
сократит и без того короткий отдых перед ответственным экспери-
ментом пятого дня полета. .Руководители полета настаивали, и
Швейкарт совершил переход в лунную кабину и обратно для про-
верки систем. На всю операцию потребовалось 11 мин [195, 196,
197,203,213,224].
Пятые сутки полета
На пятые сутки полета космического корабля «Аполлон IX»
был проведен главный и самый ответственный эксперимент — авто-
номный полет лунной кабины. Исходная орбита корабля при этом
несколько отличалась от расчетной. Расчетная орбита круговая
высотой 246 км, фактическая орбита имела перигей 229 км и апо-
гей 239 км. Поэтому были несколько изменены расчетные парамет-
ры для маневров1.
На пятые сутки период работы космонавтов начался несколько
раньше, чем предусматривалось программой (они спали менее
5 час [224]), чтобы они успели надеть скафандры и к расчетному
времени завершить переход в лунную кабину (как показал опыт
предыдущих двух суток, надевание скафандров и переход занима-
ют больше времени, чем рассчитывали на основании наземных тре-
нировок).
К Г + 89 час (Г + 89 час) Швейкарт и Макдивитт перешли в
лунную кабину, а Скотт, оставшийся в отсеке экипажа, установил
приемный конус и стыковочный штырь. При расстыковке наблюда-
лись некоторые трудности. Как выяснилось, Скотт недостаточно
резко перекинул тумблер в положение «разделение». Разделение
произошло на 59-м витке в Г + 92 час 39 мин над станцией слеже-
ния на о. Антигуа. Основной блок отошел от лунной кабины при-
мерно на 15 м, после чего Макдивитт начал медленно поворачи-
вать лунную кабину по тангажу и рысканию, чтобы Скотт мог про-
1 Указываемые в этом разделе в скобках расчетные параметры соответст-
вуют первоначальной программе.
335
извести ее визуальный осмотр с разных сторон. Позже с той же
целью Скотт поворачивал основной блок. Одновременно с визу-
альным осмотром Скотт и Швейкарт вели фотографирование. Кос-
монавты видели друг друга через окна. Скотт включил радиолока-
ционный приемоотвегчик, а в Г + 93 час 02 мин 53 сек (Г + 93 час
05 мин 45 сек) включил вспомогательные двигатели основного бло-
ка для перевода его на несколько иную орбиту, обращаясь по ко-
торой он удалился бы от лунной кабины на 3,7 км. Двигатели про-
работали 12,13 сек (10,9 сек) и сообщили приращение скорости,
близкое к расчетному (1,5 м!сек). Основной блок перешел на орби-
ту, обращаясь по которой, удалился от лунной кабины на 5,2 км.
Макдивитт ориентировал лунную кабину таким образом, чтобы ос-
новной блок постоянно находился в поле зрения, а Швейкарт с
помощью бортового радиолокатора, обеспечивающего встречу на
орбите, определял дальность до основного блока и относительную
радиальную скорость. Швейкарт также выставил гиростабилизи-
рованную платформу основной системы наведения и ввел уточнен-
ные данные в аварийную систему наведения, которую предстояло
испытать при первом включении двигателя посадочной ступени.
В Г+93 час М мин 34 сек (Г+ 93 час 50 мин 03 сек) на 59-м
витке двигатель был включен. Тяга его дросселировалась космо-
навтами в пределах 10—40% полной тяги (4,5 т), причем при ра-
боте двигателя на 20% полной тяги Швейкарт отмечал сильную
вибрацию. Двигатель обеспечил приращение скорости 27,5 м/сек
(25,9 м/сек). Лунная кабина перешла на «ко-эллиптическую» ор-
биту с высотой апогея 253 км (268 км). Когда, обращаясь по этой
орбите, лунная кабина удалилась от основного блока на макси-
мальное расстояние 89 км1 (90 км), были проведены испытания
радиолокатора, обеспечивающего встречу на орбите (результаты
определений дальности с помощью этого радиолокатора и резуль-
таты определений Скотта с помощью секстанта отличались от дан-
ных измерений наземных средств не более, чем на 185 м). Посколь-
ку испытания всех бортовых систем лунной кабины прошли успеш-
но, руководители полета выдали разрешение на проведение даль-
нейших маневров, предусмотренных программой. В противном слу-
чае лунная кабина должна была бы сразу осуществить маневр по
обеспечению встречи с основным блоком.
В Г+95 час 39 мин 07 сек (Г+ 95 час 41 мин 48 сек) в зоне
видимости станции слежения в Гуаймасе Макдивитт включил во
второй раз двигатель посадочной ступени. Тяга двигателя была
постоянной (10% полной), он работал по командам основной сис-
темы наведения. Двигатель обеспечил приращение скорости
13,1 м/сек (12,2 м/сек) и перевел лунную кабину на близкую к кру-
говой орбиту, пролегающую примерно на 20 км выше орбиты ос-
новного блока.
1 Космонавты лунной кабины доложили, чю на этом расстоянии они все
еще продолжали визуально наблюдать основной блок.
336
В Г+96 час 16 мин 04 сек (Г+96 час 22 мин), после отделе-
ния взлетной ступени от посадочной, были включены двигатели
системы ориентации на взлетной ступени. Они проработали 31 сек
(30,6 сек), обеспечили приращение скорости 12,2 м)сек (11,5 м]сек)
и перевели взлетную ступень на орбиту с высотой перигея
~220 км. В момент включения двигателей взлетная ступень нахо-
дилась на ~20 км выше основного блока и на 134 км позади ,него
по полету. Уставки для этого маневра были рассчитаны как на
борту, так и на Земле. Космонавты воспользовались уставками,
рассчитанными на борту.
В Г+ 96 час 58 мин 14 сек (Г+ 97 час 06 мин 28 сек) был
включен основной двигатель взлетной ступени с таким расчетом,
чтобы она перешла на орбиту, пролегающую ниже орбиты основно-
го блока. Отмечается хорошее согласие измерений дальности и ра-
диальной скорости сближения, производимых Швейкартом в лун-
ной кабине с помощью радиолокатора, Скоттом в основном блоке
с помощью секстанта и наземными средствами. Так, перед включе-
нием основного двигателя взлетной ступени, по данным Скотта,
радиальная скорость сближения составляла 34,1 м)сек, по данным
Швейкарта — 32,6 м!сек. Космонавты в лунной кабине при вклю-
чении основного двигателя взлетной ступени использовали уставки,
рассчитанные на борту.
В Г+ 97 час 57 мин 45 сек (Г+ 97 час 59 мин 21 сек) был про-
изведен первый маневр на завершающем этапе сближения. Двига-
тели системы ориентации взлетной ступени обеспечили приращение
скорости 6,8 м!сек (6,6 м!сек), причем импульс был направлен по
линии визирования. На завершающем этапе сближения Макдивитт
включил проблесковый источник света.
В связи с тем, что при расстыковке наблюдались трудности,
Макдивитт хотел завершить стыковку в дневной период, для чего
требовалось сократить предусмотренную программой длительность
группового полета с взаимным осмотром. Руководители полета
дали соответствующее разрешение. В Г+98 час 33 мин (98 час
31 мин) было произведено выравнивание скоростей и перевод
взлетной ступени в режим группового полета на расстоянии
~30 м от основного блока. Макдивитт развернул ступень так, что-
бы Скотт мог осмотреть основной двигатель. Затем Макдивитт на-
чал операции по причаливанию. Отмечается, что солнечный свет,
падавший на окно лунной кабины, мешал Макдивитту вести
наблюдение на участке причаливания. Скотт предложил, что он
обеспечит причаливание и стыковку, однако Макдивитт решил сде-
лать это сам, но просил Скотта корректировать его маневры (меж-
ду космонавтами в обоих аппаратах была устойчивая связь). Сты-
ковка была завершена в Г+98 аде 59 мин 38 сск. Отмечается, что
космонавты лунной кабины за период маневров израсходовали
всего 26% запаса топлива из одной пары баков для двигателей
системы ориентации и 34% запаса топлива из второй пары баков.
337
После завершения стыковки руководители полета предложили
космонавтам отдохнуть, однако они решили сначала осуществить
переход в отсек экипажа. В период разборки стыковочного узла и
перехода заданную ориентацию корабля обеспечивали двигатели
системы ориентации взлетной ступени, а не вспомогательные двига-
тели основного блока, поскольку Скотт перерасходовал запас топ-
лива для вспомогательных двигателей.
Перед переходом оказалось необходимым выровнять давление
в кабине космонавтов во взлетной ступени и в туннелях-лазах (дав-
ление в кабине поднялось до 0,41 кг/см2). Перед тем как покинуть
взлетную ступень космонавты привели ее бортовые системы в такое
состояние, чтобы можно было по дистанционной команде, передан-
ной из основного блока, включить двигатель взлетной ступени.
Кроме того, космонавты перенесли во взлетную ступень из отсека
экипажа накопившийся «мусор» и некоторые предметы, надобность
в которых отпала.
Космонавты отделили основной блок от взлетной ступени и с
помощью вспомогательных двигателей (приращение скорости
0,9 м)сек) увели его на безопасное расстояние (~ 1 км) от ступени
перед включением ее основного двигателя. Двигатель был включен
в Т-Ь101 час 52 мин 44 сек (Т+100 час 26 мин). Он проработал
342 сек (~360 сек) и перевел ступень на орбиту с высотой апогея
~7000 км. Предполагаемая продолжительность существования
ступени на этой орбите ~ 19 лет.
По завершении перечисленных экспериментов было объявлено,
что космонавты выполнили 97% задач, запланированных на полет
[196, 206, 120, 124]. ,
Шестые—десятые сутки полета
В течение последних пяти суток полета космонавты корабля
«Аполлон IX» продолжали испытания бортовых систем, осущест-
вляли фотографирование (в среднем 200 кадров в сутки), вели
наблюдения наземных ориентиров, а также проводили эксперимен-
ты по связи, которые были намечены на начальный период полета,
но из-за недостатка времени проведены не были [196].
Фотографирование проводилось в основном с целью изучения
возможности исследования природных ресурсов с орбиты. Космо-
навты выборочно снимали некоторые районы территории США (в
штатах Калифорния, НьюМексико, Техас), а также территории
других стран (Коста-Рика, Бразилия, Колумбия, Гвинея) [207,
209].
Наблюдения наземных ориентиров велись с помощью телеско-
па, причем нацеливание телескопа производилось разворотом ко-
рабля не по тангажу, как обычно, а по рысканию и затем по крену.
Этот новый способ позволил сэкономить в общей сложности
7—9 кг топлива для вспомогательных двигателей. Отмечается, что
космонавты корабля «Аполлон IX», как и другие американские
космонавты, весьма неохотно расходовали топливо для вспомога-
338
тельных двигателей. Так, в последние пять дней полета космонав-
ты корабля «Аполлон IX» ежесуточно расходовали в среднем 7,2 кг
топлива для вспомогательных двигателей, хотя бортовые запасы
позволяли тратить в сутки до 23 кг.
Космонавты использовали бортовые оптические приборы не
только для наблюдения наземных ориентиров, но и для наблюде-
ния небесных тел. С помощью секстанта Скотт наблюдал Юпйтер
и четыре его спутника (Ио, Европа, Ганимед и Каллисто). С по-
мощью телескопа космонавты наблюдали один из спутников «Пе-
гас», который находился на расстоянии ^1600 км от корабля, а
также обращающуюся гго орбите с высоким апогеем взлетную сту-
пень лунной кабины, за которой они следили на расстоянии
1000—1500 км.
Эксперименты по связи предусматривали, в частности, изуче-
ние способности остронаправленной антенны основного блока уве-
ренно принимать сигналы без предварительного наведения. Это
может потребоваться при полетах к Луне, когда на корабль нуж-
но будет подать сигнал в период сна космонавтов. Эксперименты
показали, что антенна в этих условиях обеспечивает эффективную
связь.
В последние пять суток полета космонавты произвели шестое
и седьмое включения маршевого двигателя корабля (не считая
восьмого включения для обеспечения схода с орбиты).
Шестое включение предполагалось произвести в 7+121 час
59 мин для уменьшения высоты перигея орбиты настолько, чтобы
сход с орбиты могли обеспечить вспомогательные двигатели в слу-
чае неисправности маршевого. В расчетное время маршевый двига-
тель включен не был, так как не сработали вспомогательные дви-
гатели, которые должны были сообщить кораблю ускорение для
обеспечения забора топлива из баков маршевого двигателя. Поз-
же выяснилось, что космонавты не придерживались правильной
последовательности операций при включении вспомогательных
двигателей. Попытка была повторена на следующем витке. Вспо-
могательные двигатели включились нормально, и в 7+123 час
28 мин был включен маршевый двигатель, который перевел ко-
рабль на орбиту с высотой перигея 195 км (176 км) и высотой апо-
гея 222 км.
Седьмое включение было произведено в 7+169 час 38 мин
(7+169 час 47 мин) для дальнейшего уменьшения высоты пери-
гея, а также для увеличения высоты апогея, чтобы обеспечить
большую продолжительность существования корабля на орбите
при низком перигее. Продолжительность работы двигателя реши-
ли увеличить с 8 до 25 сек, чтобы провести испытания системы ре-
гистрации расхода топлива. Двигатель проработал 25 сек и обес-
печил перевод основного блока на орбиту с высотой перигея \76 км
и высотой апогея 542 км (первоначально предусматривалось пере-
вести основной блок на орбиту'с высотой апогея 388 км).
339
В последние пять суток полета наблюдалось несколько несу-
щественных неисправностей в бортовых системах, в частности,
перегрев в одной из батарей топливных элементов и отказ одного
из вентиляторов. Эти неисправности космонавты сумели устра-
нить.
В связи с неблагоприятными метеорологическими условиями
в расчетном районе посадки (скорость ветра 26,6 м)сек, высота
волн до 3,6 м) было принято решение посадить корабль «Апол-
лон IX» в другой район Атлантического океана (14° с. ш. и 68°
з. д.), где условия были более благоприятны: небольшой ветер, вы-
сота волн 0,6—0,9 м, видимость 16 км. Вертолетоносец «Гвадал-
канал» успел перейти в новый район. В связи с изменением района
посадки сход корабля с орбиты должен был произойти не на
151-м, а на 152-м витке. Новое расчетное время посадки
Т + 241 час 00 мин 43 сек [196, 207, 208, 209, 211, 219, 225].
Восьмое включение маршевого двигателя для обеспечения
схода корабля с орбиты было произведено в Т + 240 час 31 мин над
районом к северу от Гавайских островов. Космонавты на период
возвращения, на Землю скафандров не надевали. Двигатель прора-
ботал 10 сек, затем корабль развернули на 45° по рысканию, и дви-
гательный отсек отделился от отсека экипажа, который вошел в ат-
мосферу над Техасом. Период пропадания сигнала окончился в
7' + 240 час 51 мин, отсек приводнился в Т + 241 час 00 мин 53 сек
в 4,8 км от вертолетоносца «Гвадалканал» и в 1,5-км от расчетной
точки. Спуск отсека экипажа на парашюте демонстрировался по
цветному телевидению с помощью камер, установленных на вер-
толетоносце. Наплаву отсек сразу установился в расчетном положе-
нии (днищем вниз). Легкие водолазы были доставлены к отсеку
в течение нескольких минут, в Т + 241 час 27 мин космонавты от-
крыли люк и вышли на надувную лодку. Космонавты были подня-
ты на борт вертолета через 45 мин и доставлены на вертолетоносец
через 49 мин после посадки. Отмечалось, что при выходе из верто-
лета на палубу корабля походка Макдивитта первые моменты
была не очень твердой. С вертолетоносца космонавтов доставили
в Хьюстон, где они в течение 12 дней отчитывались о полете.
Отсек экипажа был поднят на борт вертолетоносца и достав-
лен в Норфолк, где в течение трех суток производилось обесточи-
вание бортовых систем, извлечение пиротехнических устройств,
слив остатков топлива и пр. Затем отсек был доставлен военно-
транспортным самолетом С-133 на завод-изготовитель в г. Дауни
(шт. Калифорния) [196, 214, 216, 219, 225].
НЕКОТОРЫЕ ИТОГИ ПОЛЕТА
Согласно заявлению генерал-лейтенанта Филлипса, руководй-
теля программы «Аполлон», полет космического корабля «Апол-
лон IX» во всех отношениях превзошел самые оптимистические
340
ожидания, хотя он был более сложным, чем все предыдущие пило-
тируемые полеты. Основными достижениями полета считают:
1. Успешные летные испытания лунной кабины корабля «Апол-
лон», в первую очередь, во время автономного полета. Особо отме-
чается эффективность работы двигательных установок, систем на-
ведения и навигации, жизнеобеспечения и связи.
2. Третьи подряд успешные испытания пилотируемого основно-
го блока корабля «Аполлон», после которых его уже можно было
считать отработанным.
3. Успешные летные испытания стыковочного узла.
4. Успешные летные испытания основного блока и лунной ка-
бины в состыкованном состоянии; демонстрацию правильности рас-
четов динамики состыкованных аппаратов при работе двигатель-
ных установок.
5. Демонстрацию правильности выработанной методики сбли-
жения, причаливания и стыковки, а также эффективности борто-
вых систем, обеспечивающих эти операции.
6. Успешные летные испытания скафандра EV и автономной
ранцевой системы жизнеобеспечения PLSS.
7. Демонстрацию возможности управления основным блоком
силами одного космонавта, а также способности космонавта, остав-
шегося в основном блоке, подстраховывать космонавтов лунной
кабины в области навигационного обеспечения, независимо от на-
земных средств траекторных измерений.
8. Получение ценной информации в отношении возможности
исследования природных ресурсов Земли с орбиты [196],
9. Получение большого числа фото- и кинокадров (больше,
чем в результате всех полетов спутников «Джемини» вместе взя-
тых). Из общего запаса пленки не удалось отснять только 50 кад-
ров в связи с заклиниванием механизма подачи пленки [218].
После полета корабля «Аполлон IX» и 12-суточного отчета
космонавтов был составлен список, в котором перечислялось около
150 неполадок и отклонений от расчетных режимов, наблюдавших-
ся при полете корабля. Примерно половина неполадок была заре-
гистрирована в основном блоке, остальные — в лунной кабине.
Помимо технических неполадок весьма существенным нёдостатком
считают болезнь космонавтов перед полетом, что заставило отло-
жить старт на трое суток, а также недомогание Швейкарта в поле-
те, что заставило провести эксперимент по выходу в открытый кос-
мос по сокращенной программе. Причина недомогания Швейкарта
так и не была точно установлена. Возможность вирусной инфекции
исключили. Есть предположение, что это недомогание имело вести-
булярный характер.
Что касается технических неполадок, то они, по мнению аме-
риканских специалистов, типичны для испытательных полетов но-
вых космических аппаратов. Некоторые из этих неполадок усугуб-
лялись плохим самочувствием космонавтов и напряженным графи-
ком работ. Однако космонавты и наземные службы быстро находи-
ли способы устранить или «обойти» эти неполадки, и в результате
341
все основные задачи полета были выполнены1. Ни одна неполадка
не была настолько существенной, чтобы возникла необходимость
аварийного прекращения полета. Среди основных технических не-
поладок указываются.
1. Неоднократные включения световых, и звуковых аварийных
сигналов на пульте управления в кабине, в то время как по дан-
ным телеметрии и фактически никаких аварий не возникало. Пред-
полагают, что причиной этого были слишком жесткие допуски ава-
рийных датчиков, которые давали сигнал тревоги преждевремен-
но. Так например, в начале полета стал непрерывно работать зву-
ковой сигнал аварийного падения давления в водородном бачке
в двигательном отсеке. Чтобы выключить этот сигнал, который ме-
шал космонавтам спать, пришлось в течение всего полета поддер-
живать в бачке давление на таком уровне, чтобы оно не оказалось
ниже порогового для датчика. Во время перестроения отсеков сра-
ботал датчик аварийных динамических нагрузок, хотя они не пре-
вышали допустимую величину. При третьем включении маршевого
двигателя сработал аварийный датчик в системе регистрации рас-
хода топлива, хотя по данным телеметрии и фактически перерас-
хода не было. Датчик в дальнейшем отключили, хотя это не дава-
ло возможности определить расход топлива при включении мар-
шевого двигателя. При седьмом включении двигателя, которое спе-
циально продлили с 8 до 25 мин, было проведено испытание систе-
мы регистрации расхода топлива, для этого датчик был включен.
Хотя двигатель работал нормально, датчик с 5-й секунды работы
начал подавать аварийный сигнал. Начиная с момента старта дат-
чик давления в вытеснительной системе (сжатый гелий) подачи
топлива в маршевый двигатель стоял на нуле, хотя система' функ-
ционировала нормально.
2. Заедание в системе ручного нацеливания телескопа. Мак-
дивитт и другие крсмонавты указывали на это несколько раз в пе-
риод со вторых до седьмых суток полета. Затем система начала
работать нормально. Эта неисцравность не позволила космонав-
там провести некоторые эксперименты по наблюдению наземных
ориентиров.
3. Запотевание окон. Отмечается, что запотевание, хотя и
наблюдалось, но было значительно меньше, чем при предыдущих
полетах, так что эту проблему, по-видимому, можно считать ре-
шенной, после того как стали производить дегазацию материала
уплотнений для окон еще в процессе изготовления.
4. Отказ одного из вентиляторов в кабине отсека экипажа на
седьмые сутки полета. Предполагают, что вентилятор перегрелся.
Отмечается, что космонавты вообще редко включали вентиляторы.
5. Перегрев в батарее № 2 водородо-кислородных топливных
элементов.
6. Затруднения в связи по линии «Земля—борт».
1 Переход через открытый космос из лунной кабины в основной блок и об-
ратно относили к числу второстепенных задач.
342
7. Неисправность редуктора в вытеснительной системе (сжа-
тый гелий) подачи топлива в двигатель посадочной ступени лун-
ной кабины.
8. Вибрация на участке работы двигательной установки вто-
рой ступени ракеты-носителя.
9. Наличие пузырьков газа в питьевой воде, полученной в ре-
зультате реакции водорода и кислорода в топливных элементах
[196, 210, 221, 222].
КОСМИЧЕСКИЙ КОРАБЛЬ «АПОЛЛОН X»
Полет космического корабля «Аполлон X» проходил с 18 по
26 мая 1969 г. Экипаж корабля: Томас Стаффорд (командир),
Джон Янг (пилот основного блока) и Юджин Сернан (пилот лун-
ной кабины). Корабль включал в себя основной блок (образец
106) и лунную кабину (образец LM-4). Для основного блока ко-
рабля «Аполлон X» было выбрано название «Чарли Браун», для
лунной кабины — «Снупи» (оба — персонажи популярной серии
комиксов). Вес корабля 42,9 т (отсек экипажа 5,6 т, двигательный
отсек 23,3 т, лунная кабина 14,0 т). Для запуска использовалась
ракета-носитель «Сатурн V» AS-505. Цель полета, относящегося к
этапу F, — комплексные испытания корабля (основной блок и лун-
ная кабина) на селеноцентрической орбите. Полет корабля «Апол-
лон X» должен был служить «генеральной репетицией»1 перед по-
летом корабля «Аполлон XI», при котором предполагали выпол-
нить целевую задачу программы «Аполлон»— высадить экспеди-
цию на Луну (этап G).
Программа цолета корабля «Аполлон X» предусматривала
проведение всех операций, которые предстояло осуществить при
полете этапа G, за исключением завершающего этапа посадки на
Луну, пребывания на Луне и старта с Луны. Длительность полета
корабля «Аполлон X» (8 суток) была такой же, как предусматри-
валась при полете этапа G.
С другой стороны, задачи корабля «Аполлон X» являлись свое-
образным синтезом задач кораблей «Аполлон VIII» и «Апол-
лон IX». Корабль «Аполлон VIII» был выведен на селеноцентри-
ческую орбиту, но он не включал в свой состав лунной кабины.
Корабль «Аполлон IX» включал в свой состав лунную кабину, но
выводился на геоцентрическую орбиту. Что касается корабля
«Аполлон X», то он выводился на селеноцентрическую орбиту и
включал в свой состав лунную кабину [248].
Программа полета корабля «Аполлон X» была полностью
выполнена.
1 Некоторые специалисты NASA после успешных полетов кораблей «Апол-
лон VIII» и «Аполлон IX» рекомендовали обойтись без этапа F и использовать
корабль «Аполлон X» для выполнения задачи этапа G (первая высадка на Лу-
ну). Руководство NASA сочло необходимым предварительно провести полет эта-
па F [205].
344
ЗАДАЧИ ПОЛЕТА
Основными задачами полета корабля «Аполлон X» являлись:
1. Комплексные летные испытания основного блока и лунной
кабины на селеноцентрической орбите с проведением всех опера-
ций, необходимых для высадки космонавтов на Луне, за исключе-
нием завершающего этапа посадки на Луну и старта с Луны. Ко-
рабль должен был обращаться по селеноцентрической орбите
61,5 час, из которых 8,5 час падало на раздельный полет основного
блока, пилотируемого космонавтом Янгом, и лунной кабины, пило-
тируемой космонавтами Стаффордом и Сернаном. В процессе ав-
тономного полета лунной кабине предстояло выйти на орбиту,
обеспечивающую сближение с Луной до расстояния 15 км (в пери-
селении) .
2. Визуальный осмотр из отсека экипажа с базовой орбиты
(круговая орбита высотой 111 км) и из лунной кабины с эллипти-
ческой орбиты (высота периселения 15 км) участка 2 в Море Спо-
койствия, выбранного в, качестве основного для посадки лунной ка-
бины космического корабля «Аполлон XI». Эллиптическая орбита
отделившейся лунной кабины должна была проходить над участ-
ком 2, центр которого имеет селенографические координаты
0°45' с. ш. и 23°37' в. д. Во время прохода лунной кабины
корабля «Аполлон X» над участком 2 угол возвышения Солнца
над горизонтом должен быть таким же ( — 10°), какой предусмат-
ривался при посадке на этом участке лунной кабины космического
корабля «Аполлон XI». Одной из важнейших задач' космонавтов
корабля «Аполлон X» была регистрация ориентиров в районе
участка посадки и уточнение характера подхода к участку [247].
3. Отработка навигации на селеноцентрической орбите с уче-
том возмущений этой орбиты под влиянием аномалий гравитаци-
онного поля Луны. Эти аномалии были обнаружены при полетах
по селеноцентрическим орбитам автоматических аппаратов «Лунар
Орбитер» и корабля «Аполлон VIII». Кратковременный (20 час)
полет по селеноцентрической орбите космического корабля «Апол-
лон VIII» не позволил получить достаточно полных сведений об
этих аномалиях. Не располагая такими сведениями, нельзя было
точно рассчитать траекторию отделившейся лунной кабины, кото-
рой предстоит совершить посадку на Луну. Первоначально пред-
полагалось, что корабль «Аполлон X» будет обращаться по селе-
ноцентрической орбите двое суток, затем было принято решение
продлить этот срок еще на одни сутки, чтоб более полно исследо-
вать аномалии гравитационного поля.
4. Испытания радиолокатора, обеспечивающего встречу на ор-
бите, при полете лунной кабины на расстоянии до 560 км от основ-
ного блока (максимальное расчетное удаление лунной кабины от
основного блока при маневрах по сближению после старта с Лу-
ны). Испытания этого радиолокатора при полете корабля «Апол-
лон IX» производились на расстоянии до 175 км, поскольку на
большее расстояние лунная кабина от основного блока не удаля-
лась. Кроме того, при раздельном полете основного блока и лун-
ной кабины корабля «Аполлон X» должны были проводиться ис-
345
пытания запасного устройства для обеспечения встречи (дально-
мер, работающий в диапазоне метровых волн и установленный в
отсеке экипажа). Корабль «Аполлон X» был первым, на котором
был установлен такой дальномер [248, "259].
5. Испытания радиолокатора, обеспечивающего посадку на
Луну. Радиолокатор, установленный на посадочной ступени лун-
ной кабины корабля «Аполлон X», несколько отличался ot штат-
ного радиолокатора, который должен применяться при посадке на
Луну. Штатный радиолокатор начинает работать, когда лунная ка-
бина сблизится с Луной на ~10юи. Поскольку максимальное
сближение с Луной для лунной кабины корабля «Аполлон X» пре-
дусматривалось порядка 15 км, то дальность действия образца ра-
диолокатора на этой лунной кабине была повышена [249].
6. Фото- и киносъемка Луны и Земли из основного блока и
лунной кабины; съемка последней ступени ракеты-носителя (с лун-
ной кабиной и без нее) во время маневра по перестроению отсе-
ков; съемка основного блока и лунной кабины во время группового
полета после расстыковки и перед стыковкой на селеноцентричес-
кой орбите; съемка операций, проводимых космонавтами в кораб-
ле, например, надевания скафандров и перехода через внутренние
туннели-лазы .из отсека экипажа в лунную кабину и обратно. Осо-
бое значение придавалось съемке участка 2 с эллиптической орби-
ты (при этом предполагали зарегистрировать камни размером от
1,5 м [251]) и подходов к этому участку, получению стереоскопи-
ческих фотоснимков некоторых элементов лунного рельефа с ба-
зовой селеноцентрической орбиты, а также киносъемке поверхно-
сти Луны, ориентиров на поверхности на фоне звездногр неба и
лунного горизонта на фоне звездного неба (при этом кинокамера
должна была подсоединяться к оптической системе секстанта, вхо-
дящего в систему наведения и навигации основного блока).
На корабле «Аполлон X» находились две фотокамеры
Hasselblad с телеобъективом и две кинокамеры Maurer. Одна фо-
токамера находилась в отсеке экипажа, вторая — в лунной каби-
не. После эксперимента по автономному полету лунной кабины вто-
рая фотокамера тоже была перенесена в отсек экипажа. Одна ки-
нокамера была смонтирована в отсеке экипажа на специальном
кронштейне и снабжена прицельным приспособлением, удлинитель-
ным кабелем питания и приставкой, позволяющей подсоединять
камеру к оптической системе секстанта. Вторая кинокамера была
в лунной кабине. На борту находились две кассеты с цветной и
четыре кассеты с черно-белой пленкой для фотокамер, а также во-
семь кассет с цветной кинопленкой для съемки через окно и четы-
ре кассеты с цветной кинопленкой для съемки внутри корабля.
В каждой кассете 42,7 м кинопленки [248]. Кроме того, на борту
находились образцы пленки, которую предполагают использовать
при астрономических наблюдениях на станции «Скайлэб», чтобы
установить, не повлияет ли на эту пленку прохождение через пояс
радиации [260].
346
7. Проведение 11 сеансов цветного и черно-белого телевиде-
ния, соответственно с помощью камеры фирмы Westinghouse
Electric и камеры фирмы RCA (общая длительность сеансов около
3 час) [248].
РАСЧЕТНАЯ ПРОГРАММА ПОЛЕТА
Согласно расчетной программе, ракета-носитель «Сатурн V»
AS-505 с космическим кораблем «Аполлон X» запускается со стар-
тового комплекса № 39 на мысе Кеннеди 18 мая 1969 г. в 16 час
49 мин1. Окно для запуска 18 мая продолжалось до 20 час 35 мин.
Окна были также 20, 23, 24 и 25 мая, а затем только в середине
июня 1969 г. Окно 18 мая было основным, поскольку оно обеспечи-
вало заданный угол возвышения Солнца над горизонтом при
наблюдениях и съемке основного потенциального участка посадки
первой лунной экспедиции (участок № 2 в Море Спокойствия).
При запуске в остальные упомянутые «окна» в мае 1969 г. произво-
дилась бы съемка запасных потенциальных участков посадки на
Луне [247].
Расчетная программа предстартовой подготовки корабля
«Аполлон X», выведения на начальную геоцентрическую орбиту,
перехода на траекторию полета к Луне, полета по трассе «Земля—
Луна», перехода на начальную селеноцентрическую орбиту и кор-
рекции этой орбиты соответствовала типовой программе, изложен-
ной выше.
Расстыковка лунной кабины и основного блока корабля «Апол-
лон X» производится на 12-м витке корабля по селеноцентрической
орбите в Т+98 час 10 мин2.
На борту отделившейся лунной кабины корабля «Аполлон X»
находятся космонавты Стаффорд и Сернан, в основном блоке оста-
ется космонавт Янг. В течение 25 мин два аппарата совершают
групповой полет на расстоянии нескольких метров друг от друга.
Стаффорд поворачивает кабину, чтобы Янг мог произвести ее
визуальный осмотр со всех сторон и установить, не была ли она
повреждена при расстыковке и полностью ли развернулось поса-
дочное шасси. В Т+98 час 35 мин 16 сек Янг включает на 6,9 сек
вспомогательные двигатели основного блока для обеспечения уво-
да его от лунной кабины. Приращение скорости основного блока
1 Здесь и далее время по Гринвичу.
2 Типовая программа, составленная до полета корабля «Аполлон X», пре-
дусматривала расстыковку на 12-м витке в Т — ЭЗ час 10 мин. Однако опыт по-
лета корабля «Аполлон X» показал, что во время автономного полета лунной
кабины ее остронаправленная антенна часто теряла Землю, а связь с помощью
всенаправленных антенн была неуверенной. В результате в типовую программу
было внесено изменение, предусматривающее отделение лунной кабины не на
12 м, а на 13 м витке, чтобы в период посадки на Луну лунная кабина нахо-
дилась в зоне видимости Голдстона, где в случае необходимости можно ис-
пользовать станцию «Марс» с антенной, имеющей отражатель диаметром 64 м,
которая обеспечит уверенную связь даже при использовании всенаправленных
антенн лунной кабины [307]. Выше изложена типовая программа с учетом этого
изменения (см. стр. 243).
347
составляет 0,76 м!сек. Он удаляется от лунной кабины на 3,3 км
по горизонтали и на 1 км по высоте. Дальнейшие маневры лунной
кабины показаны на рис. 164—1671.
В Г-1-99 час 33 мин 59 сек включается двигатель посадочной
ступени лунной кабины и обеспечивает ее перевод на эллиптиче-
скую селеноцентрическую орбиту с высотой периселения 15 км ивы-
сотой апоселения 111 км (см. рис. 164 позиция /). Двигатель ра-
ботает в течение 15 сек на 10% полной тяги и еще 13 сек на 40%
полной тяги (полная тяга двигателя 4,5 т). Он обеспечивает при-
ращение скорости 21,6 м/сек, За 600 сек до прохождения лунной
кабиной периселения (см. рис. 165) космонавты начинают изме-
нять ориентацию лунной кабины, имитируя изменения ориентации
на конечном участке торможения при посадке на Луну. В этот пе-
риод проводятся испытания радиолокатора, обеспечивающего по-
садку на Луну, а также ведутся визуальное наблюдение и съемка
подходов к участку 2 и самого этого участка. Периселений орбиты
должен быть расположен таким образом, чтобы обеспечить наи-
лучшие условия наблюдения.
При всех последующих маневрах лунной кабины во время ав-
тономного полета космонавт Янг в основном блоке находится в го-
товности совершить маневр «зеркального отображения», если оче-
редной маневр лунной кабины по какой-либо причине не удастся.
В Г+100 час 46 мин 21 сек, примерно через 10 мин после про-
хождения лунной кабиной периселения, снова включается двига-
тель посадочной ступени, который работает 26 сек на 10% полной
тяги и 17 сек на 100% полной тяги, сообщает приращение скорости
59 м/сек и переводит лунную кабину на эллиптическую орбиту с
высотой периселения 18,3 км и высотой апоселения 360 км. Этот
маневр называется «маневром фазирования» (см. рис. 166), он дол-
жен обеспечить выход взлетной ступени лунной кабины в исход-
ное положение для сближения. До маневра «фазирования» основ-
ной блок находится позади лунной кабины. В результате этого ма-
невра она отстает от основного блока и в момент начала маневров
по сближению находится на расстоянии 500 км позади него.
Перед началом маневров по сближению производится разде-
ление посадочной и взлетной ступеней лунной кабины, и отделив-
шаяся взлетная ступень с помощью вспомогательных двигателей
уводится от посадочной, после чего в Г+102 час 43 мин 18 сек
начинаются маневры по сближению. Первый маневр по сближению
предусматривает включение основного двигателя взлетной ступени
(приращение скорости 63 м/сек) для перевода ее на орбиту с вы-
сотой апоселения 83 км. Это включение имитирует включение дви-
гателя при старте с поверхности Луны (при реальном старте про-
1 На рис. 164, 166 и 167 последовательные маневры лунной кабины обозна-
чены арабскими цифрами, приче^м нумерация маневров сквозная на всех трех
рисунках. Слева показано положение лунной кабины относительно основного
блока (основной блок находится в точке пересечения координат), а справа—по-
ложение лунной кабины относительно Луны.
г 348
Рис. 164. Переход лунной кабины на эллиптическую ор-
биту с высотой периселения 15 км и высотой апоселе-
ния 111 км
1 — включение двигателя посадочной ступени лунной кабины
для перевода ее на эллиптическую орбиту с высотой периселе-
ния 15 км и высотой апоселения 111 км; 2 — включение двига-
теля посадочной ступени лунной кабины для перевода ее на
эллиптическую орбиту с высотой периселения 18,3 км и высо-
той апоселения 366 км (маневр «фазирования»)
А — начало периода радиовидимости;
В — окончание периода радиовидимости;
С — участок 2 (основной потенциальный участок посадки)
Рис. 165. Прохождение лунной кабиной периселения и пролет над основ-
ным потенциальным участком посадки (участок 2)
1 — разворот на 180° по крену (производится за 600 сек до достижения периселения,
после разворота окна кабины обращены в космос, в период разворота проводятся
испытания поворотной антенны сантиметрового диапазона): 2 — разворот по танга-
жу (производится за 400 сек до достижения периселения; после разворота продоль-
ная ось кабины образует угол 10° с лунной вертикалью, в период разворота прово-
дятся испытания радиолокатора, обеспечивающего посадку); 3 — разворот по тан-
гажу (производится зга 200 сек до достижения периселения; после разворота про-
дольная ось лунной кабины совпадает с лунной вертикалью); 4, 5 — начало и окон-
чание периода визуального наблюдения и съемки подходов к участку 2 и самого
участка (начало через 100 сек, окончание через 200 сск после прохождения перисе-
ления; продольная ось лунной кабины совпадает с лунной вертикалью); 6 — разво-
рот на 90° по тангажу- 7 — включение двигателя посадочной ступени (маневр «фа-
зирования» )
349
Л/апра&ление
на Лум/
Апоселений
Рис. 166. Маневр «фазирования»
2 — включение двигателя посадочной. ступени лунной кабины для пе-
ревода ее на эллиптическую орбиту с высотой периселения 18,3 км и'
высотой апоселения 360 км (маневр «фазирования»); 3 — разделение
ступеней лунной кабины;
А — начало периода радиовидимости;
В — окончание периода радиовидимости;
С — участок 2
ЯапраДленае
на Луну
Рис. 167. Первый маневр для обеспечёния сближения
4 — первый маневр для обеспечения сближения (включение основного
двигателя взлетной ступени для перевода ее на орбиту с высотой
апоселения 83 км)\ 5 — включение двигателей системы ориентации
взлетной ступени для перевода ее на круговую орбиту высотой 83 км
(первый маневр для перевода на «ко-эллиптическую» орбиту, см.
рис. 146, позиция /)
А — начало периода радиовидимости
В — окончание периода радиовидимости
350
должительность работы двигателя значительно больше), а все
дальнейшие маневры полностью аналогичны маневрам, предусмот-
ренным типовой программой.
Стыковка взлетной ступени лунной кабины корабля «Апол-
лон X» с основным блоком производится в Г+106 час 20 мин. Ак-
тивным при стыковке является основной блок, поскольку, как пока-
зал опыт полета корабля «Аполлон IX», Солнце слепит космонав-
тов, находящихся во взлетной ступени. Общая продолжительность
автономного полета лунной кабины 8 час 10 мин.
Стаффорд и Сернан переходят из взлетной ступени лунной ка-
бины в отсек экипажа и переносят кассеты с отснятой пленкой.
В Т+108 час 09 мин 24 сек взлетная ступень сбрасывается (над
90° в. д.). Основной блок с помощью вспомогательных двигателей,
которые работают 5,6 сек и сообщают приращение скорости
0,6 м)сек, уводится от взлетной ступени, после чего в Т+108 час
38 мин 57 сек по команде с Земли включается основной двигатель
взлетной ступени, который работает до полного израсходования
топлива. Включение производится в периселении. Согласно расче-
там, остаток топлива позволит сообщить ступени приращение ско-
рости 1170 м)сек, и она перейдет на гелиоцентрическую орбиту.
Основной блок обращается по селеноцентрической орбите еще
29 час. Космонавты продолжают съемку Луны и наблюдение лун-
ных ориентиров.
Перевод основного блока на траекторию полета к Земле про-
изводится на 31-м витке в Г+137 час 20 мин 22. сек. Продолжи-
тельность пребывания на селеноцентрической орбите 61,5 час.
Программа полета по трассе «Луна—Земля», входа в атмо-
сферу и приводнения аналогична типовой программе. Расчетное
место приводнения в Тихом океане к востоку от о-вов Самоа в точ-
ке с координатами 15,11° ю. ш. и 165° з. д. В этот район высылает-
ся авианосец «Принстон». Расчетная длительность полета 197 час
04 мин 47 сек [248].
ХОД ПРЕДСТАРТОВОЙ ПОДГОТОВКИ И ПОЛЕТА КОРАБЛЯ
«АПОЛЛОН X»
Корабль «Аполлон X» был запущен в расчетное время в
16 час 49 мин 18 мая ракетой-носителем «Сатурн V» AS-505 со
стартовой площадки В комплекса № 39 на мысе Кеннеди.
Предстартовая подготовка, старт и выведение на
геоцентрическую орбиту
27 апреля 1969 г., то есть за три недели до расчетного момента
запуска ракеты-носителя «Сатурн V» AS-505 с космическим ко-
раблем «Аполлон X», из заправленного бака первой ступени раке-
ты (ракета-носитель с кораблем находилась на пусковом стенде
с 11 марта 1969 г.) вытекло 19 тыс. л горючего. Произошло это по
351
следующей причине. Операторы, готовившие ракету с кораблем к
старту, устраняли течь в наземном оборудовании системы наддува.
При этом по ошибке оператора или из-за неправильно составлен-
ной инструкции была выключена система наддува бака с горючим.
Клапаны, рассчитанные на определенное давление наддува, откры-
лись, и из бака вытекла часть горючего. Образовавшееся в баке от-
рицательное давление привело к некоторой деформации днища, на
котором образовались 15—20-сантиметровые «морщины». После
возобновления наддува «морщины» исчезли, но было опасение,
что в днище при этом могли возникнуть трещины. Однако, визуаль-
ный осмотр бака и дефектоскопия с помощью флюоресцирующих
кдасок наличия трещин не показали. Несмотря на это, было реше-
но провести дополнительно гидростатические испытания бака. Бак
был заполнен топливом «до перелива» и давление наддува было
доведено до 2,19 кг!см2 (нормальное давление наддува —
1,97 кг! см2). Гидростатические испытания прошли успешно
[254, 256, 257].
В дальнейшем в ходе предстартовой подготовки никаких су-
щественных осложнений не наблюдалось, и ракета-носитель «Са-
турн V» AS-505 с космическим кораблем «Аполлон X» была запу-
щена в расчетное время в 16 час 49 мин 18 мая 1969 г.
Последняя ступень с кораблем вышла на орбиту в 7 + 713,3 сек
(Т + 713 сек)1. На участке работы двигателя третьей ступени
наблюдались колебания на частотах 17—19 гц, начавшиеся в
7+624 сек. Амплитуда колебаний достигала ±0,25 g [269].
Высота перигея орбиты 185 км, апогея 190 км (расчетная ор-
бита круговая высотой 191 км). Наклонение орбиты соответствова-
ло расчетному (32,5°) [261].
Полет по геоцентрической орбите, второй старт,
полет по трассе «Земля—Луна»
После выхода последней ступени с кораблем на начальную
геоцентрическую орбиту космонавты в течение примерно двух ча-
сов производили проверку бортовых систем, а затем начали гото-
виться ко второму старту (перевод корабля на траекторию полета
к Луне). После выхода корабля на геоцентрическую орбиту кос-
монавты сняли перчатки и шлемы, но снова надели их перед вторым
стартом. Двигатель последней ступени был включен для перевода
корабля на траекторию полета к Луне над Австралией в 7+2 час
33 мин 25 сек (7+2 час 33 мин 26 сек), проработал 343 сек и со-
общил приращение скорости лишь на 0,18 м!сек меньше расчетного
(3065,6 м]сек). Ступень с кораблем вышла на траекторию полета
к Луне. По докладу командира корабля Стаффорда, примерно на
270-й секунде работы двигателя наблюдались колебания на частоте
20 ег{ (амплитуда менее ±0,1 g), то есть примерно на той же час-
тоте, что и при первом включении этого двигателя на участке вы-
ведения на геоцентрическую орбиту [260, 269, 278].
1 Здесь и далее в скобках указывается расчетная величина.
352
Перестроение отсеков началось в Г+3 час 3 мин 48 сек
(Г + 3 час), когда последняя ступень с кораблем находилась на
удалении ~3000 км от Земли. Во время маневра по перестроению
космонавты провели плановый сеанс цветного телевидения. Янг,
управлявший основным блоком, отделил его от переходника, отвел
на несколько метров, развернул на 180° и в Г+3 час 17 мин 47 сек
(Г+3 час 10 мин) пристыковал к лунной кабине. Маневр занял не-
сколько больше времени, чем рассчитывали, поскольку Янг наме-
ренно замедлил некоторые операции, чтобы сэкономить топливо
вспомогательных двигателей основного блока.
После стыковки космонавты наполнили туннели-лазы кисло-
родом из запасов основного блока. Стенки туннелей-лазов покры-
ты теплозащитным материалом—2,5-сантиметровый слой стекло-
ваты. Этот слой закрыт облицовкой из алюминиевого сплава. При
наполнении туннелей-лазов кислородом струя газа под давлением
0,35 кг!см2, по-видимому,'попала на деформировавшуюся облицов
ку и та частично отслоилась1.
Частицы стекловаты распространились по туцнелям-лазам, а
затем попали в кабины космонавтов в отсеке экипажа и во взлет-
ной ступени лунной кабины. Частицы проникали в дыхательные
пути и под комбинезоны, вызывая кашель, чихание и кожный зуд.
Опасались, что эти частицы могут засорить клапаны, а также
шланги подачи кислорода в скафандры, когда эти шланги не под-
соединены к скафандрам [260, 276, 278].
В Г+3 час 56 мин 24 сек (Г+4 час 09 мин) корабль (основной
блок + лунная кабина) отделился от последней ступени. Общий вес
отделившегося корабля составлял 42 761 кг. Затем Янг включил
маршевый двигатель для обеспечения увода корабля на безопасное
расстояние от последней ступени перед сливом компонентов топ-
лива через двигатель ступени. В результате полученного прираще-
ния скорости (6 м!сек) корабль отошел от ступени на 300 м вперед
по полету и на 120 м в сторону. Сначала был произведен слив жид-
кого кислорода в течение 8 сек, а спустя 100 сек — жидкого водо-
рода (в течение 50 сек) [282—285]. Слив обеспечил приращение
скорости ступени (38 м!сек), и она, пройдя в Г + 78 час 50 мин на
расстоянии 3150 км от Луны, под влиянием лунного притяжения
перешла, как и предусматривалось, на гелиоцентрическую орбиту
[260].
Примерно в Г+12 час космонавты сняли скафандры и надели
на нательное белье легкие комбинезоны [276].
На трассе «Земля—Луна» космонавты провели все плановые
и несколько внеплановых (например в Г+4 час и Г+5 час) сеан-
сов цветного телевидения [259].
Траектория полета корабля к Луне была настолько близка
к расчетной, что от трех из четырех возможных коррекций отказа-
лись (при полете по трассе «Земля—Луна» корабля «Апол-
лон VIII» отказались от двух из четырех возможных коррекций).
1 Это выяснилось в 7+4 час 34 мин, когда один из космонавтов влез в
туннель-лаз отсека экипажа для проверки срабатывания захватов стыковочного
узла.
353
Единственная коррекция была произведена в момент, отведенный
для коррекции № 2: в Г+ 26 час 32 мин 56 сек, когда корабль на-
ходился на расстоянии ~ 200 000 км от Земли. Маршевый двига-
тель был включен на 7 сек и обеспечил увеличение скорости на
14,9 м/сек [262, 270]. До коррекции корабль двигался по траекто-
рии, обеспечивавшей облет Луны на расстоянии 536 км. Коррек-
ция уменьшила эту величину до 112,5 км (расчетное значение
111 км). Кроме того, коррекция, при которой вектор тяги состав-
лял угол 6° с плоскостью траектории, обеспечила выход корабля
на селеноцентрическую орбиту с заданным наклонением. Отказ от
трех коррекций привел к тому, что корабль достиг точки, где долж-
но производиться включение маршевого двигателя на торможение
для перевода на селеноцентрическую орбиту на ~ 10 мин позже,
чем было рассчитано1.
В первую половину полета по трассе «Земля—Луна» для обес-
печения равномерного нагрева Солнцем всех участков корпуса при-
менялся тот же режим, что при полете корабля «Аполлон VIII».
Корабль был ориентирован так, чтобы его продольная ось была
перпендикулярна направлению на Солнце, и закручен относитель-
но этой оси со скоростью 0,1 град/сек (1 об/час), причем ориента-
ция продольной оси выдерживалась с точностью ±20° по тангажу
и рысканию. При таком режиме корабль все время стремился раз-
вернуться по рысканию, и вспомогательные двигатели включались
очень часто, чтобы удерживать продольную ось в заданном поло-
жении. Частое включение двигателей, во-первых, нарушало сон
космонавтов, а, во-вторых, приводило к лишним затратам топлива,
что очень беспокоило экипаж, хотя руководители полета считали
перерасход незначительным. Во второй половине полета по трассе
«Земля—Луна» был принят другой режим. Корабль был закручен
со скоростью 0,3 град/сек (3 об/час), причем ориентация продоль-
ной оси выдерживалась с точностью ±30°. В таком режиме в тече-
ние 30 час вовсе не потребовалось включения вспомогательных
двигателей для удержания продольной оси в заданном положении.
Это объясняли тем, что при большей скорости вращения не возни-
кало момента относительно оси рыскания.
Переход на селеноцентрическую орбиту, обращение по ней
и переход на траекторию полета к Земле
Маршевый двигатель был включен на торможение для обес-
печения перевода с траектории полета к Луне на селеноцентричес-
кую орбиту на расстоянии 165 км (165 км) от поверхности Луны
в У+75 час 55 мин 53 сек (У+75 час 45 мин 43 сек). В момент
включения двигателя вес корабля составлял 42 311 кг, в момент
выключения 31 522 кг. Двигатель проработал 356 сек (354 сек) и
обеспечил приращение скорости 908,9 м/сек (906,4 м/сек). Корабль
перешел на начальную эллиптическую селеноцентрическую орбиту
с высотой периселения 109 км (111 км) и высотой апоселения
1 Соответственно сместились и все операции на селеноцентрической орбите
(в скобках продолжает приводиться первоначальное расчетное время).
354
313 км (315 км). Наклонение 1,2°. За 3 сек rq включения двигате-
ля пульс Стаффорда поднялся до 120, через 17 сек после включе-
ния — до 123, через 37 сек упал до 120 и через 47 сек до 95 ударов
в минуту. Нормальный пульс Стаффорда 66 ударов в минуту. Для
Сернана эти величины составляли соответственно 91, 85, 74 и 70
(нормальный пульс 60) и для Янга — 94, 98, 93 и 86 (нормальный
пульс 62). В Г+80 час 25 мин 07 сек (Г+80 час 10 мин 45 сек)
маршевый двигатель был включен снова для перевода корабля на
круговую орбиту высотой 111 км. Двигатель проработал 14 сек
(14,4 сек), обеспечил приращение скорости 42,4 м/сек (~42 м/сек)
и перевел корабль на орбиту с высотой периселения 108,5 км и вы-
сотой апоселения 113,8 км. После этого включения вес корабля
составлял 31003 кг [260, 264, 270, 271, 275, 279].
В Г+82 час (Г+81 час 45 мин) Сернан, а за ним Стаффорд
перешли из отсека экипажа в лунную кабину и в течение ~2 час
производили проверку бортовых систем, после чего возвратились
в отсек экипажа. Проверка показала исправность систем1, и космо-
навты получили разрешение провести главный эксперимент данно-
го полета, предусматривающий отделение лунной кабины и сбли-
жение ее с Луной на 15 км с целью имитации основных маневров
(кроме собственно посадки) этапа G, а также с целью визуально-
го наблюдения и съемки выбранного основного потенциального
места посадки (участок 2) и подходов к нему.
В Г+94 час 31 мин7(Г + 94 час) Сернан без скафандра пере-
шел в лунную кабину и начал завершающую проверку бортовых
систем. Через некоторое время к нему присоединился Стаффорд
(в скафандре), и космонавты стали готовить лунную кабину к ав-
тономному полету. Несколько позже Сернан вернулся в отсек эки-
пажа, надел скафандр и в Г+95 час 07 мин окончательно перешел
в лунную кабину. Расстыковка лунной кабины с космонавтами
Стаффордом и Сернаном на борту и основного блока, в котором
оставался космонавт Янг, была произведена над невидимой сторо-
ной Луны на 12-м витке вокруг Луны в Г+98 час 22 мин (Г+
+ 98 час 10 мин). Незадолго перед расчетным моментом проведе-
ния этого маневра отказал клапан2 *, обеспечивающий стравливание
давления в туннелях-лазах (перед расстыковкой давление должно
быть стравлено, иначе может произойти разрушение конструкции
под действием ударной волны). Пришлось стравить давление че-
рез разгерметизированную кабину космонавтов на взлетной сту-
пени. Выход из строя клапана затруднил также проверку герме-
тичности люков, ведущих в туннели-лазы из отсека экипажа и из
кабины космонавтов на взлетной ступени. Перепад давлений, не-
обходимый для проверки герметичности, пришлось обеспечить не
. 1 Выход из строя бортового индикатора лунной кабины не позволил Стаф-
форду определить давление в топливных баках, но поступающая на Землю те-
леметрическая информация показывала, что это давление находится в пределах
нормы Г260].
2 Первоначально предполагали, что клапан был засорен частицами стекло-
ваты. Позже выяснилось, что одна из деталей клапана имела дефект.
355
путем стравливания давления в туннелях-лазах, как планирова-
лось, а путем стравливания давления в отсеке экипажа и в кабине
космонавтов на взлетной ступени. Перед расстыковкой возникла
еще одна неисправность. При включении двигателей системы ори-
ентации лунной кабины с целью их проверки, вследствие того, что
давление в туннелях-лазах не было стравлено, произошло смеще-
ние на 3° углового положения основного блока относительно лун-
ной кабины. Само это смещение было неопасным (допустимо сме-
щение до 6°; при большем смещении захваты во время расстыков-
ки могут быть повреждены), однако ввиду рассогласования угло-
вого положения основного блока и лунной кабины пришлось от-
ложить до периода группового полета ввод данных из системы на-
ведения основного блока в основную и аварийную системы наведе-
ния лунной кабины. Кроме того, было решено отказаться от
дальнейших испытаний двигателей системы ориентации лунной ка-
бины, поскольку при этом угловое смещение основного блока от-
носительно лунной кабины могло превысить предельно допустимую
величину 6°.
Когда разделившиеся основной блок и лунная кабина появи-
лись из-за Луны и связь с ними восстановилась, Янг сообщил, что
они совершают групповой полет на расстоянии 9—12 м. Групповой
полет продолжался 25 мин. Вначале основной блок находился по-
зади лунной кабины в той же плоскости, отсек экипажа был обра-
щен к Луне (угол к горизонту 13,3°). Такая ориентация была не-
обходима для введения данных из системы наведения основного
блока в основную и аварийную системы наведения лунной кабины.
Затем Янг повернул основной блок на 180° относительно продоль-
ной оси, чтобы Солнце не светило прямо в окна. Стаффорд и Сер-
нан йри этом провели визуальный осмотр и фотографирование ос-
новного блока. Затем Стаффорд развернул лунную кабину по рыс-
канию на 120° и но тангажу на 90°, чтобы Янг мог произвести ви-
зуальный осмотр и фотографирование лунной кабины. Особое вни-
мание Янг должен был обратить на состояние теплозащитного по-
крытия сопла двигателя посадочной ступени, а также удостове-
риться в том, что стойки посадочного шасси развернулись пол-
ностью. Затем Стаффорд медленно (2 град!сек) провернул лунную
кабину на 360° относительно оси рыскания, чтобы Янг мог провес-
ти ее окончательный осмотр. В период группового полета Янг про-
вел сеанс цветного телевидения, показывая лунную кабину.
В Т+98 час М мин 16 сек (Т-ь98 час 35 мин 16 сек) Янг
включил вспомогательные двигатели основного блока на 6 сек для
увода его от лунной кабины. Приращение скорости составило
0,76 м)сек (0,76 м!сек), и основной блок перешел на орбиту с вы-
сотой периселения 107 км и высотой апоселения 115 км. В этот мо-
мент и рсновной блок, и лунная кабина ориентировались таким об-
разом, чтобы остронаправленные антенны были обращены к Зем-
ле, секстант в отсеке экипажа имел в поле зрения лунную кабину,
а радиолокатор лунной кабины, обеспечивающий встречу на орби-
те, непрерывно получал сигналы от радиолокационного приемоот-
356
ветчика на основном блоке. В течение примерно полувитка прово-
дились испытания этого радиолокатора. Включение радиолокаци-
онного приемоответчика основного блока удалось только со вто-
рой попытки. При первой попытке не сработала система подвода
питания. Наземный оператор быстро установил, что Янг не пере-
ключил соответствующий тумблер.
В Г+99 час 46 мин- (Г+99 час 33 мин 59 сек), когда лунная
кабина и основной блок находились над невидимой стороной Лу-
ны, был включен двигатель посадочной «ступени лунной кабины для
обеспечения ее перехода на эллиптическую орбиту с высотой пери-
селения 15 км. Двигатель проработал 15 сек (15 сек) на 10% пол-
ной тяги и еще 13 сек (13 сек) на 40% полной тяги. Приращение
скорости составило 21,6 л</свк (21,6 м!сек). Заданный расход топ-
лива был выдержан с точностью 0,1%. В результате лунная каби-
на перешла на орбиту с высотой периселения 14,3±0,2 кмх и вы-
сотой апоселения 113,2 км. Угловое расстояние периселения от
участка 2 составляло 15°. Янг мог следить за полетом лунной ка-
бины до высоты 22,5 км, пока ему не пришлось изменить ориента-
цию своего корабля, готовясь к «маневру зеркального отображе-
ния», и лунная кабина оказалась вне поля зрения [259, 260, 271,
276,280].
При подходе к периселению и при прохождении периселения
были успешно проведены испытания радиолокатора, обеспечиваю-
щего посадку на Луну. Испытания проводились в течение 24 мин
(по плану—13 мин). Радиолокатор начал измерения при сближе-
нии с Луной на 23 км и работал вплоть до достижения периселе-
ния (14,3 км). При испытаниях проектная точность прибора была
превышена. Космонавты провели визуальное наблюдение подходов
к участку посадки и самого участка, который они наблюдали в те-
чение 6 мин, двигаясь относительно Луны со скоростью км/сек.
Под влиянием гравитационных аномалий, которые нельзя было
предсказать на основе использовавшейся модели гравитационного
поля Луны, орбита корабля, а затем орбита отделившейся лунной
кабины сместилась. Она прошла не над центром участка, а в 6 —
8 км к югу от него. Указанные возмущения орбиты были значи-
тельными: за каждый час наклонение уменьшалось на 0,01° [259,
260, 266, 270, 273, 276, 282—285]. Стаффорд сообщил, что для по-
садки подходит всего 25—30% площади участка, но посадка воз-
можна, если на лунной кабине достаточно топлива для горизон-
тального перемещения над Луной на небольшой высоте в поисках
подходящей площадки. Съемка участка при сближений с-ним не
удалась вследствие выхода из строя камер. Отмечается плохая
связь между лунной кабиной и Землей во время сближения каби-
ны с Луной.
В Г+ 100 час 58 мин (Г+100 час 46 мин 21 сек) через ~ 15мин
после прохождения периселения, был снова включен двигатель по-
садочной ступени для осуществления маневра «фазирования».
1 Более точно эту высоту определить не удалось.
357
Предварительно на 7,5 сек были включены двигатели системы
ориентации, чтобы сообщить лунной’ кабине некоторое ускорение
и обеспечить подачу топлива в двигатель посадочной ступени. Этот
двигатель проработал 26 сек (26 сек) на 10% полной тяги и 16 сек
(17 сек) на 100% полной тяги, Приращение скорости составило
53,8 м/сек (59 м/сек), лунная кабина перешла на орбиту с высотой
периселения 22 км (18,3 км) и высотой апоселения 359км (360км).
Расход топлива для двигателя посадочной ступени был очень бли-
зок к расчетному. Топливо для двигателей системы ориентации на
взлетной ступени даже удалось сэкономить: в одной паре баков
к этому моменту оставалось 92% первоначального запаса топлива,
во второй паре баков — 82%. После маневра «фазирования» снова
начались испытания радиолокатора, обеспечивающего встречу на
орбите, который работал во взаимодействии с радиолокационным
приемоотвегчиком основного блока.
На 14-м витке лунная кабина прошла периселений на высоте
22 км, после чего в Г+102 час 45 мин 00 сек было осуществлено
(со второй попытки) отделение взлетной ступени от посадочной.
Стаффорд включил вспомогательные двигатели взлетной ступени
(приращение скорости 0,6 м/сек) для увода ее от посадочной пе-
ред включением основного двигателя взлетной ступени. В этот мо-
мент началось неожиданное вращение взлетной ступени, она раз-
вернулась на 180° по крену и на 233° по тангажу. Стаффорд опа-
сался, что гироскопы в основной -системе наведения станут на упо-
ры. В этом случае пришлось бы использовать аварийную систему
наведения (аварийная система бесплатформенная, ее гироскопы
жестко связаны с корпусом кабины, и ни при каком вращении ка-
бины на упоры стать не могут). Стаффорд с помощью ручной си-
стемы ориентации сумел стабилизировать взлетную ступень до то-
го, как гироскопы стали на упоры. Вращение взлетной ступени
объясняют тем, что неожиданно начала отрабатываться автомати-
ческая программа радиолокационного поиска основного блока.
Первоначально предполагали, что это произошло из-за того, что
соответствующий тумблер при очередной проверке был оставлен
в неправильном положении, поскольку в проверочной инструкции
забыли предусмотреть его переключение. Позже было установлено,
что тумблер не был оставлен в неправильном положении из-за упу-
щения в проверочной инструкции, а был ошибочно установлен
в неправильное положение космонавтами за несколько секунд до
возникновения вращения при проверке скоростного гироскопа, да-
вавшего неправильные показания о скорости движения относитель-
но оси рыскания1. Подчеркивается, что даже если бы космонавтам
не удалось стабилизировать взлетную ступень, это произошло бы
автоматически, но несколько позже, после того как радиолокатор,
обеспечивающий встречу на орбите, захватил приемоотвегчик ос-
новного блока. Взлетная ступень находилась на такой орбите, что
1 Одно время предполагали, что тумблер был в правильном положении, а
программа автоматического радиолокационного поиска основного блока вклю-
чилась из-за короткого замыкания в одной из электрических цепей, но это
предположение не подтвердилось [260, 275].
358
падение на Луну ей не угрожало. Частота пульса Сернана во вре-
мя этого эпизода подскочила до 129 ударов в минуту1, он был
очень взволнован и несколько раз крикнул Стаффорду, чтобы тот
немедленно переходил на аварийную систему наведения.
Стабилизировав взлетную ступень, Стаффорд в 7+102 час
55 мин 01 сек (7+102 шг43 мин 18 сек) начал маневры по сбли-
жению взлетной ступени с основным блоком, включив основной
двигатель взлетной ступени на 15 сек (это включение имитирует
включение.двигателя при старте с поверхности Луны). В период
работы двигателя Стаффорд ориентировал взлетную ступень та-
ким образом, чтобы продольная ось составляла с местной верти-
калью угол 65,6°, а сопло двигателя было обращено вперед по по-
лету. В результате этого включения высота апоселения орбиты бы-
ла уменьшена до 86,4 км (83 км). Отмечается, что исходные дан-
ные для дальнейших маневров по сближению, рассчитанные кос-
монавтами на борту, находились в очень хорошем -согласии с дан-
ными, рассчитанными на Земле. Отмечается также, что предыду-
щие маневры проводились настолько точно, что компланарность
орбит взлетной ступени и основного блока нарушена не была и
корректировать наклонение орбиты взлетной ступени не потребо-
валось.
\ В апоселении новой орбиты взлетная ступень оказалась на
26,2 км (27,8 км) ниже основного блока и на 274 км (272 км) по-
зади него. В этот момент, в 74-103 час 45 мин (103 час 33 мин
46 сек) были включены на 27,3 сек двигатели системы ориентации
взлетной ступени, которые обеспечили приращение скорости
13,8 м/сек (15,3 м/сек) для перевода взлетной ступени на круго-
вую орбиту высотой 83 км (первый маневр для перевода на «ко-
эллиптическую орбиту»). Ступень вышла на орбиту с высотой-
периселения 77,3 км и высотой апоселения 87,3 км.
Следующий маневр в 7’4-104 час 44 мин (Т+104 час 31 мин
42 сек) обеспечил перевод взлетной ступени на орбиту, «ко-эллип-
тическую» орбите основного блока с разницей по высоте 27,8 км
(27,8 км). Отмечается совпадение до десятых долей километра ре-
зультатов измерений дальности, проводившихся космонавтами в
лунной кабине и космонавтом в основном блоке во время обраще-
ния по «ко-эллиптическим» орбитам. Измеритель дальности на ос-
новном блоке хорошо работал на расстоянии свыше 550 км. Проб-
лесковый огонь на основном блоке космонавты лунной кабины за-
секли только после сближения на 77 км.
Первый маневр на завершающем этапе сближения был произ-
веден в 7+105 час 22 мин 55 сек (7+105 час 09 мин). При этом
двигатели системы ориентации взлетной Ступени проработали
15 сек и обеспечили приращение скорости 8,8 м/сек (7,5 м/сек),
используя, как и предусматривалось, топливо, перепускаемое из
баков основного двигателя. Импульс давался по линии визирова-
1 Нормальный пульс Сернана 60, за все время полета до этого момента он
не поднимался выше 91 [277].
359
ния, которая составляла угол 26,0° (26,6°) к горизонту. Выравни-
вание скоростей было произведено за Луной, и в зону видимости
основной блок и лунная кабина на 16-м витке вошли уже в режи-
ме группового полета на расстоянии нескольких метров друг от
друга. Операции по сближению космонавты выполнили без всяких
трудностей, хотя это считалось самым сложным этапом полета.
Операцию по причаливанию и стыковке осуществил Янг в Т+
-1-106 час 22 мин (Г+106 час 20 мин). Раздельный полет основно-
го блока и лунной кабины продолжался примерно 8 час [260, 275,
279, 280].
Стаффорд и Сернан перешли из взлетной ступени в отсек эки-
пажа. Взлетная ступень была отделена. Перед этим космонавты
перенесли в нее в мешках весь мусор, накопившийся в отсеке эки-
пажа. После отделения ступени космонавты обеспечили увод основ-
ного блока на безопасное расстояние, и по команде с Земли был
включен двигатель взлетной ступени. При отделении ступени каби-
на космонавтов на ней разгерметизировалась, заданная ориентация
ступени не обеспечивалась, и в результате включения двигателя
ступень перешла не на гелиоцентрическую орбиту, как планирова-
лось, а лишь на несколько иную селеноцентрическую орбиту (вы-
сота периселения 17 км, апоселения 216 км) [260, 272, 277].
Основной блок после этого оставался на орбите в течение
~29 час. Космонавты наблюдали лунные ориентиры и вели съем-
ку участков посадки, а также съемку интересных в научном отно-
шении элементов лунного рельефа. С помощью телескопа и сек-
станта удавалось с большей, чем ожидалось, точностью определять
положение ориентиров на поверхности Луны относительно орбиты
корабля. В момент, когда ориентир находился на пересечении ви-
зирных рисок на объективе прибора, регистрировался угол поворо-
та трубки, и на основании этого рассчитывалось положение ориен-
тира. Космонавты легко обнаруживали ориентиры в областях Лу-
ны, освещенных отраженным светом Земли. Они отмечали резкость
терминатора между освещенными и неосвещенными Солнцем об-
ластями Луны и размытость терминатора между областями, осве-
щенными отраженным светом Земли, и совершенно неосвещенными
областями. Цвет поверхности Луны им казался серовато-коричне-
ватым.
Во время полета корабля «Аполлон X» более 175 астрономов
в 34 странах мира вели наблюдение за Луной, стараясь зарегист-
рировать такие явления, как пульсирующее свечение, возрастание
яркости, изменение цвета и пр., чтобы затем сравнить свои наблю-
дения с наблюдениями этих явлений космонавтами корабля «Апол-
лон X» с близкого расстояния. Однако большинство подобных яв-
лений наблюдалось в областях Луны, находившихся вне зоны ви-
димости с корабля.
За несколько часов до перехода на траекторию полета к Зем-
ле основной блок прошел на сравнительно небольшом расстоянии
от отделившейся накануне взлетной ступени лунной кабины. Орби-
360
та основного блока к этому времени под влиянием аномалий гра-
витационного поля Луны изменилась и имела высоту периселения-
98 км и высоту апоселения 127 км. Космонавты опасались столкно-
вения со ступенью, но специалисты-баллистики заверили их, что
это исключено.
Телевизионный сеанс, запланированный на Т+126 час 20 мин,
по предложению Стаффорда, был отложен на 5 час 40 мин, чтобы
можно было показать более впечатляющий вид Луны. Сеанс про-
должался более часа (вместо 40 мин по плану). Отмечалось очень
хорошее качество изображения.
После пребывания на селеноцентрической орбите в течение
61 час 40 мин на 32-м витке по этой орбите в Т+137 час 36 мин
28 сек (Т-ь 137 час 20 мин 22 сек) маршевый двигатель основного
блока был включен для обеспечения перехода с селеноцентриче-
ской орбиты на траекторию полета к Земле. Двигатель проработал
164 сек (167 сек) и сообщил основному блоку приращение скоро-
сти 1106,7 м!сек (~1100 м!сек). До включения двигателя вес ко-
рабля составлял ~ 16 000 кг, после включения ~11 400 кг: Уско-
рение при включении двигателя достигло 0,75 g. Сразу после пере-
хода на траекторию полета к Земле космонавты провели сеанс
-цветного телевидения длительностью 53 мин (вместо 10 мин по
плану), в ходе которого показывалась постепенно удаляющаяся
Луна. Некоторое время была видна обратная сторона Луны
[260, 272, 275, 276, 279].
Полет по трассе «Луна—Земля», вход в атмосферу
и посадка на Землю
Траектория полета к Земле б,ыла очень близка к расчетной.
Без коррекции корабль попадал в коридор входа и входил под уг-
лом 6,65е (расчетный угол входа 6,5± 1°). Из трех коррекций, воз-
можных ца трассе «Луна—Земля», решили провести только одну.
Она была осуществлена в момент, предусмотренный для коррекции
№ 3, в Т+188 час 49 мин 56 сек. Вспомогательные двигатели ос-
новного блока' включились на 6,6 сек и обеспечили приращение
скорости 0,48 м/сек. При этом угол входа был уменьшен с 6,65° до
6,5°, что снижало максимальные перегрузки при входе с 7 до 6,7.
На трассе «Луна—Земля» было проведено несколько сеансов пе-
редачи цветного телевидения с борта, последний с расстояния
66 тыс. км от Земли [260, 268, 272].
Примерно за сутки до приводнения космонавты побрились на
борту, впервые за всю историю американских пилотируемых поле-
тов. Космонавты использовали безопасные бритвы, а перед брить-
ем намазали лицо кремом, который не только размягчил кожу, но
связал сбритые волоски, не дав им разлететься по кабине. Ранее
от бритья воздерживались именно потому, что опасались попада-
ния волосков в глаза, приборы и пр. В свое время фирма
Whirlpool получила контракт (10 тыс. долл.) на разработку меха-
нической бритвы для космонавтов, но в 1963 г. от создания такой
бритвы отказались [260].
361
Отделение отсека экипажа от двигательного отсека произош-
ло в Г + 191 час 34 мин 30 сек (Г+191 час 35 мин), вход в атмос-
феру— в Г+191 час 49 мин 11 сек (Г+191 час 50 мин). Скорость
входа (11 069 м!сек) была большей, чем при полете корабля «Апол -
лон VIII» (11 040 м/сек). Пропадание сигнала продолжалось
3 мин 12 сек. Тормозные парашюты развернулись в Г+191 час
57 мин 11 сек, основные — спустя 43 сек. Приводнение отсека эки-
пажа произошло в Г+192 час 03 мин 25 сек (Г+192 час 04 мин
47 сек) в точке с координатами 15,01° ю. ш. и 164,41° з. д. (15,11°
ю. ш. и 165° з. д.) в 6,3 км от авианосца-«Принстон». Спуск отсека
экипажа на парашютах наблюдали с корабля и передавали по те-
левидению. Наплаву отсек сразу установился днищем вниз. При-
воднение произошло через 40 мин после рассвета, но за 23 мин до
восхода Солнца в месте посадки. Спустя 49 мин после приводнения
космонавты были доставлены вертолетом на авианосец. На кораб-
ле космонавты прежде всего приняли душ, поскольку они очень
страдали от кожного зуда, вызванного частицами стекловаты, рас-
пространившимися по кабине. Вечером того же дня космонавтов
вертолетом доставили в г. Паго-Паго, а оттуда самолетом в Хью-
стон, куда они прибыли менее чем через сутки после приводнения.
Отсек экипажа был поднят на борт авианосца «Принстон» вскоре
после доставки на него космонавтов [260, 267, 271, 279, 280].
В период полета космического корабля «Аполлон X» за ним
велись визуальные наблюдения, в которых участвовали 15 крупных
обсерваторий, сеть станций оптического наблюдения за спутниками
Смитсонианской астрофизической обсерватории, а также примерно
80 групп астрономов-любителей. Целеуказания поступали из Цент-
ра управления МСС через фирмы Bell (в Вашингтоне) и Boeing
(в Сиэтле). Отмечается, что метеорологические условия были не-
благоприятными для наблюдений, а яркость корабля была мень-
шей, чем ожидали. 18 мая на трассе полета «Земля—Луна» астро-
номы наблюдали сам космический корабль, последнюю ступень
ракеты-носителя и отделившиеся панели переходника (яркость от
10 до 13-й звездной величины). 19 мая обсерватории Маунт Виль-
сон, Каталина и Лик наблюдали корабль и последнюю ступень как
объекты 13-й звездной величины. При обращении корабля по селе-
ноцентрической орбите обсерватории получали от фирм Bell и
Boeing данные о времени прохождения кораблем края лимба и
терминатора, однако ни одна обсерватория корабля не наблюдала,
видимо, вследствие небольшой его высоты над поверхностью Луны.
24 и 25 мая основной блок на трассе полета «Луна—Земля»
наблюдали несколько обсерваторий (яркость от 9,5 до 13-й звезд-
ной величины) [282—285].
НЕКОТОРЫЕ ИТОГИ ПОЛЕТА
Полет космического корабля «Аполлон X» руководители NASA
признали полностью успешным. Космонавты корабля «Аполлон X»
362
выполнили главные задачи полета (проведение маневров на селе-
ноцентрической орбите и осмотр выбранного места посадки), а
также почти все второстепенные задачи [259, 260, 279].
Полет корабля «Аполлон X» продемонстрировал эффектив-
ность:
— принятой методики обеспечения сближения, причаливания
и стыковки взлетной ступени лунной кабины с основным блоком
после старта с Луны;
— радиолокатора, обеспечивающего посадку на Луну, и ра-
диолокатора, обеспечивающего встречу на орбите. Первый радио-
локатор до этого полета вообще не проходил летных испытаний,
второй прошел одни летные испытания на геоцентрической орбите
при полете корабля «Аполлон IX»;
— двигательных установок лунной кабины при маневрах око-
ло Луны. Двигатель посадочной ступени (в частности, система
дросселирования тяги этого двигателя), основной двигатель взлет-
ной ступени и двигатели системы ориентации взлетной ступени ра-
ботали безупречно;
— основной и аварийной систем наведения лунной кабины.
Рассогласование данных, выдаваемых этими системами, и данных,
рассчитанных на Земле, в большинстве случаев не превышало 1%.
По мнению американских специалистов, к числу самых значи-
тельных достижений полета корабля «Аполлон X» следует отнести:
— получение информации, продемонстрировавшей пригод-
ность участка 2 для высадки космонавтов [270];
— приобретение персоналом Центра управления МСС и пер-
соналом командно-измерительного комплекса опыта и информации,
необходимых для обеспечения полета с высадкой на Луну. Вообще
отмечался «профессиональный, рутинный» характер полета, в кото-
ром борт и Земля действовали согласованно, «полностью доверяя
опыту друг друга»;
— приобретение космонавтами опыта управления основным
блоком и лунной кабиной при операциях на селеноцентрической
орбите [260];
— получение необходимой информации о возмущениях селе-
ноцентрической орбиты под влиянием аномалий гравитационного
поля Луны. После полета корабля «Аполлон X» наземные службы
получили данные, позволяющие рассчитывать эфемериды корабля
на селеноцентрической орбите на виток вперед с сшибкой не более
600 л, в то время как данные, полученные после полета корабля
«Аполлон VIII», позволяли рассчитывать эфемериды на виток впе-
ред с ошибкой до 4500 м, а на два витка вперед с ошибкой уже до
9000 м. По заявлению специалистов NASA, после полета корабля
«Аполлон X» возмущения селеноцентрической орбиты под влияни-
ем гравитационных аномалий перестали быть проблемой, тем бо-
лее, что этот полет показал способность космонавтов путем наблю-
дения ориентиров на поверхности Луны определять с высокой точ-
ностью положение корабля на селеноцентрической орбите по широ-
те, долготе и высоте [260, 273];
363
— получение большого количества ценной научной информа-
ции о лунном рельефе. Всего было опубликовано 1200 черно-белых
фотоснимков Луны. Из них 87% специалисты смогли сразу привя-
зать к известным лунным ориентирам [260, 279];
— проведение впервые в истории космонавтики сеансов цвет-
ного телевидения с борта. Общая длительность сеансов (табл. 31)
достигла 7 час 3 мин 40 сек, то есть более чем в два раза превыси-
ла запланированную. Для сравнения указывается, что длитель-
ность сеансов черно-белого телевидения с борта корабля «Апол-
лон VII» составляла 90 мин, корабля «Аполлон VIII» 2 час и ко-
рабля «Аполлон IX» 19,5 мин. Экипаж корабля «Аполлон X» отнес-
ся к телевизионным сеансам со значительно большим энтузиаз-
мом, чем экипажи предыдущих кораблей «Аполлон». Отмечается
значительно более высокое качество изображения, чем при преды-
дущих полетах. Отсутствие ярких красок на Луне не позволило
полностью использовать возможности цветного телевидения, одна-
ко при демонстрации внутреннего вида кабины, а также при пока-
зе Земли цветное изображение было очень впечатляющим. Не-
сколько мешал при передачах резкий солнечный свет. Космонавты
часто «играли на публику». Янг висел «вниз головой», а Стаффорд
подбрасывал его на ладони, подставленной под голову [258, 272];
— отличное состояние экипажа в течение всего полета, впер-
вые за всю историю пилотируемых полетов кораблей «Аполлон».
По-видимому, сыграло свою роль ослабление режима тренировок
космонавтов в последние дни перед стартом. В полете космонавты
не принимали никаких таблеток, за исключением «ломотила»
(diphen oxylate hydrochloride) для успокоения желудочных болей,
возникших из-за наличия пузырьков водорода в питьевой воде, и
аспирина для снятия напряжения мышечной системы в непривыч-
ных условиях. Космонавты питались нормально. В отличие от пре-
дыдущих полетов, никаких жалоб на пищу не было. Заслужили
одобрение желатинизированные пищевые продукты, которые мож-
но было есть ложками. Однако космонавты потребляли меньше во-
ды, чем предусматривалось (1,4 л вместо ~3,3 л на человека в
сутки), поскольку в питьевой воде содержались пузырьки водоро-
да, вызывавшие желудочные боли. Никто из космонавтов не испы-
тывал симптомов укачивания. За несколько дней перед стартом
космонавты, по совету врачей, совершали полеты на самолетах
с выполнением фигур высшего пилотажа, что должно было сделать
их менее уязвимыми к укачиванию в космическом полете. Во время
полета корабля по трассе «Луна—Земля» 24 мая наблюдалось
некоторое повышение уровня радиации. Однако оно не было опас-
ным и, по оценке специалистов, доза радиации была не больше,
чем получают пациенты в результате одного сеанса рентгеноскопии
полости рта [259, 271, 278, 279];
— повышение престижа США, как ведущей державы в науч-
но-техническом отношении. Космонавты взяли с собой шкатулку
с миниатюрными флажками 117 государств— членов ООН, а так-
же флажками штатов /США. Предполагалось после возвращения
подарить флажки представителям этих стран и штатов [260, 279].
364
Таблица 31 [247, 260]
Сеансы телевизионных передач с борта корабля «Аполлон X»
№ п/п Время начала сеанса Продол- житель- ность, мин На каком этапе прово- дился сеанс Что показывалось (принимающая станция)
1 Т+3 час 07 мин (Т4-3 час 00 мину (25)* Трасса „Земля—Луна" Последняя ступень ракеты-носителя с уста- новленной на ней лун- ной кабиной во время перестроения отсеков (Мадрид, Голдстон)
2 Т-\—4 час (внеплановый сеанс) Земля из окна каби- ны. Внутренний вид кабины (Голдстон)
3 ТЦ-~5 час (внеплановый сеанс) » W
4 Т+27 час 01 мин (Т4-27 час 15 мин) 27 (Ю) » »
5 T-J-47 час И мин (внеплановый сеанс) » и
6 T-j-50 час 35 мин (внеплановый сеанс) 25 я
7 Т4-54 час 00 мин (T-J-54 час 00 мин) (Ю)
8 T-J-72 час 20 мин (T-J-72 час 20 мин) (15)
9 T-f-80 час 45 мин 25 Базовая круго- Луна (Голдстон)
(Т-1-80 час 45 мин) (8) вая селеноцен- трическая ор- бита
10 Т+98 час 31 мин (Т+98 час 15 мин) (5) » Отделившаяся лунная кабина во время груп- пового полета перед на- чалом маневров уЛуны (Голдстон)
11** Т+\32час 00 мин (Т+126 час 20 мин) >60 (40) » Луна (Голдстон)
12 T-f-137 час 51 мин (Т4-137 час 45 мин) 53 (Ю) Трасса „Луна—Земля" Луна (Ханисакл Крик)
13 Т+~150 час (внеплановый сеанс) 11 Луна и Земля. Внутренний вид каби- ны (Голдстон)
14 Т+152 час 35 мин (T-J-152 час 35 мин) 15 (Ю) » п
15 T-J-169 час 11 мин (внеплановый сеанс) » »
16 Т+186 час 49 мин (Т4-186 час 50 мин) 15 (Ю) » Земля (Голдстон)
* В скобках указываются расчетные величины.
** Запланированный на ГЧ-108 час 35 мин сеанс с демонстрацией отделения использо-
ванной взлетной ступени был отменен по просьбе космонавтов, которые чувствовали себя
очень утомленными после проведения маневров на селеноцентрической орбите. Сеанс, за-
планированный на Г+126 час 20 мин, по предложению Стаффорда, был отложен на 5 час
40 мин, чтобы можно было показать более впечатляющий вид Луны.
365
За время полета корабля «Аполлон X» было зарегистрировано
30 неисправностей и отклонений от расчетного режима. Однако ни
одно из них не вызывало необходимости аварийного прекращения
полета [260]. К числу этих неисправностей и отклоненйй, в частно-
сти, относятся:
1. Возникновение колебаний на участках работы двигательной
установки третьей ступени ракеты-носителя [269].
2. Отслоение облицовки теплозащитного экрана в туннелях-
лазах и распространение по кораблю частичек стекловаты, причи-
нявших неудобства космонавтам и угрожавших засорить клапаны,
шланги и пр. Космонавты пытались удалить частицы с помощью
влажных полотенец, но безуспешно. Было принято решение на всех
последующих кораблях «Аполлон», начиная с корабля «Аполлон XI»,
заменить стекловату многослойной теплоизоляцией из майларовой
пленки с алюминиевым покрытием. Тепловые нагрузки в полете
оказались ниже, чем те, которые ожидались и на которые была
рассчитана теплоизоляция из стекловаты [260,-266].
3. Перебои в связи между основным блоком и лунной кабиной,
а также между этими аппаратами и Землей во время маневров у
Луны. Объяснялось это тем, что во время маневров аппараты ме-
няли ориентацию и остронаправленная антенна не всегда была в
нужном положении. При последующих полетах решили задейство-
вать станцию «Марс» в Голдстоне с антенной, имеющей отража-
тель диаметром 64 м. Эта станция должна обеспечивать уверенную
связь и при использовании всенаправленных антенн [260, 266].
4. Очень высокий уровень шумов при работе двигателей и не-
которых бортовых систем лунной кабины [279].
5. Отказ фото- и кинокамеры при прохождении на малой вы-
соте над участком посадки. По заявлению руководителей полета,
съемка этого участка с базовой селеноцентрической орбиты дала
необходимые сведения, несмотря на отсутствие снимков с близкого
расстояния [270].
6. Перегрев одной из трех батарей водородо-кислородных топ-
ливных элементов примерно в Г+121 час из-за короткого замыка-
ния в насосе охлаждающей жидкости. Эта батарея была подклю-
чена к системе охлаждения другой батареи, что позволило исполь-
зовать ее в те периоды, когда требовалась пиковая мощность [260].
7. Неэффективность принятого способа удаления пузырьков
водорода из питьевой воды. Этот способ предусматривал раскрутку
пластмассового мешочка с водой, с тем чтобы пузырьки газа под
действием центробежной силы скапливались в том конце мешоч-
ка, где находится выпускной клапан. Однако пузырьки сливались
в один большой пузырь, который перемещался не к клапану, а к
противоположному концу мешочка. Физики затруднялись объяс-
нить это явление, которое Сернан сумел продемонстрировать в од-
ном из сеансов телевизионной передачи. Характерно, что при быст-
ром движении мешочка красный, зеленый и синий цвета в телеви-
зионном изображении мешочка были видны последовательно. На-
личие пузырьков в питьевой воде вызывало желудочные боли у
космонавтов [259].
'366
КОСМИЧЕСКИЙ КОРАБЛЬ «АПОЛЛОН XI»
Полет космического корабля «Аполлон XI» проходил с 16 по
24 июля 1969 г. Экипаж корабля: Нейл Армстронг (командир),
Майкл Коллинз (пилот основного блока) и Эдвин Олдрин (пилот
лунной кабины). Корабль включал в себя основной блок (образец
107) и лунную кабину (образец LM-5). Для основного блока кос-
монавты выбрали название «Колумбия», для лунной кабины —
«Орел». «Колумбия» — название статуи на здании Конгресса в
Вашингтоне и корабля, в котором летели на Луну герои Жюль
Верна. «Орел» — геральдическая фигура в гербе США. На гербе
орел держит в когтях оливковую ветвь и пучок стрел. Эмблема по-
лета корабля «Аполлон XI» (см. обложку настоящего обзора) —
орел над поверхностью Луны, держащий в когтях только оливко-
вую ветвь [322]. Вес корабля 43,9 т (отсек экипажа 5,6 т, двига-
тельный отсек 23,2 т, лунная кабина 15,1 т). Для запуска исполь-
зовалась ракета-носитель «Сатурн V» AS-506. Цель полета, отно-
сящегося к этапу G,—выполнение целевой задачи программы
«Аполлон» — высадка экспедиции на Луну. Цель полета была
сформулирована следующим образом: «Совершить посадку на Лу-
ну и возвратиться на Землю». Успешное осуществление полета оз-
начало выполнение национальной задачи США в области освоения
космоса в период до 1970 г. Эта задача была поставлена Президен-
том Кеннеди 25 мая 1961 г. [307].
Программа полета корабля «Аполлон XI» была полностью
выполнена.
ЗАДАЧИ ПОЛЕТА
Космонавты АрмЬтронг и Олдрин должны были совершить
посадку в лунной кабине корабля «Аполлон XI» на участке 2 в за
падной части Моря Спокойствия (см. рис. 1). Участок имеет форму
эллипса. Селенографические координаты центра участка 0°45'
с. ш. и 23°37х в. д. Это один из пяти участков, выбранных в свое
время в качестве потенциальных мест высадки первой лунной
367
экспедиции. Участки были определены по результатам анализа фо-
тографий Луны, переданных космическими аппаратами «Лунар ор-
битер», а также изучения характеристик лунной поверхности по
.информации, переданной космическими аппаратами «Сервейор»,
совершившими мягкую посадку на Луну. Все пять участков нахо-
дятся на видимой стороне Луны между 5° ю. ш.; 5° с. ш.; 45° в. д.
и 45° з. д. Они отвечают следующим требованиям:
1. Малая пересеченность (сравнительно небольшое число кра-
теров и камней).
2. Небольшой (не более 2°) наклон местности на самом участ-
ке и на ближних подходах к нему.
3. Безопасные подходы (отсутствие гор, высоких холмов и глу-
боких кратеров, которые могли бы исказить измерения радиолока-
тора, обеспечивающего посадку на Луну).
4. Досягаемость с селеноцентрической орбиты, на которую ко-
рабль переходит с «траектории свободного возвращения».
5. Разнесенность участков по поверхности Луны с таким рас-
четом, чтобы в случае задержки старта с Земли на несколько су-
ток и невозможности (по условиям освещенности) посадки на ос-
новном участке, условия освещенности на одном из запасных участ-
ков были благоприятными для посадки.
Спустя несколько часов после посадки на Луну космонавты
должны были совершить выход из лунной кабины на поверхность
Луны. Предусматривалось, что Армстронг пробудет на поверхности
более 2 час, Олдрин — несколько меньше. В период пребывания на
поверхности космонавты должны были:
1. Установить на штативе на поверхности Луны камеру черно-
белого телевидения фирмы Westinghouse Electric таким образом,
чтобы в поле зрения камеры находились лунная кабина и сами
космонавты в период проведения большинства операций. До уста-
новки на штатив камера находится в одном из отсеков посадочной
ступени лунной кабины и используется для съемки спуска космо-
навтов по лестнице на поверхность Луны и первых их шагов по
поверхности.
2. Установить на поверхности Луны американский флаг1. На
корабле «Аполлон XI» имелось еще два американских флага, а
также миниатюрные флажки государств — членов ООН и отдель-
ных штатов США. Эти два флага предполагалось возвратить на
Землю, с тем чтобы преподнести обеим палатам Конгресса, а
флажки — представителям соответствующих стран и штатов в ка-
честве сувениров. На остающейся на Луне посадочной ступени
лунной кабины была укреплена табличка (рис. 168) с выгравиро-
ванными на ней картой полушарий Земли и словами: «Здесь люди
с планеты Земля впервые ступили на Луну. Июль 1969 г. новой
1 Конгресс отверг предложение NASA установить на Луне флаг ООН.
Американский флаг, устанавливаемый на Луне, снабжен проволочным каркасом,
чтобы он не обвисал.
368
эры. Мы пришли с миром от имени всего Человечества». Под эти-
ми словами выгравированы подписи всех трех космонавтов кораб-
ля «Аполлон XI» и Президента Никсона. На Луну должны были
доставить памятные медали погибших американских космонавтов
Гриссома, Уайта и Чаффи и советских космонавтов Гагарина и
Комарова, а также капсулу с микрофильмированными посланиями
глав 74 государств.
Рис. 168. Таблпчкч с надписью, укрепленная на
корпусе посадочной ступени
3. Установить на поверхности Луны научные приборы комп-
лекта EASEP (рис. 169): сейсмометр, отражатель лазерного излу-
чения п ловушку (рулон фольги) ядер атомов инертных газов, со-
держащихся в солнечном ветре. Общий вес приборов 77 кг, зани-
маемый объем 0,34 з/3 4. Комплект размещается в одном из отсеков
посадочной ступени лунной кабины. Сейсмометр и отражатель ос-
тавляются на Луне, ловушка возвращается на Землю для анализа
уловленных частиц.
4. Собрать образцы лунного грунта. Максимальный допусти-
мый общий вес образцов 59 кг. Предусматривался сбор трех комп-
лектов образцов: аварийного, основного и «документированного».
Аварийный комплект собирается командиром корабля в первые
минуты пребывания на Луне на тот случай, если возникнет необ-
ходимость немедленного аварийного старта с Луны, Этот комплект
собирается в «сачок-пробоотборник» на длинной ручке. Зачерпнув
грунт (~1 л), космонавт снимает сачок с ручки и кладет его в
карман на бедре скафандра. Основной и документированный комп-
лекты собираются с помощью инструментов, хранящихся (вместе
с телевизионной камерой, стереоскопической фотокамерой и кон-
тейнерами для образцов) в одном из отсеков посадочной ступени.
369
Среди этих инструментов: совок; захват; трубка-пробоотборник
(отбор колонок грунта длиной 25 — 30 см); молоток для забива-
ния в грунт трубок-пробоотборников, откалывания образцов
и проделывания канавок в грунте; длинная ручка, которая может
крепиться к совку, молотку или трубке-пробоотборнику, а также
гномон с цветовой и масштабной шкалами, который должен попа-
дать в кадр при съемке документированных образцов.
Рис. 169. Планируемое размещение приборов на поверхности
Луны
Зона I (размещение сейсмометра и отражателя в этой зоне
нежелательно вследствие попадания в тень посадочной сту-
пени и опасности повреждения при старте взлетной ступени);
Зона II (размещение сейсмометра и отражателя в этой зоне
нежелательно вследствие опасности повреждения факелом
двигателя взлетной ступени при старте с Луны);
Зона III (размещение сейсмометра и отражателя в этой
зоне нежелательно вследствие опасности повреждения оскол-
ками обшивки и теплоизоляции при старте взлетной ступени
с Луны);
Зона IV (размещение сейсмометра и отражателя рекоменду-
ется именно в этой зоне, куда не достигают факел двигателя,
осколки и тень посадочной ступени)
/ - расчетное место установки телевизионной камеры на штативе;
2 — расчетное место установки ловушки: 3 — расчетное место установ-
ки отражателя; 4 — расчетное место установки сейсмометра
370
5. Фотографировать с помощью стереоскопической фотокаме-
ры, фотокамеры Hasselblad с широкоугольным объективом и кино-
камеры Maurer. Организовать сеансы телевизионной передачи с
борта с помощью камеры Westinghouse Electric цветного телеви-
дения [ 307—321, 324].
РАСЧЕТНАЯ ПРОГРАММА ПОЛЕТА
Согласно расчетной программе,.ракета-носитель «Сатурн V»
AS-506 с космическим кораблем «Аполлон XI» запускается со
стартового комплекса № 39 на мысе Кеннеди 16 июля 1969 г. в
13 час 32 минх. Окно для запуска 16 июля продолжалось до
17 час 54 мин. Окна были также 18 и 21 июля, а затем только в
середине августа 1969 г. Окно 16 июля было основным, поскольку
оно обеспечивало заданный угол возвышения Солнца над горизон-
том при посадке на основном участке (участок № 2 в Море Спо-
койствия). При запусках в остальные упомянутые окна пришлось
бы производить посадку на запасных участках № 3 или № 5. Пер-
вый расположен в Заливе Центральном (0°25' с. ш. и 1°20' з. д.),
второй — в Океане Бурь 1°40' с. ш. и 41°40' з. д. [307].
Расчетная программа предстартовой подготовки и полета кос-
мического корабля «Аполлон XI» описана выше в качестве типовой
программы.
Ниже приводится расчетная программа пребывания космо-
навтов корабля «Аполлон XI» на Луне.
Посадка на Луну производится в Т+102 час 47 мин 07 сек.
В первые 2,5 мин после посадки космонавты находятся в готовно-
сти к немедленному аварийному старту, если опоры шасси прова-
лились глубоко в грунт или уклон местности превышает 30°. ЗатеАм
производится проверка бортовых систем лунной кабины, с тем что-
бы в случае обнаружения неисправности, угрожающей безопасно-
сти космонавтов, немедленно осуществить аварийный старт с Луны.
Если при проверке не обнаружилось таких неисправностей, космо-
навты в 7"+ 104 час 50 мин начинают прием пищи, после чего сле-
дует сон (с 7+105 час 30 мин до 7+109 час 30 мин), еще один
прием пищи и подготовка к выходу на поверхность Луны. Оба кос-
монавта надевают ранцевые системы жизнеобеспечения PLSS, пер-
чатки и чехлы на ботинки. В 7+112 час 30 мин космонавты раз-
герметизируют кабину, открывают передний люк, и в 7+112 час
40 мин Армстронг пролезает в люк ногами вперед, становится на
площадке перед люком, начинает спускаться по лестнице на по-
верхность и при этом дергает за шнур, открывающий крышку того
отсека посадочной ступени, где размещены приборы и инструменты,
которыми космонавты должны пользоваться на Луне. Открывшая-
ся крышка откидывается, образуя полку. Откидывание крышки ав-
томатически приводит в действие телевизионную камеру, находя-
щуюся в этом же отсеке, и она начинает снимать выход Армстрон-
га на поверхность, передавая изображения на Землю, где они по-
ступают в коммерческую телевизионную сеть. Из кабины выход
1 Здесь и далее время но Гринвичу.
371
Армстронга снимает Олдрин, работает также кинокамера, смонти-
рованная у окна в лунной кабине. Спустившись на опору шасси,
Армстронг пробует грунт левой ногой, затем становится на грунт
обеими ногами (Г+112 час 47 мин) и делает пробные шаги. Если
выясняется, что можно без особых трудностей перемещаться по по-
верхности, космонавт производит наружный осмотр лунной кабины
на предмет повреждений, после чего собирает аварийный комплект
образцов, который кладет в карман на бедре скафандра.
В Г+113 час 07 мин на поверхность Луны спускается Олдрин.
Предварительно он производит проверку бортовых ситем лунной
кабины, чтобы убедиться, что они обесточены, и спускает Арм-
стронгу фотокамеру, чтобы тот мог снять его выход. После спуска
Олдрина на поверхность Армстронг извлекает телевизионную ка-
меру из отсека в посадочной ступени, производит в течение некото-
рого времени съемку поверхности и лунного горизонта, держа ка-
меру в руках, после чего устанавливает камеру на штативе на не-
котором удалении от лунной кабины с таким расчетом, чтобы в по-
ле зрения камеры находилась лунная кабина и, по-возможности,
сами космонавты, производящие различные операции на поверхно-
сти Луны. Наибольшее время отводится на сбор документирован-
ных образцов. Они кладутся в 14 мешочков. Кроме того в отдель-
ные мешочки кладутся колонки грунта (25—30 см). При сборе
образцов и установке сейсмометра и отражателя космонавты не
должны удаляться от лунной кабины более чем на 30 м.
Первым в лунную кабину возвращается Олдрин (в Т+114 час
52 мин). С помощью специального блочного подъемника он подни-
мает в кабину контейнер со свернутой ловушкой и два контейнера
с образцами. Армстронг возвращается в кабину в Г+115 час
07 мин. Космонавты наполняют кабину кислородом, собирают не-
нужные более предметы и в Г+116 час 20 мин снова стравливают
кислород из кабины и открывают люк, чтобы выбросить эти пред-
меты. В Г+116 час 40 мин начинается прием пищи, далее следует
период отдыха продолжительностью 4 час 40 мин, после которого
космонавты начинают готовиться к старту с Луны. Общая продол-
жительность пребывания лунной кабины на Луне составляет
~22 час.
Ученые придавали большое значение точному определению
координат фактического участка посадки корабля «Аполлон XI»,
поскольку в зависимости от этого, предполагалось спланировать
маршруты космонавтов в период выхода. Кроме того, точное зна-
ние района посадки важно для интерпретации результатов анализа
образцов и для нацеливания луча лазеров с Земли. Космонавты
были снабжены комплектом из 108 листов (каждый 20,3x26,7см),
на лицевой стороне которых были увеличенные до масштаба
1:5000 снимки отдельных частей участка 2, полученные одним из
аппаратов «Лунар орбитер», а на обратной стороне те же снимки
с указанием особенностей рельефа данного места. Предусматрива-
лось, что космонавты могут воспользоваться снимкамц еще до по-
садки при выборе площадки, хотя на это особенно не рассчитыва-
372
ли, поскольку в напряженный период посадки у них вряд ли наш-
лось бы время на изучение снимков. Кроме того, обзор из окон
лунной кабины довольно ограниченный: 65° по вертикали и 80° по
горизонтали. Помимо листов со снимками в масштабе 1:5000, на
борту имелось 8 листов со снимками в масштабе 1:25 000 и-
1:100 000, которые предполагалось использовать для ориентировки
перед отделением лунной кабины от основного блока [307, 308,
321, 322].
ХОД ПРЕДСТАРТОВОЙ ПОДГОТОВКИ И ПОЛЕТА
Корабль «Аполлон XI» был запущен в расчетное время в
13 час 32 мин 16 июля 1969 г. ракетой-носителем «Сатурн V»
AS-506 со стартовой площадки А комплекса № 39 на мысе Кенне-
ди (рис. 170).
Рис. 170. Старт ракеты-носителя «Сатурн V» AS-506 с кораблем «Аполлон Х1»
Предстартовая подготовка, старт й выведение на
геоцентрическую орбиту
За шесть суток до расчетной даты старта была обнаружена
течь в одном из баллонов сжатого гелия, размещенных в баке окис-
лителя первой ступени (гелий используется в системе наддува ба-
ка). Два техника забрались в бак и, затянув гайку на баллоне,
ликвидировали течь. После ликвидации течи предстартовая подго-
товка шла без происшествий и даже более гладко, чем у всех пре-
дыдущих пилотируемых кораблей «Аполлон».
373
Завершающий этап предстартовой подготовки начался в
21 час 14 июля с момента 28-часовой готовности. На этом этапе в
графике было предусмотрено резервное время (12 час 32 мин)
[320, 327, 347].
В Центре управления запуском комплекса № 39 на мысе Кен-
неди при старте корабля «Аполлон XI» среди почетных гостей при-
сутствовали бывший президент Джонсон, вице-президент Агню и
пионер немецкой ракетной техники 75-летний Герман Оберт. По
сообщениям американской прессы, в район мыса Кеннеди для на-
блюдения старта прибыло около 1 млн. человек, а телевизионную
передачу о старте смотрело примерно 1 млрд, человек в различ-
ных странах мира.
Отрыв ракеты от стартового стола произошел на 724 мсек поз-
же расчетного времени (13 час 32 мин 00 сек 00 мсек)х. Двигатель-
ные установки всех трех ступеней ракеты-носителя работали в со-
ответствии с расчетной программой, и в Г-1-710 сек последняя сту-
пень с кораблем «Аполлон XI» вышла на орбиту с высотой пери-
гея 183 км и высотой апогея 189,4 км (расчетная орбита круговая
высотой 191 км). Наклонение орбиты соответствовало расчетному
(32,6°). Период обращения по этой орбите 88 мин 17 сек [327, 335,
344, 346].
На участке выведения частота пульса Армстронга составляла
НО, Коллинза 99, Олдрина 88 ударов в минуту. Все эти космонав-
ты совершили в свое время полеты на спутниках «Джемини». Тогда
на участке выведения частота пульса Армстронга составляла 146,
Коллинза 125 и Олдрина 110 ударов в минуту [346].
Полет по геоцентрической орбите, второй старт, полет по трассе
«Земля—Луна»
После выхода последней ступени с кораблем на начальную
геоцентрическую орбиту космонавты в течение примерно двух ча-
сов производили проверку бортовых систем, а затем начали гото-
виться ко второму старту (перевод корабля на траекторию полета
к Луне). В Г+1 час 29 мин был начат внеплановый сеанс телеви-
зионной передачи с борта для проверки камеры цветного телевиде-
ния. В коммерческую сеть изображения передавать не предполага-
лось. Сеанс был рассчитан на 4 мин, но его прервали через 1 мин
из-за неисправности антенны на наземной приемной станции. Дви-
гатель последней ступени был включен для перевода корабля на
траекторию полета к Луне в Г+2 час 44 мин 22 сек (Г+2 час
44 мин 14,8 сек) и проработал 347 сек (348,3 сек), сообщив ступени
с космическим кораблем скорость 10831,8 м/сек (10832,1 м/сек).
В Г+3 час 26 мин был начат маневр по перестроению отсеков, ко-
торый завершился в Г + 3 час 33 мин. Во время этого маневра было
израсходовано на 8—9 кг больше, чем ожидалось, топлива для
вспомогательных двигателей корабля, поскольку основной блок
удалился от ступени не на 15 м, как рассчитывали, а на 30 м
[329, 335, 345, 346, 347].
1 Здесь и далее в скобках указана расчетная величина.
374
В 7+4 час 30 мин (7+4 час 09 мин) корабль (основной
блок+лунная кабина) отделился от последней ступени. После от-
деления на 3 сек был включен маршевый двигатель корабля, кото-
рый сообщил ему приращение скорости 6 м!сек и обеспечил увод
на безопасное расстояние от ступени перед сливом компонентов
топлива через двигатель ступени. В результате слива, произведен-
ного по команде с Земли, ступень получила приращение скорости
и перешла на такую траекторию, двигаясь по которой в дальней-
шем под влиянием лунного притяжения вышла на гелиоцентричес-
кую орбиту [327, 344, 346].
На трассе «Земля—Луна» для обеспечения терморегулирова-
ния корабль был закручен относительно продольной оси со скоро-
стью 3 об!час. Закрутка удалась только со второй попытки. Космо-
навты отмечали трудности при наблюдении звезд: солнечные лучи
отражались от корпуса лунной кабины в окна отсека экипажа.
Изменение ориентации корабля несколько исправило положение.
В 7 + 26 час 45 мин была произведена первая и единственная кор-
рекция на трассе «Земля—Луна»1. Маршевый двигатель корабля
проработал 3 сек и сообщил приращение скорости 6,3 м)сек.
На трассе «Земля—Луна» во время телевизионного сеанса,
начавшегося в 7+~55 час и продолжавшегося 96 мин, Олдрин и
Армстронг в скафандрах перешли из отсека экипажа через внут-
ренние туннели-лазы в лунную кабину для первой проверки бор-
товых систем (согласно первоначальной программе, первая про-
верка должна была производиться на селеноцентрической орбите
в 7+81 час 50 мин). Руководители программы сообщили, что с
технической стороны полет проходит более успешно, чем все пре-
дыдущие полеты пилотируемых космических кораблей «Аполлон»,
состояние космонавтов отличное [327, 330].
Переход* на селеноцентрическую орбиту,
обращение по ней и посадка на Луну
Маршевый двигатель-был включен на торможение для обеспе-
чения перевода с траектории полета к Луне на селеноцентрическую
орбиту в 7+75 час 49 мин 50 сек (7-1-75 час 54 мин 28 сек). Ко-
рабль перешел на начальную эллиптическую орбиту с высотой пе-
риселения 113,3 км (111 км), высотой апоселения 312 км (315 км)
и наклонением 1,2° (1,2°). В период обращения по этой орбите был
проведен телевизионный сеанс. Космонавты показывали вид Луны
с высоты —150 км, в частности, кратер Мольтке [326, 327, 335].
В Т+80 час 05 мин (7+80 час 09 мин 30 сек) маршевый дви-
гатель был включен снова и перевел корабль на близкую к круго-
вой орбиту с высотой периселения 99,4 км (100 км) и высотой
1 Отказ от трех коррекций привел к тому, что корабль достиг точки, где
должно производиться включение маршевого двигателя на торможение для пе-
ревода на селеноцентрическую орбиту, на 4 мин 38 сек раньше, чем было пре-
дусмотрено первоначальной программой. Соответственно сместились и некото-
рые операции на селеноцентрической орбите (в скобках продолжает приводить-
ся расчетное время, предусмотренное первоначальной программой) [335].
375
апоселения 121,5 км (122 км). В Т + 81 час 26 мин (Г+81 час
50 мин) Олдрин и Армстронг снова перешли в лунную кабину для
проверки бортовых систем и пробыли в ней ~2 час [327, 335, 345,
346, 347].
Наблюдая поверхность Луны с селеноцентрической орбиты,
космонавты отмечали, что различие в высоте Солнца над горизон-
том практически не сказывалось на качестве наблюдений, но
наблюдения и поиски ориентиров затруднялись кривизной Луны
и пересеченностью ее поверхности. Армстронг сравнил наблюдение
поверхности Луны с наблюдениями пловца при высоте волн
2—2,5 м. Цвет лунной поверхности, по впечатлению космонавтов,
в зависимости от высоты Солнца над горизонтом и от положения
наблюдателя относительно Солнца, изменялся от коричневого до
серого [326, 342].
После периода отдыха и приема пищи в Г+ 95 час 45 мин
(Г+96 час) Олдрин без скафандра перешел в лунную кабину.
В Г+96 час 44 мин к нему присоединился Армстронг (в скафанд-
ре), и космонавты начали готовить лунную кабину к автономному
полету и посадке на Луну. Несколько позже Олдрин вернулся в
отсек экипажа, надел скафандр и окончательно перешел в лунную
кабину. В Г + 97 час 33 мин космонавты получили разрешение на
расстыковку лунной кабины и основного блока [327, 335].
Расстыковка произошла за Луной в Г+100 час 15 мин
(Т+ 100 час 09 мин 50 сек).
После периода группового полета, в течение которого Коллинз,
оставшийся в основном блоке, производил осмотр лунной кабины,
были включены вспомогательные двигатели основного блока для
увода его от лунной кабины. На 13-м витке по селеноцентрической
орбите в Г+101 час 35 мин (Г+101 час 38 мин 48 сек) был вклю-
чен двигатель посадочной ступени лунной кабины, который прора-
ботал 29 сек (28,7 сек) и перевел лунную кабину на селеноцентри-
ческую орбиту с высотой периселения 16 км (15 км) и высотой
апоселения 106 км (111 км). Отмечалось, что на этом этапе возни-
кали перебои в связи с Землей [327, 335].
В 7*+ 102 час 29 мин через основной блок, выполняющий роль
ретранслятора, командиру корабля в лунной кабине было переда-
но разрешение Центра управления МСС на торможение и посадку
на Луну. Двигатель посадочной ступени был включен на торможе-
ние в периселении в Т+ 102 час 33 мин 04 сек (Г+102 час 35 мин
13 сек) [327]. Произведенные к этому моменту расчеты показали,
что периселений сместился на 6,4 км к западу от расчетного поло-
жения. Это объясняют следующими причинами:
1. Приращениями скорости корабля в результате включения
вспомогательных двигателей на селеноцентрической орбите в пери-
од наблюдения ориентиров на поверхности Луны. Двигатели вклю-
чались не парами, а по отдельности, что создавало некомпенсиро-
ванный боковой момент и приводило к неподдающимся учету воз-
мущениям селеноцентрической орбиты. Это приращение могло
составить несколько футов в секунду.
37ь'
2. Нерасчетным приращением скорости при отделении лунной
кабины от основного блока: включение двигателей создало боль-
шее возмущение орбиты, чем ожидалось/
3. Некомпенсированными моментами, изменяющими вектор
скорости и ориентацию корабля, при сбросе за борт пара из тепло-
обменника в системе, охлаждения.
4. Нерасчетным положением лунной кабины в момент вклю-
чения двигателя посадочной ступени для перевода на эллиптичес-
кую орбиту с высотой периселения 15 км.
5. Существенным запаздыванием при выдаче на борт резуль-
татов уточненных траекторных измерений перед началом торможе-
ния лунной кабины в периселении.
6. Недостаточно эффективным использованием космонавтами
возможности уточнения траектории по ориентирам на поверхности
Луны.
7. Возможным влиянием на селеноцентрические орбиты неуч-
тенных гравитационных аномалий Луны.
Смещение периселения должно было привести к перелету рас-
четной точки посадки. Подтверждением ожидаемого перелета был
тот факт, что засеченное космонавтами время прохода лунной ка-
бины над кратером «Маскелин А» не совпадало с расчетным
[342, 380].
Высота полета лунной кабины в момент включения двигателя
на торможение определялась тремя способами: с помощью бортовой
системы наведения; с помощью радиолокатора, обеспечивающего
встречу на селеноцентрической орбите, который определял рассто-
яние до основного блока, и путем визуальных наблюдений ориен-
тиров на поверхности Луны. Эти три способа дали, соответствен-
но, следующие результаты: 15,23 км\ 15,24 км и 15,85 км. Визуаль-
ное наблюдение оказалось достаточно эффективным способом опре-
деления высоты и им пользовались до того момента, когда лунная
кабина снизилась настолько (до ~10 км), что стало возможно
производить измерения высоты с помощью радиолокатора, обес-
печивающего посадку на Луну. При визуальном определении высо-
ты космонавты засекают время, в течение которого какой-либо
ориентир на поверхности Луны проходит дугу в 50°.
При торможении лунной кабины в периселении начала отра-
батываться введенная в бортрвую ЦВМ автоматическая програм-
ма Р-63. При отработке этой программы ориентация по тангажу
и рысканию должна обеспечиваться путем регулирования вектора
тяги двигателя посадочной ступени, отклоняемого в шарнирном
подвесе со скоростью до 0,1 град]сек. Однако эффективно обеспе-
чивать ориентацию с помощью двигателя посадочной ступени не
удавалось и пришлось использовать установленные на взлетной
ступени лунной кабины двигатели системы ориентации, предусмот-
ренные для этого участка как запасное средство ориентации. Дви-
гатели системы ориентации включались несколько сот раз, хотя
программа Р-63 вовсе не предусматривала их включения. Оказа-
лось также, что двигатель посадочной ступени не обеспечивает
эффективной юстировочной коррекции путем дросселирования
тяги.
377
В начале этапа дальнего подхода, когда лунная кабина раз-
вернулась таким образом, что космонавты могли видеть лунный
горизонт, они произвели, как и планировалось, переключение на
автоматическую программу Р-64. В принципе использование авто-
матических программ возможно вплоть до момента посадки, одна-
ко Армстронг еще до полета решил, что по достижении высоты
~100 м он перейдет на полуавтоматическую программу Р-66. Как
объяснял Армстронг, он отказался от полностью автоматической
посадки, потому, что «автоматика не знает, как выбирать посадоч-
ные площадки. Кроме того, если не будет полностью погашена го-
ризонтальная скорость, то кабина может зацепиться за что-ни-
будь на грунте и опрокинуться».
Фактически Армстронг перешел на полуавтоматическую про-
грамму значительно раньше, чем лунная кабина снизилась до вы-
соты ~ 100 м. Вызвано это было тем, что бортовая ЦВМ работала
с перегрузкой, и все время горел аварийный сигнал, нервировав-
ший космонавтов, несмотря на заверения наземного оператора1,
что на эти сигналы можно не обращать внимания. Для некоторого
уменьшения нагрузки ЦВМ ее перестали использовать для конт-
роля состояния радиолокатора, обеспечивающего посадку (его
состояние стали контролировать на Земле по телеметрической ин-
формации). Программа, по которой работала ЦВМ, предусматри-
вала в случае перегрузки автоматическое прекращение некоторых
менее важных операций, что и произошло. Если какие-либо из
прекращенных операций становились необходимы, то космонавты
с помощью ручной системы управления работой ЦВМ, обеспечива-
ли их выполнение [342].
Послеполетный анализ показал, что перегрузка ЦВМ была
вызвана тем, что, помимо управления посадкой, требовавшей 90%
мощности ЦВМ, на нее было возложено управление радиолокато-
ром, обеспечивающим встречу на орбите, что требовало еще 14%
мощности. Первоначально при посадке не предусматривалось ис-
пользование ЦВМ для управления этим радиолокатором. Но в
последний момент решили, что целесообразно проверить способ-
ность ЦВМ на участке посадки обеспечить радиолокационный
захват и сопровождение основного блока на случай возникновения
аварийной ситуации и необходимости отказа от посадки и немед-
ленного возвращения взлетной ступени лунной кабины к основно-
му блоку. Введение в ЦВМ лунной кабины программы Р-20, пре-
дусматривающей управление радиолокатором, обеспечивающим
1 За несколько дней до полета операторы получили подробную консульта-
цию в отношении возможных нерасчетных режимов и аварийных ситуаций у
специалистов Приборной лаборатории Массачусетского политехнического инсти-
тута, разработавших систему наведения и навигации для кораблей «Аполлон».
Оператор, принявший решение, несмотря на аварийные сигналы, не отказывать-
ся от посадки, получил специальную награду NASA [345]. На корабле «Апол-
лон XII» логика ЦВМ была модифицирована, с тем чтобы даже при перегрузке
не подавались аварийные сигналы [383].
378
встречу на орбите, при его работе в режиме поиска и сопровожде-
ния основного блока, космонавты произвели за Луной, и эта опе-
рация не была зарегистрирована на Земле. Программы автомати-
ческой посадки Р-63, Р-64 и Р-65 с программой Р-20 несовместимы.
Постоянное напряженное внимание к работе ЦВМ мешало
космонавтам наблюдать ориентиры на поверхности Луны до того
как лунная кабина снизилась до ~ 1 км, когда все ориентиры бы-
ли уже позади (предусматривалось, что при отработке автомати-
ческих программ космонавты наблюдают через окно ориентиры на
поверхности Луны, описанные космонавтами корабля «Аполлон X»,
и, в случае обнаружения отклонений от расчетной трассы, вручную
корректируют траекторию).
Рис. 171. Трасса полета лунной кабины космического корабля «Апол-
лон XI» при посадке на Луну.
/ — кратер с камнями, куда опустилась бы лунная кабина при использовании толь-
ко автоматических программ посадки; 2—фактическая точка посадки лунной кабины
На участке торможения лунной кабины космического корабля
«Аполлон XI» необходимость в переходе на полуавтоматическую
программу управления возникла еще и потому, что автоматическая
программа вела кабину на посадку в кратер, (диаметр 180 м), за-
полненный камнями с поперечным размером до 3 м (рис. 171, по-
зиция /). Армстронг после полета рассказывал: «Я на мгновение
379
задумался, не совершить ли посадку в этот кратер: ученые пляса-
ли бы от радости, но затем вспомнил правила летчиков-испытате-
лей, что в случае сомнений в возможности успешной посадки всег-
да лучше тянуть дальше, что я и сделал». Армстронг снизил вер-
тикальную скорость до 1,2 м/сек и начал горизонтальные маневры.
Для обеспечения перелета через кратер с камнями Армстронг с по-
мощью двигателей системы 'ориентации, вектор тяги которых на-
правлен по полету, сообщил лунной кабине горизонтальную состав-
ляющую скорости 3—4,5 м/сек. Вначале он не изменял направле-
ния полета, но затем отклонился влево, чтобы не двигаться вдоль
«луча», образуемого породой, выброшенной из Малого кратера. При
этом Армстронг вел наблюдение через окно, а Олдрин непрерывно
сообщал ему данные о скорости и высоте полета по приборам.
На этом этапе велась съемка спуска кинокамерой Maurer, смонти-
рованной на кронштейне у окна кабины. Космонавты отрабатыва-
ли такой метод посадки на тренажерах, но в действительности
потребовались маневры с ручным управлением в несколько боль-
ших масштабах, чем ожидалось. В результате этих маневров лун-
ная кабина совершила посадку за пределами опасной зоны в 330 м
к западу от кратера с камнями (рис. 171, позиция 2). При посадке
струя двигателя посадочной ступени подняла облако пыли высо-
той ~20 м, мешавшее наблюдениям через окно и визуальному
определению высоты и скорости полета. По заявлению Армстрон-
га, пыль снижала видимость подобно туману на Земле, однако он
мог разглядеть кратеры и камни сквозь пыль. Пыль не мещала
правильно оценивать высоту, но затрудняла оценку продольной и
боковой скорости. Когда двигатель был выключен, пыль немедлен-
но улеглась.
Предусматривалось, что космонавты на высоте ~ 1 м выклю-
чат двигатель посадочной ступени, чтобы предотвратить перегрев
днища посадочной ступени истекающей струей, отраженной от
грунта. Опасались также взрыва двигателя, если бы он в работаю-
щем состоянии коснулся грунта. Кроме того, посадка с небольшой
вертикальной скоростью способствовала бы укорочению стоек по-
садочного шасси, в результате чего нижняя ступенька лестницы,
по которой спускаются космонавты, оказалась ближе к грунту.
Армстронг забыл выключить двигатель, и лунная кабина в момент
контакта с грунтом имела практически нулевую скорость, совер-
шив «нормальную вертолетную посадку». Как отметил Армстронг:
«Опасного перегрева днища не произошло, с двигателем ничего
не случилось, а нижняя ступенька лестницы оказалась на высоте
~1,1 м от грунта, но мы эту высоту преодолели». К моменту по-
садки не была полностью погашена и горизонтальная составляю-
щая скорости, на что указывал характер изгиба 1,5-метровых щу-
пов на опорах посадочного шасси.
Во время посадки лунной кабины корабля «Аполлон XI» из-за
необходимости перелета кратера с камнями двигатель посадочной
ступени проработал дополнительно ~70 сек. Во время посадки
зажегся сигнал индикатора, указывающего, что осталось только
380
5% от первоначального запаса топлива, то есть лишь на 94 сек,
полета (не считая 20-секундного резерва для аварийного подъема).
К моменту посадки топлива оставалось менее чем на 30 сек поле-
та, Отмечается, что при имитации посадки на Земле в баках, как
правило, оставалось 5,5—6% топлива [325, 326, 327, 342, 366].
В момент посадки Армстронг передал: «Хьюстон, говорит База
Спокойствия. «Орел» сел». Время посадки 20 июля 1969 г. 20 час
17 мин 42 сек или Т 4-102 час 45 мин 42 сек (7'4-102 час 47 мин
07 сек).
Рис. 172. Местоположение участка 2 (нанесен приблизительно на снимок
Луны, сделанный одним из аппаратов «Лунар орбитер»). Фактическое
место посадки отмечено треугольником
Лунная кабина опустилась в пределах участка 2 (рис. 172) в
6784 м к западу и в 1308 м к югу от центра этого участка. Уточ-
нить координаты посадки удалось только после полета по достав-
ленным космонавтами фотографиям. Уточненные координаты
0°4Г15" с. ш. и 23°26' в. д. На грунте кабина установилась с накло-
ном 4,5е относительно лунной вертикали, ось рыскания кабины сос-
тавляла угол 13° с плоскостью траектории. Место посадки было
381
сравнительно ровное. Близлежащие кратеры в поперечнике не пре-
вышали 0,3—0,6 ж, камни —0,6 ж, причем некоторые камни были
частично погружены в грунт.
При включении двигателя посадочной ступени на торможение
в периселении эллиптической орбиты частота пульса Армстронга
составляла ПО, в момент посадки на Луну 156, спустя 45 мин —
90 ударов в минуту. Нормальная частота пульса космонавта
70—75 ударов в минуту [325, 326, 327, 345, 346].
Пребывание на Луне
После посадки космонавты в течение ~3 мин находились в
готовности совершить аварийный старт с Луны. Поскольку обста-
новка не потребовала аварийного старта, Центр управления дал
космонавтам разрешение оставаться на Луне в течение двух часов,
то есть до того момента, когда основной блок, совершив виток
вокруг Луны, снова окажется в благоприятном положении для
встречи с лунной кабиной в случае аварийного старта1. Космонав-
ты провели операции, имитирующие старт с Луны, убедились, что
бортовые системы исправны, и обесточили все те системы, которые
не были нужны до фактического старта с Луны.
Еще в период обращения по селеноцентрической орбите кос-
монавты попросили разрешения отказаться от периода отдыха пе-
ред выходом на поверхность Луны и совершить этот выход соот-
ветственно раньше. Рассмотрение просьбы космонавтов было от-
ложено до посадки. После посадки медицинский руководитель по-
лета дал такое разрешение, поскольку в предыдущий период от-
дыха на селеноцентрической орбите космонавты спали хорошо,
состояние их после посадки было удовлетворительное, а нервное
напряжение, по-видимому, все равно помешало бы им заснуть
перед выходом на -Луну.
В связи с отказом от отдыха программа выхода была сдвину-
та по времени, и космонавты должны были начать выход (открыть
люк) в 7"+ 108 час 00 мин, однако в связи с задержкой при надева-
нии ранцев системы PLSS и при разгерметизации кабины2 начало
выхода было отложено на Г+108 час 28 мин, а фактически люк
был открыт в Г+109 час 07 мин 35 сек (табл. 32), и Армстронг вы-
шел на площадку перед люком в Г+109 час 19 мин 16 сек.
Армстронг спустился на поверхность Луны 21 июля в 02 час
56 мин 20 сек или в Г+109 час 24 мин 20 сек. Спустившись на по-
верхность, он произнес следующую фразу: «Это небольшой шаг
для человека, но огромный скачок для человечества». Освоившись
на поверхности, Армстронг произвел осмотр лунной кабины. По
наблюдению Армстронга, опоры посадочного шасси провалились
в грунт всего на 2,5—5 см, струя двигателя посадочной ступени не
вымыла в грунте заметного кратера, срез сопла находился на вы-
соте 0,3 м (ожидали, что сопло может удариться о грунт).
1 Позже космонавтам дали разрешение оставаться на Луне в течение все-
го времени, предусмотренного программой.
2 Космонавтам не удавалось стравить давление в кабине ниже
~0,01 кг/см2. В конечном счете они получили разрешение Центра управления
открыть люк при таком давлении [346].
382
Таблица 32 [325]
Операции космонавтов на Луне
Операция Бортовое время, час\мин:сек Время после раз- герметизации лун- ной кабины, мин
фактич. расчетн.
Разгерметизация кабины 108:21 0 0
Переход на систему PLSS 108:56 35
Открывание люка 109:07:35 46,5 0—10
Выход Армстронга на площадку перед 109:19:16 58 10-20
люком
Открывание Армстронгом крышки отде- 109:21:10 60 10-20
ления с инструментами и телевизионной камерой п£и спуске с лестницы
Начало телевизионной съемки 109:22:03 61 10-20
Спуск Армстронга на опору шасси 109:23 62 10-20
Спуск Армстронга на поверхность Луны 109:24:20 63" 10-20
Выход Олдрина из люка 109:40 79 30-40
Спуск Олдрина на поверхность: Луны 109:42:49 82 30-40
Установка телевизионной камеры на 109:55:30 94,5 40—50
штатив
Завершение развертывания ловушки 110:30 102,5 40-50
Завершение установки флага 110:09:40 109 50-60
Опробование различных способов пере- 110:14 113 £0-70
мещения по Луне (Олдрин)
Начало разговора с Президентом Ник- соном 110:16:28 115 не плани- ровалось
Начало сбора основного комплекта об- разцов 110:23 122 50-70
Завершение установки отражателя 111:04 163 ' 90—100
Завершение установки сейсмометра 111:12 171 90-100
Начало сбора документированных об- 111:14:43 174 s 90—100
разцов
Свертывание ловушки (Олдрин) 111:20:22 179 130-140
Завершение сбора документированных 111:22:04 181 130-140
образцов (Армстронг)
Возвращение Олдрина в лунную кабину 111:25:07 184 140-150
Подъем в лунную кабину первого кон- тейнера с образцами 111:31:07 190 140—150
Подъем в лунную кабину второго кон- тейнера с образцами 111:35:20 194 140-150
Возвращение Армстронга в лунную ка- бину 111:37:32 196 150—160
Закрывание люка 111:39:15 198 150-160
383
После осмотра лунной кабины Армстронг получил от Олдри-
на фотокамеру Hasselblad с широкоугольным объективом, которую
тот спустил ему с помощью блочного подъемника. Сделав несколько
снимков, Армстронг начал сбор аварийного комплекта образцов.
Позже Армстронг отмечал, что он легко заглублял сачок-пробоот-
борник в грунт на 15—20 см и мог бы заглубить и больше, но для
этого пришлось бы нагнуться ниже, что в скафандре затруднитель-
но. В 7+109 час 34 мин Армстронг положил снятый с ручки сачок
с аварийным комплектом в карман на бедре скафандра. Затем на
поверхность спустился Олдрин (рис. 173, 174). Как и Армстронг,
он испытывал трудности при пролезании через люк с наспинным
ранцем системы жизнеобеспечения PLSS. Самим космонавтам
трудно видеть, не зацепляет ли ранец за край люка. При пролеза-
нии Армстронга его действиями руководил Олдрин из кабины, при
пролезании Олдрина — Армстронг с поверхности Луны.
Рис. 173. Спуск космонавта Олдрина на поверх
ность Луны
384
Рис. 174. Космонавт Олдрин на Луне (в козырьке шлема
отражается лунная кабина, штатив с телевизионной камерой
и космонавт Армстронг, фотографирующий Олдрина).
385
Армстронг установил телевизионную камеру на ’штатив при-
мерно в 15 ж от лунной кабины, предварительно он, держа камеру
в руках, в течение нескольких минут снимал место посадки и лун-
ный горизонт. Положение камеры на штативе Армстронг регули-
ровал по указаниям с Земли, с тем чтобы в поле зрения камеры по-
пала лунная кабина. При установке камеры на штатив Армстронг
сменил широкоугольный объектив на обычный. Космонавты неод-
нократно спотыкались о кабели, ведущие к телевизионной камере,
поскольку в скафандрах им было трудно смотреть под'ноги [325].
Рис. 175. Космонавт Олдрин несет сейсмометр и
отражатель к месту установки
Затем были установлены ловушка и американский флаг, причем
космонавты с трудом воткнули древко флага в грунт на нужную
глубину. Олдрин попробовал различные способы передвижения по
Луне. Затем состоялся разговор космонавтов с Президентом Ник-
соном, находившимся в Белом Доме. Разговор продолжался около
двух минут, после чего космонавты собрали основной комплект об-
разцов и приступили к установке на поверхности Луны отражателя
и сейсмометра (рис. 175) на расстоянии ~27 м от лунной кабины.
Все операции на Луне велись с большим отставанием от графика.
386
Дальнейшая задержка произошла вследствие того, что Олдрину
было очень трудно горизонтировать сейсмометр, пользуясь уров-
нем. В конечном счете космонавт горизонтировал его на глаз и
сейсмометр был сфотографирован (рис. 176), чтобы специалисты
па Земле могли по фотографии определить положение прибора на
грунте. Некоторую задержку вызвало и то, что одна из двух пане-
лей с солнечными элементами у сейсмометра автоматически не
развернулась, и ее пришлось разворачивать вручную. В связи с
тем, что космонавты выбились из графика, они успели собрать
меньше документированных образцов, чем рассчитывали. Общий
вес собранных образцов (аварийный, основной и документирован-
ный комплекты) 24,9 кг, при максимальном допустимом весе 59 кг.
В одном контейнере было 7,7 кг, во втором— 17,2 кг, Олдрин про-
был на поверхности Луны несколько более 1,5 час, Армстронг
~2 час 10 мин.
Связь космонавтов с Землей во время выхода поддерживалась
через лунную кабину, которая служила ретранслятором. Остро-
направленная антенна лунной кабины обеспечивала настолько
эффективную связь, что удалось обойтись без специальной антен-
ны с развертывающимся отражателем диаметром 3 м, которая на-
ходилась на посадочной ступени лунной кабины и в случае край-
ней необходимости могла быть установлена на поверхности Луны.
На Земле для связи с космонавтами в период их выхода использо-
валась станция системы MSFN в Голдстоне, имеющая антенну с
отражателем диаметром 26 м, для приема телевизионных изобра-
жений с Луны—станция «Марс» системы DSIF в Голдстоне, имею-
щая антенну с отражателем диаметром 64 м. Качество телевизион-
ных изображений американские специалисты считают отличным
[325, 326, 328, 337, 345, 352].
Частота пульса обоих космонавтов во время выхода составля-
ла в среднем 90—100 ударов в минуту. Максимальная частота
пульса у Олдрина была 125, у Армстронга — 160 ударов в минуту.
Пиковая частота у Армстронга наблюдалась, когда он помогал
Олдрину поднимать в лунную кабину контейнеры с образцами.
Когда Армстронг поднялся по лестнице в кабину, у пего было уча-
щенное дыхание. i
Скафандр и ранцевая система жизнеобеспечения PLSS оказа-
лись весьма эффективными. Скафандр в очень небольшой степени
стеснял свободу движений (космонавты могли даже отдавать честь
по-военному). Расход ресурса системы PLSS был меньше ожида-
емого. Эта система была рассчитана на 4 час работы, использова-
ли ее космонавты в течение 2 час 47 мин 14 сек. Запас кислорода
в системе был израсходован за это время меньше чем наполовину;
запас воды для охлаждения скафандра—на 20—30%. Малый рас-
ход воды объясняется тем, что тепловыделение космонавтов было
значительно меньше ожидаемого: у Армстронга менее 250 ккал!час,
у Олдрина 280 ккал!час, в то время как ожидаемые, величины для
космонавтов, соответственно, составляли 380 и 315 ккал!час. Систе-
387
Рис. 17G. Сейсмометр на грунте (рядом космонавт Олдрин)
388
ма охлаждения рассчитана на среднюю величину тепловыделения
400 ккал/час и пиковую 500 ккал!час. Ходьба по Луне особых
затруднений не представила. По сообщению космонавтов, в реаль-
ных условиях на поверхности Луны передвигаться было легче,, чем
в тренажерах, где имитировалось лунное тяготение. Свобода дви-
жений была большей, а расход энергии меньшим, чем предполага-
лось. Космонавты отмечали, что поверхностный слой грунта состо-
ит из мельчайших частиц, прилипающих к обуви, подобно угольной
пыли. Глубина погружения ног в поверхностный слой грунта была
различной на горизонтальных площадках (0,6—1,2 см), на скло-
нах кратеров (15—18 см) и на краю кратеров (5—10 см). Поверх-
ностный слой под ногой уплотнялся, и студня слегка скользила
вбок. По внешнему виду грунта заранее определить ожидаемую
глубину погружения ног не удавалось. При ходьбе по поверхности
Луны космонавты нагибались вперед, так же как и при стоянии на
месте, иначе их клонило назад. Это объясняют перевешиванием
наспинного ранца системы жизнеобеспечения PLSS. Грунт был до-
вольно скользким, особенно в тех местах, где тонкий пылевидный
слой прикрывал камни. Олдрин попробовал различные способы
перемещения по Луне, в частности, так называемые «прыжки кен-
гуру» с прижатыми друг к другу ногами. При этом он с трудом
сохранял равновесие, чтобы не упасть вперед. Самым целесооб-
разным способом была признана обычная ходьба.
Во время выхода космонавтов на поверхность Луны высота
Солнца над горизонтом составляла 11°. На поверхности, освещен-
ной Солнцем, зрительная способность космонавтов была хорошей,
в тени — значительно худшей. При входе в тень глаза космонав-
тов довольно долго адаптировались к темноте, кроме того, мешал
сравнительно малопрозрачный козырек на шлеме, надеваемый для
защиты от прямых солнечных лучей [325, 326, 342].
После возвращения в лунную кабину космонавты наполнили
кабину кислородом, сложили ненужные более предметы (в том
числе чехлы на ботинки и ранцевые системы PLSS) в мешок, раз-
герметизировали кабину, открыли люк и выбросили мешок. Поми-
мо этих предметов, космонавты оставили на Луне инструменты
для сбора образцов, телевизионную камеру на штативе, фотокаме-
ру, блочный подъемник, подлокотники и некоторые другие предме-
ты. Телевизионная камера продолжала работать и после входа
космонавтов в лунную кабину, в частности, было показано повтор-
ное открытие люка и выбрасывание ненужных предметов. Вскоре
после этого камера была выключена. Всего она проработала 5 час
3 мин 44 сек.
После проверки бортовых систем и приема пищи начался пе-
риод отдыха. Олдрин расположился, свернувшись, на полу каби-
ны, Армстронг — в гамаке,, подвешенном над кожухом основного
двигателя взлетной ступени. Отдых продолжался ~7 час. После
еще одного приема пищи космонавты начали готовиться к старту
с Луны. Общая длительность пребывания лунной кабины на по-
верхности Луны 21 час 36 мин [325, 327].
389
Старт с Луны, встреча с основным блоком и
полет по селеноцентрической орбите
За время пребывания лунной кабины на поверхности Луны
космонавт Коллинз делал несколько попыток засечь ее с помощью
секстанта с селеноцентрической орбиты. Это позволило бы, в част-
ности, уточнить координаты места посадки. Однако ни одна по-
пытка успехом не увенчалась. Неточное знание места посадки не
позволило рассчитать на Земле траекторию полета лунной кабины,
с тем чтобы совместить ее плоскость с плоскостью орбиты основ-
ного блока. Основные траекторные измерения производились с ис-
пользованием бортового радиолокатора, обеспечивающего встречу,
который начал работать в режиме поиска и сопровождения основ-
ного блока еще до старта лунной кабины с Луны [325].
Старт с Луны был произведен в 7+124 час 22 мин (7+124 час
23 мин 21 сек). Основной двигатель взлетной ступени проработал
438 сек (434,65 сек) и вывел взлетную ступень на начальную се-
леноцентрическую орбиту с высотой периселения 16,7 км (16,6 км)
и высотой.апоселения 83,4 км (83 км). Перед включением двигате-
ля частота пульса Армстронга составляла 94, Олдрина — 120 уда-
ров в минуту, у обоих она сравнительно быстро снизилась до
~80 ударов в минуту. На участке выведения на начальную орби-
ту космонавты видели яркую вспышку света. Предполагают, что
это был луч лазера с Земли во время одной из первых попыток
получить импульсы от находящегося на Луне отражателя. Манев-
ры взлетной ступени по обеспечению сближения с основным бло-
ком проводились в соответствии с расчетной дрограммой, в 7+
+ 127 час 52 мин началась стыковка. Скорость сближения при сты-
ковке составляла 0,08 м!сек. После того как головка стыковочного
штыря вошла в приемный конус, произошло нерасчетное смещение
на 15° в плоскости рыскания1, которое ликвидировали через
6—8 сек. После этого удалось обеспечить надежную стыковку с
фиксацией всех 12 захватов. Время стыковки 7+128 час 03 мин
(7+128 час 00 мин). К моменту стыковки в баках взлетной ступе-
ни оставалось всего 18 кг топлива. После чистки скафандров пы-
лесосом и принятия других запланированных мер предосторожно-
сти Армстронг в 7+130 час 15 мин и Олдрин в 7+130 час 45 мин
перешли в отсек экипажа. В 7+131 час 33 мин использованная взлет-
ная ступень была сброшена. Это было произведено ранее расчет-
ного времени (7+131 час 53 мин), поскольку космонавты услы-
шали подозрительный треск в стыковочном узле. Отделившаяся
ступень была оставлена на селеноцентрической орбите (первона-
чально предполагалось перевести ее на гелиоцентрическую орби-
ту). Основной блок с помощью вспомогательных двигателей был
отведен от ступени. К моменту схода основного блока с селеноцен-
трической орбиты он находился на ~40 км впереди отделившей-
ся взлетной ступени [325—328, 335, 340, 344, 345, 347].
1 Причину этого сразу установить не удалось. Предполагали случайное
включение одного из двигателей системы ориентации взлетной ступени [34].
390
Переход на траекторию полета к Земле, полет по трассе
«Луна—Земля» и приводнение
В Г-Н 135 час 25 мин (74-135 час 24 мин}' па 30-м витке по се-
леноцентрической орбите был включен маршевый двигатель, кото-
рый проработал 149 сек и, сообщив основному блоку расчетное
цриращение скорости, перевел его на траекторию полета к Земле.
Длительность пребывания на селеноцентрической орбите 59 час
35 мин. На трассе «Луна—Земля» была произведена только одна
коррекция траектории в 7+ — 150 час, когда основной блок нахо-
дился на расстоянии — 300 000 км от Земли. При этом вспомога-
тельные двигатели проработали 10.8 сек и сообщили основному
блоку приращение скорости 1,4 м]сек [328, 333, 340].
Перед сближением с Землей в 74-177 час 28 мин был начат
последний (седьмой) сеанс цветного телевидения с борта корабля
(табл. 33)1 2. Общая длительность семи сеансов — 4 час [325].
В связи с неблагоприятными метеорологическими условиями
(грозы) в первоначально выбранном районе посадки, был опреде-
лен новый район в —400 км к северо-востоку от намеченного.
Координаты центра нового района 13°19' с. ш. и 169°09' з. д., новое
расчетное время посадки 74-195 час 17 мин 53 сек. Чтобы отсек
экипажа достиг нового района, была изменена программа управ-
ляемого спуска с использованием аэродинамического качества (та-
кое изменение проведено впервые в практике полетов кораблей
«Аполлон», возвращающихся от Луны).
Разделение двигательного отсека и отсека экипажа произош-
ло в 74-194 час 48 мин (74-194 час 50 мин 04 сек). В отделившем-
ся двигательном отсеке оставалось свыше 2 т топлива для марше-
вого двигателя. Отсек экипажа вошел в атмосферу на высоте
120 км в 74-195 час 03 мин 14 сек (74-195 час 05 мин 04 сек).
Температура нагрева теплозащитного экрана отсека экипажа до-
стигала 2540—2600°С, толщина обуглившегося слоя составляла
9—12 мм, как и при предыдущих полетах кораблей «Аполлон»,
возвращающихся от Луны. Период пропадания сигнала при входе
в атмосферу продолжался 3 мин 45 сек и окончился в 7+195 час
07 мин 30 сек. Максимальная перегрузка на участке входа состав-
ляла 6,5 [336, 342, 343, 347, 353].
Отсек экипажа приводнился в точке с координатами 13°30'с. ш.
и 169°15' з. д. в —20 км от авианосца «Хорнет», передислоцирован-
ного в новый район посадки. В месте*посадки высота волн дости-
гала 1,5—2 jw, скорость ветра 5,5—8 м!сек.
Время посадки 7+195 час 18 мин 21 сек (7+195 час 19 мин
05 сек).
1 В этот момент основной блок обращался по селеноцентрической орбите
с высотой периселения 111 км и высотой апоселения 116 км [346].
2 В таблице, помимо сеансов с борта, указан сеанс с поверхности Луны.
391
Таблица 33 [307, 325]
Сеансы телевизионных передач с борта корабля «Аполлон XI» и
с поверхности Луны
№ п/п Бортовое вре- мя начала сеанса Продолжи- тельность, мин На каком эта- пе проводился сеанс Что показывалось (прини- мающая станция Голдстон)
1 01 час 29 мин (внеплановый сеанс) 1 Начальная геоцентричес- кая орбита Вид Земли. Цель сеанса— испытания камеры цветного телевидения. Прекращен (длился 1 мин вместо 4 мин) из-за неисправности назем- ной приемной аппаратуры
2 Внеплановый сеанс 16,5 Трасса „Земля—Луна" Вид Земли с расстояния ~ 100 тыс. км
3 34 час 00 мин (34 час 00 мин)* 35(15) Трасса „Земля—Луна" Вид Земли. Внутренний вид кабины
4 ~55 час (58 час 10 мин) 96(15) Трасса „Земля—Луна" Процесс открытия люка, демонтажа стыковочного уз- ла и перехода через тунне- ли-лазы из отсека экипажа в лунную кабину. Внутренний вид кабины. Вид Земли
5 78 час 25 мин (78 час 30 мин) 38(15) Эллиптическая селеноцентри- ч’еская орбита Вид Луны. Внутренний вид кабины
6 109 час 22 мин (112 час 50 мин) 304(~300) Пребывание на ’ Луне Выход космонавтов на по- верхность Луны
у** 155 час 45 мин (ХЬЪчас 30 мин) 16(15) Трасса „Луна—Земля" Вид Луны. Вид Земли. Внут- ренний вид кабины
8 177 час 28 мин (177 час 30 мин) 15(15) Трасса „Луна—Земля" Внутренний вид кабины. |Вид Земли
* В скобках указано расчетное время.
♦♦ Запланированный на T-H00 час 20 мин сеанс с демонстрацией лунной кабины во
время расстыковки и группового полета был отменен из-за выхода из строя спутника
IblTELSAT-SB, через который станция слежения близ Мадрида должна была переда-
вать изображения в Центр управления в Хьюстоне и в коммерческую телевизионную сеть.
Сеанс с борта основного блока, запланированный на Т4-112 час 25 мин, с демонстрацией
участка, где совершила посадку лунная кабина, был отменен из-за того, что Коллинз не
смог засечь лунную кабину на поверхности Луны.
Немедленно после приводнения, над отсеком экипажа завис
вертолет ПСК, с которого сообщили, что отсек перевернулся на
воде днищем вверх. Космонавты наполнили газом надувные бал-
лоны-поплавки, и через несколько минут отсек занял расчетное
392
положение (днищем вниз). К отсеку были сброшены три водола-
за, которые подвели под него понтон и привели в готовность две
надувные лодки. Один из водолазов в скафандре BIG открыл люк,
передал космонавтам три скафандра BIG и снова закрыл люк.
Космонавты надели скафандры и через 35 мин после приводнения
вышли на надувную лодку. Водолаз обработал скафандры космо-
навтов и внешнюю поверхность отсека дезинфицирующим раство-
ром «Бетадин» (неорганическое соединение иода). Затем космо-
навты сами протерли перчаткой, смоченной в этом растворе, под
мышками и пр. Один из космонавтов обработал этим раствором
скафандр водолаза. Космонавтов подняли на борт вертолета и до-
ставили на авианосец через 63 мин после приводнения. Команда
вертолета была в кислородных масках. На авианосце вертолет с
помощью подъемника доставили на ту палубу, где находился ка-
рантинный фургон, и космонавты прямо из вертолета перешли в
фургон, где их ожидали врач и техник. Участок палубы, по кото-
рому прошли космонавты, был продезинфицирован.
На авианосец для встречи космонавтов прибыли Президент
Никсон, директор NASA Томас Пейн и другие официальные лица,
а также космонавт Фрэнк Борман. Никсон обратился к находящим-
ся в карантинном фургоне космонавтам с краткой приветственной
речью. Процедура спасения космонавтов передавалась по телеви-
дению. Сам момент приводнения из-за удаленности точки посадки
от авианосца показать не удалось [325, 328, 343, 346].
Предварительный медицинский осмотр космонавтов врачом в
фургоне и анализ крови не показали никаких признаков заболе-
ваний, который могли бы быть вызваны лунными микроорганиз-
мами.
Авианосец «Хорнет» на третьи сутки после приема на борт
космонавтов прибыл в порт Пёрл-Харбор, фургон с космонавтами
перегрузили на грузовую автомашину, перевезли в аэропорт и во-
енно-транспортным самолетом С-141 в тот же день доставили на
базу ВВС Эллингтон близ Хьюстона, где снова перегрузили на
автомашину и доставили в Лабораторию LRL. В этой лаборатории
космонавты пробыли до 11 августа, то есть до конца запланиро-
ванного минимального 21-суточного карантина (считается с мо-
мента старта с Луны 21 июля). С первого же дня пребывания в
Лаборатории LRL космонавты начали отчитываться о полете и
проходить медицинские обследования. Эти обследования, а также
анализ образцов и воздействие лунными материалами на растения,
животных и пр., присутствия лунных микроорганизмов не обнару-
жили, и карантин сочли возможным не продлевать.
По окончании карантинного периода космонавты провели од-
ни сутки с семьями, после чего 13 августа были организованы тор-
жественные встречи космонавтов последовательно в Нью-Йорке,
Чикаго и Лос-Анджелесе. 16 сентября состоялся прием космонав-
тов в Конгрессе1.
1 В этот день Конгресс утвердил новую государственную награду США —
Почетную медаль Конгресса за освоение космоса.
393
Контейнеры с образцами лунных пород и пленки были достав-
лены в Лабораторию LRL двумя самолетами на следующие сутки
после приводнения. По истечении карантинного срока 12 сентября
8 кг образцов из общего количества 25 кг было передано 106 груп-
пам американских и 36 группам иностранных ученых для подроб-
ного исследования. Остальные образцы оставлены в Лаборатории
LRL. Пленки в Лаборатории LRL были подвергнуты дезинфекции и
обработаны по специальной технологии [338, 340, 355, 353, 357].
НЕКОТОРЫЕ ИТОГИ ПОЛЕТА
Полет космического корабля «Аполлон XI» руководители
NASA признали полностью успешным.' Космонавты выполнили
главную задачу полета (посадка на Луну), а также почти все вто-
ростепенные задачи [325].
Руководители NASA неоднократно подчеркивали, что полет
корабля «Аполлон XI» имел своей главной задачей решение инже-
нерно-технических проблем, а не научные исследования на Луне.
С точки зрения решения этих проблем основными достижениями
полета корабля «Аполлон XI» считают демонстрацию эффективно-
сти принятого способа посадки на Луну и старта с Лунр с выхо-
дом на начальную селеноцентрическую орбиту (все предыдущие
и последующие операции были отработаны ранее при полетах дру-
гих пилотируемых кораблей «Аполлон»), а также демонстрацию
способности космонавтов передвигаться по Луне и вести исследо-
вания в лунных условиях. В результате полета корабля «Апол-
лон XI» принятый способ посадки на Луну был признан не тре-
бующим никаких существенных изменений, так же как и способ
старта с Луны и встречи на селеноцентрической орбите, который
считают применимым и при старте с iMapca.
По заявлению руководителей NASA, полет корабля «Апол-
лон XI» снова продемонстрировал надежность систем и агрегатов
кораблей «Аполлон». В результате было принято решение при за-
пусках последующих кораблей «Аполлон» несколько ослабить из-
лишне жесткие требования в отношении безопасности полета и,
например, отказаться от полета к Луне по траектории свобод-
ного возвращения [340, 342].
При общем успешном проведении полета на отдельных его
этапах возникали трудности и неполадки. В частности, космонав-
ты отмечали:
1. Излишнюю уплотненность графика операций на Луне. Эки-
паж корабля предлагал, чтобы при последующих полетах^ график
был менее жестким, и перед началом проведения запланирован-
ных операций на Луне космонавтам давали 15—20 мин на то, что-
бы адаптироваться к лунным условиям.
2. Трудность использования блочного подъемника, который
необходимо модифицировать.
3. Неудачную конструкцию ручки стереоскопической камеры,
что затрудняло съемку поверхности Луны с близкого расстоя-
ния [342].
394
4. Перебои в связи во время выхода на поверхность Луны из-
за того, что микрофоны в шлемах хорошо работали только при оп-
ределенном положении головы космонавта (кислород при низком
давлении плохо проводит звук).
5. Отсутствие прямой связи между космонавтом в основном
блоке на селеноцентрической орбите и космонавтами в лунной ка-
бине на поверхности Луны. Такая связь осуществлялась через на-
земные станции, что приводило к задержке получения «сигнала при-
мерно на 3 сек [326].
6. Затруднения при определении лунной вертикали во время
операций на поверхности Луны, что, в частности, сказалось при го-
ризонтировании приборов [342].
О РАБОТЕ ПРИБОРОВ, УСТАНОВЛЕННЫХ НА ЛУНЕ
Информацию от сейсмометра, оставленного космонавтами на
Луне, получали в течение примерно 10 земных суток до наступле-
ния в месте установки сейсмометра ночного периода, а затем еще
в течение нескольких земных суток по окончании этого периода.
С 26 августа объем информации, принимаемой от сейсмометра, на-
чал уменьшаться вследствие неполадок в командной радиолинии,
а в начале сентября, когда температура прибора в полуденный
период превысила определенную величину, сейсмометр автомати-
чески выключился. Все попытки возобновить получение данных от
прибора окончились неудачей. В течение первого дневного перио-
да работы на Луне прибор выдержал температуру свыше 100°С в
течение 6 час во время лунного полудня 27 июля. Прибор выдер-
жал и охлаждение в ночной период благодаря нагревателю, ис-
пользующему радиоактивный элемент плутоний-238 [349]. Отме?
чается, что сейсмометр был установлен слишком близко к лунной
кабине (на расстоянии всего 27 м) и регистрировал, в основном,
колебания, вызванные вибрацией оставленной на Луне посадоч-
ной ступени при выходе газов и паров воды [391].
Первые импульсы от отражателя лазерного излучения, уста-
новленного космонавтами на Луне, были получены 1 августа
1969 г. Ликской обсерваторией, принадлежащей Калифорнийскому
университету. Обсерватория использовала рубиновый лазер и
120-дюймовый телескоп. До 1 августа получить отраженные им-
пульсы не удавалось из-за неточного знания координат отражате-
ля на Луне и различных неполадок в наземном оборудовании.
3 августа эксперименты, были приостановлены в связи с насту-
плением ночи в районе посадки, а с наступлением дневного перио-
да были возобновлены (в ночной период невозможно наведение
телескопа по видимым элементам рельефа). С 21 августа 1969 г.
отраженные импульсы начала получать и обсерватория Макдональ-
да, принадлежащая Техасскому университету. Эта обсерватория
использовала рубиновый лазер и 107-дюймовый телескоп [314, 317,
326, 331, 338, 339/347, 352]. 1}
395
КОСМИЧЕСКИЙ КОРАБЛЬ «АПОЛЛОН XII»
Полет космического корабля «Аполлон XII» проходил с 14 по
24 ноября 1969 г. Экипаж корабля: Чарльз Конрад (командир),
Ричард Гордон (пилот основного блока) и Алан Бин (пилот лун-
ной кабины). Корабль включал в себя основной блок (образец
108) и лунную кабину (образец LM-6). Для основного блока кос-
монавты выбрали позывной «Янки Клипер», для лунной кабины —
«Интрепид» — названия кораблей' американского военно-морского
флота, отличившихся в боях (все члены экипажа космического ко-
рабля «Аполлон XII» офицеры ВМС). Эмблема полета (см. облож-
ку) — парусник (клипер) на фоне Луны. Вес корабля 43,9 т (отсек
экипажа 5,6 т, двигательный отсек 23,2 т, лунная кабина 15,1 т).
Для запуска использовалась ракета-носитель «Сатурн V» AS-507.
Цель полета, относящегося к этапу Н, — высадка на Луне с прове-
дением исследований по более широкой программе, чем на эта-
пе G [383].
Программа полета корабля «Аполлон XII» была выполнена
почти полностью (из-за неисправности телевизионной камеры не
удалось провести два запланированных сеанса цветного телевиде-
ния с Луны).
ЗАДАЧИ ПОЛЕТА
Основными задачами полета космического корабля «Апол-
лон XII» являлись:
1. Посадка на Луну в Океане Бурь, примерно в 1540 км к за-
паду от места посадки космонавтов корабля «Аполлон XI» (см.
рис. 1). Селенографические координаты центра расчетного района
посадки (рис. 177) 2,94° ю. ш. и 23,45° з. д.
2. Отработка техники точной посадки в пределах площадки
диаметром 100 м на выбранном участке лунной поверхности. Веро-
ятность обеспечения такой посадки оценивали в 50% [383, 386,
387, 389].
396
3. Дальнейшая отработка техники проведения различных опе-
раций в лунных условиях.
4. Сбор образцов лунного грунта; фотографирование на по-
верхности Луны, в частности, съемка документированных образцов
лунного грунта.
5. Установка на Луне научных приборов комплекта ALSEP
№ 1 (вес 127 кг, занимаемый объем 0,42 л*3), включавшего в себя
радиоизотопную энергетическую установку, блок телеметрической
аппаратуры, магнитометр, детектор ионов, ионизационный мано-
метр, спектрометр частиц в солнечной плазме, сейсмометр и детек-
тор пыли. Эти приборы должны были производить измерения и пе-
редавать информацию на Землю примерно в течение года, получая
электропитание от радиоизотопной энергетической установки.
6. Фотографирование поверхности Луны с селеноцентрической
орбиты, в частности, съемка некоторых участков, выбранных для
высадки космонавтов при последующих полетах космических ко-
раблей «Аполлон». Для этой цели (эксперимент S-158) в отсеке
экипажа корабля устанавливались на общем штативе четыре фото-
камеры Hasselblad 500EL1.
Рис. 177. Расчетный участок посадки космического корабля
«Аполлон XII»
Второстепенными задачами полета являлись:
1. Поиск автоматического космического аппарата «Сервей-
ор III», совершившего посадку 20 апреля 1967 г. в пределах рас-
четного участка посадки лунной кабины корабля «Аполлон XII»;
демонтаж некоторых деталей аппарата и доставка их на Землю
для изучения влияния длительного пребывания в лунных условиях
на конструкцию и оборудование аппарата. Эта задача была отнесе-
на к второстепенным, поскольку возможность ее выполнения зави-
1 Подобный комплект из четырех фотокамер устанавливался на космичес-
ком корабле «Аполлон IX» для проведения эксперимента S-065.
397
села от точности посадки на Луну. Центр расчетной посадочной
площадки (диаметр 100 м) лунной кабины корабля «Аполлон XII»
находился в 150 ж к северу и в 300 м к востоку от места посадки
аппарата «Сервейор III». Еще до полета Конрад заявлял, что он,
возможно, попытается посадить лунную кабину даже ближе к ап-
парату, чем предусматривалось, но не настолько близко, чтобы
струя двигателя лунной кабины воздействовала на грунт около
аппарата или его засыпало поднятой пылью [383, 387, 389, 405].
2. Установка в месте высадки на Луну американского флага.
На корабле «Аполлон XII» имелись также миниатюрные флажки
136 государств— членов ООН и 50 штатов США.
3. Проведение телевизионных сеансов с борта корабля и с по-
верхности Луны с помощью камер цветного телевидения фирмы
Westinghouse Electric.
РАСЧЕТНАЯ ПРОГРАММА ПОЛЕТА
Согласно расчетной программе, ракета-носитель «Сатурн V»
AS-507 с космическим кораблем «Аполлон XII» запускается со
стартового комплекса № 39 на мысе Кеннеди 14 ноября 1969 г. в
16 час 22 мин). Окно для запуска было также 16 ноября, а затем
только в середине декабря 1969 г. Окно 14 ноября было основным,
поскольку оно обеспечивало заданный угол возвышения Солнца
над горизонтом на основном участке посадки в Океане Бурь, где
находится аппарат «Сервейор III». При запуске в окно 16 ноября
пришлось бы производить посадку на запасном участке также в
Океане Бурь (2° с. ш. и 42° з. д.) и отказаться от попытки доста-
вить на Землю детали космического аппарата «Сервейор III»
[383].
Расчетная программа предстартовой подготовки и полета кос-
мического корабля «Аполлон XII» почти полностью аналогична
изложенной выше типовой программе. Ниже перечисляются отли-
чия от типовой программы.
На трассе «Земля—Луна». Типовая программа предусматри-
вает полет к Луне по траектории свободного возвращения, двига-
ясь по которой корабль, даже в случае выхода из строя всех ос-
новных двигательных установок, после облета Луны возвращается
к Земле и входит в атмосферный коридор под требуемым углом.
Корабль «Аполлон XII» на трассе полета «Земля—Луна» в резуль-
тате второй коррекции должен был перейти с траектории свобод-
ного возвращения На так называемую «гибридную траекторию».
Эта траектория имеет следующие преимущества:
1. Посадка в основном районе на Луне при благоприятном
угле возвышения Солнца не требует запуска с мыса Кеннеди в
ночное время.
Здесь и далее время по Гринвичу.
398
2. Переход с начальной геоцентрической орбиты на траекто-
рию полета к Луне производится над районом Тихого океана,
удобным с точки зрения обеспечения средствами КИК.
3. За счет увеличения длительности полета по трассе «Земля—
Луна» обеспечивается некоторая экономия топлива.
4. Обеспечивается возможность посадки лунной кабины на
Луну в тот период, когда она находится в зоне видимости станции
«Марс» в Голдстоне.
Выбранная траектория называется гибридной потому, что с
точки зрения потребной энергетики она занимает промежуточное
положение между траекторией свободного возвращения и опти-
мальной траекторией. Отличительной особенностью гибридной тра-
ектории является возможность перевода корабля снова на траек-
торию свободного возвращения с помощью маршевого двигателя, а
в случае выхода его из строя—с помощью двигателя посадочной сту-
пени лунной кабины. В случае выхода из строя всех основных дви-
гательных установок корабль, двигаясь по гибридной траектории,
облетит Луну, вернется к Земле, но пройдет мимо нее на расстоя-
нии ~ 82 000 км. Высокая надежность, продемонстрированная дви-
гательными установками при предыдущих полетах, позволила от-
казаться от траектории свободного возвращения [383, 392, 394].
На селеноцентрической орбите до посадки на Луну. Типовая
программа предусматривает вывод на селеноцентрическую орбиту
с наклонением 1,2°, а программа полета корабля «Аполлон XII» —
на ррбиту с наклонением ~15°, чтобы космонавты могли наблю-
дать и фотографировать большую часть лунной поверхности. Пре-
дусматривавшийся типовой программой режим операций на селе-
ноцентрической орбите несколько изменен (с учетом опыта полета
корабля «Аполлон XI»), чтобы обеспечить более точную посадку,
в частности [383, 397]:
1. На селеноцентрической орбите уже за 8 час до посадки
прекращается сбрасывание за борт каких-либо отходов, испытания
двигателей лунной кабины сводятся до минимума, чтобы не созда-
вать возмущений орбиты.
2. При расстыковке лунной кабины и основного блока ко-
рабль ориентируется по лунной вертикали, что должно предотвра-
тить возмущения траектории. Захваты выходят из гнезд, стыковоч-
ный штырь удлиняется, обеспечивая разделение аппаратов, однако
лунная кабина еще в течение некоторого времени, пока не затухнут
возникшие возмущения, удерживается на стыковочном штыре. Та-
кая расстыковка называется «мягкой».
3. После перехода отделившейся лунной кабины на эллипти-
ческую орбиту, но до достижения периселения этой орбиты и
включения двигателя посадочной ступени на торможение, назем-
ные средства, а также космонавт в основном блоке, использующий,
в частности, ориентиры на поверхности Луны, уточняют параметры
орбиты лунной кабины и положение орбиты относительно расчет-
ного места посадки. Такое уточнение стало возможным благодаря
тому, что на этом участке полета лунная кабина корабля «Апол-
399
лон XII» находится в зоне видимости наземных станций дольше
(32 мин вместо 16 мин), чем лунная кабина корабля «Аполлон XI»,
поскольку район посадки расположен западнее.
4; В случае возникновения навигационных ошибок, с Земли
в ЦВМ лунной кабины вводятся уставки на коррекцию, причем
уставки могут вводиться и после достижения периселения и вклю-
чения двигателя на торможение (в течение 2 мин после включе-
ния).
5. На участке торможения в целях экономии топлива лунная
кабина движется с несколько большей скоростью и достигает точ-
ки, где должен начаться вертикальный спуск, на 37 сек раньше.
Экономия топлива обеспечивает дополнительные 15 сек горизон-
тальных маневров, если таковые потребуются для более точной
или безопасной посадки.
6. Подход к месту посадки будет не «в лоб», как при полете
корабля «Аполлон XI», а так, чтобы оно было справа по курсу, и
командир из своего окна лучше видел место посадки [383, 387,
388, 418].
На селеноцентрической орбите после возвращения с Луны. Ти-
повая программа предусматривала перевод сброшенной взлетной
ступени на гелиоцентрическую орбиту, программа полета корабля
«Аполлон XII» — торможение взлетной ступени, с тем чтобы обес-
печить ее падение на Луну. Основной двигатель взлетной ступени
сообщает ей приращение скорости 60 м!сек, в результате чего сту-
пень тормозится и в Т+149 час 56 мин падает на Луну в 10 км к
югу от расчетного места посадки лунной кабины корабля «Апол-
лон XII», где космонавты должны были установить сейсмометр.
Скорость ступени при падении составляет 1,67 км!сек, угол падения
4° к горизонту. Регистрация сейсмометром колебаний, вызванных
падением на Луну объекта известной массы с известной скоростью,
позволит произвести калибровку прибора. Кроме того, падение
взлетной ступени на Луну освободит окололунное пространство от
лишнего объекта. После сбрасывания использованной взлетной
ступени основной блок корабля «Аполлон XII» должен обращать-
ся по селеноцентрической орбите примерно на сутки дольше, чем
предусматривалось типовой программой, чтобы космонавты могли
провести запланированную съемку поверхности Луны. Предусмот-
рена коррекция орбиты основного блока с целью обеспечения бо-
лее благоприятных условий для съемки [383].
На трассе «Луна—Земля». Согласно типовой программе, дли-
тельность полета к Земле составляет 59 час 54,5 мин\ согласно про-
грамме полета корабля «Аполлон XII» — 72 час 14 мин (менее
жесткая траектория) [383]. Расчетная точка приводнения в Тихом
океане близ о-вов Самоа (16° ю. ш. и 165° з. д.). Продолжитель-
ность полета 244 час 35 мин. В район приводнения высылается
авианосец «Хорнет».
Ниже приводится расчетная программа пребывания космонав-
тов корабля «Аполлон XII» на Луне.
400
Посадка на Луну производится в Г-j-llO час 31 мин. В первые
2,5 мин после посадки космонавты находятся в готовности к немед-
ленному аварийному старту, если опоры шасси провалились глубо-
ко в грунт или уклон местности превышает 30°. Затем производит-
ся проверка бортовых систем лунной кабины, с тем чтобы в случае
обнаружения какой-либо неисправности, угрожающей безопасно-
сти космонавтов, совершить аварийный старт с Луны. Если при
проверке не обнаружится таких неисправностей, космонавты начи-
нают готовиться к первому выходу на поверхность Луны. Расчет-
ная продолжительность выхода 3 час 25 мин. Допускается продле-
ние до 4 час (отсчет ведется от момента разгерметизации кабины
до момента ее герметизации). Конрад спускается на поверхность
Луны первым. Спускаясь, он дергает за шнур, открывающий крыш-
ку того отделения посадочной ступени, где размещены телевизион-
ная камера, а также приборы и инструменты, которыми космонав-
ты должны пользоваться на Луне. Открывание крышки, кото-
рая откидывается, образуя полку, автоматически приводит в
действие телевизионную камеру, которая начинает снимать
выход Конрада на поверхность, передавая изображения на
Землю, где они поступают в коммерческую телевизионную сеть.
Позже космонавты извлекают телевизионную камеру из отделения
в корпусе посадочной ступени и устанавливают ее на штатив не
далее, чем в 27 м от лунной кабины, так чтобы лунная кабина по-
падала в поле зрения камеры.
Во время первого выхода космонавты должны осмотреть лун-
ную кабину, определить эрозию грунта под воздействием факела
двигателя, собрать аварийный (0,9 кг) и основной (14—27 кг)
комплекты образцов лунного грунта, установить на поверхности
Луны развертывающуюся антенну, американский флаг, ловушку
ядер атомов инертных газов в солнечном ветре и приборы комп-
лекта ALSEP № 1 (рис. 178). Последние устанавливаются на рас-
стоянии ~90 м1 от лунной кабины. Предусматривается также фо-
тографирование и устное описание особенностей рельефа. Космо-
навты снабжены комплектом фотокарт, которые должны облегчить
им ориентирование при выходах на Луну. Космонавты должны ста-
раться привязать карты к местности и отмечать на них местополо-
жение тех или иных элементов рельефа, а также места, с которых
взяты образцы. При привязке карт к местности и вообще при се-
ленологических исследованиях космонавтов консультируют нахо-
дящиеся на Земле специалисты-селенологи.
Фотографированию поверхности Луны на цветную пленку при-
давали особое значение. Специальная обработка пленки по воз-
вращении на Землю (при обработке предполагалось использовать
вычислительные машины) позволила бы выявить незаметные для
1 Космонавты корабля «Аполлон XI» установили приборы на расстоянии
всего 27 м от лунной кабины, и сейсмометр, в основном, регистрировал коле-
бания, вызванные вибрацией оставленной 'на Луне посадочной ступени при вы-
ходе газов и паров воды [391].
401
человеческого глаза отличия в цвете, обусловленные различным
характером лунных пород, и более целенаправленно планировать
сбор космонавтами лунных образцов при следующих экспедициях,
а также экстраполировать полученные данные на те области Лу-
ны, где высадка космонавтов и сбор образцов не предусматрива-
ются.
Е
Рис. 178. Расчетное размещение различных приборов на поверхности Луны
I — зона «акклиматизации»; II—зона сбора «аварийного» комплекта образцов; III — зона
установки развертывающейся антенны:
1 — ловушка ядер атомов инертных газов в солнечном ветре; 2 — энергетическая установка
и блок телеметрической аппаратуры комплекта ALSEP № 1; з — сейсмометр; 4 — магни-
тометр; 5 — спектрометр частиц в солнечной плазме; 6 — детектор ионов и ионизационный
манометр
По завершении первого выхода космонавты принимают пищу,
спят, снова принимают пищу и начинают второй выход. Расчетная
продолжительность второго выхода 3 час 25 мин (допускается
продление до 4 час). Во время второго выхода космонавты долж-
ны собрать комплект документированных образцов, а также по-
дойти к аппарату «Сервейор III» и демонтировать камеру весом
7,7 кг, кусок зеркальной облицовки контейнера с электронным обо-
рудованием, кусок алюминиевой трубки каркаса аппарата и кусок
электрического кабеля1. Попытка подойти к аппарату предприни-
'/ Кабель представлял особый интерес, поскольку перед запуском аппарата
< Сервейор III» была определена популяция микроорганизмов на кабеле, и под-
счет популяции на возвращенном кабеле должен был дать представление о
выживаемости земных микроорганизмов в лунных условиях [407].
402
мается только в том случае, если лунная кабина совершила посад-
ку на расстоянии не более 1 .км от аппарата. Удаление космонав-
тов от лунной кабины лимитируется аварийным- запасом кислоро-
да, рассчитанным на 30 мин. Если космонавты отойдут от лунной
кабины на расстояние более 1 км и автономная ранцевая система
жизнеобеспечения PLSS выйдет из строя, то за 30 мин космонавты
могут не успеть вернуться к лунной кабине, войти в нее и перейти
на систему жизнеобеспечения лунной кабины. Скорость движения
космонавтов по поверхности Луны принимается при этих расчетах
равной 4 км]час.
Специалисты фирмы Hughes Aircraft, головной по аппарату
«Сервейор», предложили, чтобы космонавты не демонтировали те-
левизионную камеру аппарата, а установили на нем взятую с Земли
новую электрическую батарею. Тогда с помощью этой камеры мож-
но было бы заснять старт лунной кабины с Луны. NASA отвергло
это предложение, в частности, потому, что необходимость нести
батарею затруднила бы передвижение космонавтов, и, кроме того,
не исключена опасность электрического разряда [383,385,387,390].
Аппарат «Сервейор III» находится в кратере, получившем ус-
ловное название «Сервейор». Диаметр кратера 200 м. Аппарат сто-
ит в 45 м от юго-восточного края кратера на склоне крутизной 14°.
Первым спуск в кратер начинает Бин. Конрад остается у края кра-
тера и страхует Бина с помощью веревки длиной 10 jw, так как
грунт на склоне может оказаться рыхлым и сыпучим. Если это так,
то от спуска в кратер космонавты отказываются. Если спуск не
представляет трудности, но вследствие спуска в кратер затрудня-
ется связь космонавтов с Землей через лунную кабину, служащую
ретранслятором, то в кратер спускается только Бин, а Конрад ос-
тается на краю кратера и использует свой комплект радиообору-
дования в качестве ретранслятора в системе связи Бина с Землей.
Для демонтажа деталей аппарата космонавты снабжены ножни-
цами для резки металла. Детали они должны сложить в специаль-
ную сумку, прикрепляемую к ранцу системы PLSS на спине у Кон-
рада. До демонтажа космонавты снимают на цветную пленку
местность вокруг аппарата, изображения (6319 снимков) которой
были в апреле 1967 г. получены с помощью телевизионной камеры
аппарата. При сравнении снимков можно будет установить, про-
изошли ли какие-либо изменения во внешнем виде грунта вокруг
аппарата за истекшие 2,5 года. Перед возвращением в лунную ка-
бину космонавты свертывают ловушку и берут ее с собой. Контей-
неры с образцами лунного грунта поднимают в кабину с помощью
модифицированного блочного подъемника.
В 7+138 час космонавты снова разгерметизируют кабину и
открывают люк, чтобы выбросить некоторые предметы (чехлы на
ботинки и пр.), ставшие уже ненужными. Затем космонавты за-
крывают люк, герметизируют кабину и начинают готовиться к
старту с Луны. Длительность пребывания на Луне 31 час 30 мин
[383, 384].
403
ХОД ПРЕДСТАРТОВОЙ ПОДГОТОВКИ И ПОЛЕТА
Корабль «Аполлон XII» был запущен в расчетное время 14 но-
ября 1969 г. в 16 час 22 мин ракетой-носителем «Сатурн V» AS-507
со стартовой площадки А комплекса № 39 на мысе Кеннеди.
Предстартовая подготовка, выведение на геоцентрическую орбиту,
второй старт и полет по трассе «Земля—Луна»
Предстартовая подготовка ракеты-носителя «Сатурн V» AS-507
с космическим кораблем «Аполлон XII» протекала нормально до
12 ноября, когда была обнаружена течь в бачке с жидким водоро-
дом для водородо-кислородных топливных элементов. На следую-
щий день неисправный бачок был . заменен бачком, демонтирован-
ным с корабля «Аполлон ХШ», который в это время проходил про-
верку в здании для вертикальной сборки на мысе Кеннеди. После
замены бачка предстартовая подготовка проходила нормально, ес-
ли не считать мелких неполадок (выход из строя усилителя, по-
ломка насоса жидкого кислорода в наземном блоке и пр.) [395,
396,431].
В Центре управления на мысе Кеннеди при старте корабля
«Аполлон XII» среди почетных гостей присутствовал Президент
Никсон. На космодроме и в прилегающих районах старт наблюда-
ли примерно 300 тыс. человек (старт корабля «Аполлон XI» — при-
мерно 1 млн. человек [397]). Несмотря на ухудшившиеся метео-
рологические условия — дождь, низкая (300 м) облачность, грозо-
вые тучи — запуск решили не откладывать, поскольку при запуске
в следующее ноябрьское окно (16 ноября) пришлось бы отказать-
ся от посадки в районе аппарата «Сервейор III» и от всех связан-
ных с этим экспериментов [399]. Если же отложить запуск до де-
кабрьского окна (14 декабря), то.персоналу пришлось бы рабо-
тать в Рождество [311].
Старт произошел на 670 мсек позже расчетного времени [383,
397, 428].
На первой минуте полета возникла аварийная ситуация вслед-
ствие двух атмосферных электрических разрядов. Первый разряд
( — 20 000 а) произошел в Т + 36,5 сек, когда ракета с кораблем на-
ходилась на высоте —2 км, и скорость полета составляла
115 MjceK. Возникновению разряда способствовала ионизирован-
ная истекающая струя двигателей, которая создала «электричес-
кий мост» между грозовым облаком и Землей. Разряд вызвал ава-
рийное отключение топливных элементов корабля и вывел из строя
четыре датчика температуры на корпусе двигательного отсека и че-
тыре датчика расхода топлива во вспомогательных двигателях,
смонтированных на корпусе этого отсека. Поступление телеметри-
ческой информации с борта полностью прекратилось на — 1 сек
(было потеряно — 100 измерений, не являющихся критическими),
пока не было произведено переключение на аварийные батарейные
источники питания. Голосовая связь с космонавтами сохранялась.
404
Второй разряд произошел в 7+52 сек между двумя грозовыми
облаками. Этот разряд привел к тому, что гироскопы инер-
циальной системы наведения и навигации корабля встали на упо-
ры. По докладу космонавтов, они видели яркую вспышку, после
чего на пульте загорелось столько аварийных сигналов, что они
были не в состоянии реагировать на все эти сигналы. Конрад не-
медленно произвел переключение на систему SCS, которая в ава-
рийных ситуациях заменяет систему наведения и навигации (си-
стема SCS получает питание не от топливных элементов, а от хи-
мических батарей). Бин снова включил топливные элементы, кото-
рые начали обеспечивать энергию в 7’4-92 сек. К 7+270 сек, еще
до прекращения работы двигательной установку второй ступени,
космонавты снова ввели в строй все выключившиеся при разрядах
системы, кроме системы наведения и навигации, поскольку, для
того чтобы выставить гироплатформу, необходимо было провести
наблюдения звезд с помощью астронавигационных приборов. Это
было осуществлено в 7 + 32 мин, когда выведенная на начальную
геоцентрическую орбиту последняя ступень с кораблем вошла в
тень Земли (над Африкой). Электрические разряды не отразились
на работе системы наведения ракеты-носителя. В противном слу-
чае было бы неминуемо аварийное прекращение полета. Пульс
космонавтов при возникновении аварийной ситуации поднялся со
120 до 130—140 ударов в минуту (до старта 80—90 ударов в ми-
нуту). Космонавт Стаффорд отметил исключительное хладнокро-
вие экипажа корабля «Аполлон XII» во время аварийной ситуа-
ции и еще раз подчеркнул необходимость комплектовать экипажи
из опытных летчиков [397, 400, 403, 413, 428, 430].
Согласно заявлению руководителей NASA, хотя запуск был
произведен при неблагоприятных метеорологических условиях, ин-
струкции по безопасности нарушены не были. Эти инструкции не
накладывают никаких ограничений, связанных -с видимостью и с
высотой облачности, поскольку основную роль играют не оптичес-
кие, а радиолокационные средства слежения. Однако, инструкции
запрещают запуск в грозовое облако или запуск при разрядах мол-
нии в районе стартовой площадки. Измерения, проводившиеся с
помощью зондов Суини (Sweeney Probes), установленных в раз-
личных точках космодрома, а также измерения с использованием
специально оснащенных «самолетов не обнаружили в атмосфере
опасного электрического потенциала, способного привести к раз-
рядам молнии, однако при этом не учитывалось воздействие иони-
зирующей истекающей струи двигателей. В дальнейшем, возмож-
но, в подобных ситуациях, помимо самолетов, будут использовать
также высотные ракеты для определения угрозы возникновения
электрических разрядов в атмосфере [399, 401].
За исключением неполадок, вызванных электрическими раз-
рядами, полет на участке выведения на начальную геоцентричес-
кую орбиту протекал нормально. Двигательные установки всех
трех ступеней ракеты-носителя работали в соответствии с расчет-
ной программой (по докладу Конрада, на участке работы двига-
405
тельной установки второй ступени наблюдалась небольшая вибра-
ция), и в Г+700 сек последняя ступень с кораблем «Аполлон XII»
вышла на орбиту с высотой перигея 186 км и высотой апогея
189 км (расчетная орбита круговая высотой ~ 191 км): Наклоне-
ние орбиты соответствовало расчетному (33,5°) [397, 399, 425].
После выхода последней ступени с кораблем на начальную
геоцентрическую орбиту космонавты в течение примерно двух ча-
сов производили проверку бортовых систем, обращая особое вни-
мание на поиск возможных повреждений в результате электричес-
ких разрядов. Был даже поднят вопрос о том, не продлить ли пре-
бывание последней ступени с кораблем на геоцентрической орбите
еще на 1 виток (2,5 вместо 1,5 витка) для более тщательной про-
верки. Но такое продление сочли нецелесообразным, поскольку
проверка не обнаружила никаких неисправностей (за исключени-
ем выхода из строя датчиков, что сочли несущественным), а про-
дление пребывания на геоцентрической орбите нарушило бы штат-
ную программу полета и создало дополнительные трудности [425].
Двигатель последней ступени ракеты-носителя был вторично
включен в Г+2 час 45 мин (Т+2 час 47 мин 20 сек)1, проработал
расчетные 345 сек и вывел ступень с кораблем на траекторию по-
лета к Луне (траектория свободного возвращения). Маневр по
перестроению отсеков был осуществлен в соответствии с програм-
мой и завершился примерно в 7 + 3 час 33 мин (Г+3 час 28 мин).
После проверки срабатывания захватов стыковочного узла и на-
полнения кислородом переходных туннелей-лазов корабль отде-
лился от последней ступени ракеты-носителя. Когда корабль был
уведен на безопасное расстояние от ступени, начался слив жид-
кого кислорода через двигатель ступени, с тем чтобы сообщить ей
необходимое приращение скорости и вывести на такую траекто-
рию, чтобы в дальнейшем ступень под влиянием притяжения Луны
вышла на гелиоцентрическую орбиту2. Однако персонал Центра уп-
равления не имел времени уточнить фактические параметры траек-
тории ракеты и определил потребное приращение скорости по рас-
четным данным. В результате ступень прошла на расстоянии
7400 км от Луны (расчетное расстояние 500—5000 км) и осталась
на эллиптической геоцентрической орбите с высотой перигея
150 000 км, высотой апогея 880 000 км и периодом обращения
~ 40 суток.
На трассе «Земля—Луна» для обеспечения терморегулирова-
ния корабль был закручен относительно продольной оси, ориенти-
рованной перпендикулярно направлению на Солнце. На этой
трассе космонавты Конрад и Бин произвел проверку бортовых си-
стем лунной кабины, для чего перешли в нее примерно на два ча-
са. Первоначальной программой проверка лунной кабины на трас-
се «Земля—Луна» не предусматривалась, однако было решено про-
вести такую проверку до перевода корабля на гибридную траекто-
1 Здесь и далее в скобках приводится расчетная величина.
2 Находясь на сравнительно небольшом расстоянии от ступени, космонав-
ты наблюдали интенсивное истечение паров жидкого кислорода, по-видимому,
через прогоревший клапан [399, 428].
406
рию, чтобы убедиться, что электрический разряд не повредил бор-
товых систем лунной кабины, и, в первую очередь, двигательной
установки посадочной ступени, иначе пришлось бы отказаться от
перехода на гибридную траекторию. Опасались также поврежде-
ния весьма чувствительных диодов в электронной системе радио-
локатора, обеспечивающего посадку на Луну. Проверка показала,
что бортовые системы лунной кабины исправны. Несколько позже
космонавты снова перешли в лунную кабину для повторной про-
верки, поскольку некоторые данные телеметрии показались руко-
водителям полета подозрительными. И повторная проверка не вы-
явила никаких неисправностей [397, 399, 401, 428, 429].
Из четырех коррекций, возможных на трассе «Земля—Луна»,
была произведена только одна (вторая), обеспечившая перевод
корабля с траектории свободного возвращения на гибридную тра-
екторию1. В Г + 30 час 53 мин (Г + 30 час 53 мин), когда корабль
находился на расстоянии 216 500 км от Земли, маршевый двига-
тель был включен на 8,8 сек и сообщил расчетное приращение ско-
рости 19,5 м/сек.
По докладу космонавтов, на окнах кабины в отсеке экипажа
были подтеки и намерзший лед, мешавшие наблюдениям и съемке.
Это было результатом запуска в дождь и прохода через облако на
участке подъема. В некоторый момент сравнительно чистым оста-
валось только окно в быстрооткрывающемся люке.
На трассе «Земля—Луна» космонавты совершали упражнения
с эспандером. Несколько раз брились [397, 398, 411, 428].
Выход на селеноцентрическую орбиту, обращение по ней и
посадка на Луну
Маршевый двигатель был включен на торможение для обес-
печения перевода с траектории полета к Луне на селеноцентричес-
кую орбиту в Г + 83 час 30 мин (Г + 83 час 25 мин). Расстояние от
поверхности Луны в момент включения двигателя составляло
158 км (158 км). Корабль перешел на начальную эллиптическую
селеноцентрическую орбиту с высотой периселения 114 км (111 км)
и высотой апоселения 313 км (315 км) [397, 398, 411].
В Г+87 час 45 мин (Г+87 час 44 мин) маршевый двигатель
был включен снова и перевел корабль на расчетную, близкую к
круговой, селеноцентрическую орбиту с высотой периселения 100 яти
и высотой апоселения 122 км. В Г+89 час 16 мин Конрад, а за ним
Бин снова перешли в лунную кабину для проверки бортовых
систем и пробыли в ней примерно 2 час. Несколько позже Конрад
сообщил, что приклеенные у него к телу биотелеметрические дат-
1 Отказ от нескольких коррекции привел к тому, что корабль достиг точ-
ки, где должно производиться включение маршевого двигателя на торможение
для перевода на селеноцентрическую орбиту, на ~5 мин позже, чем было
предусмотрено первоначальной программой (в скобках продолжает приводиться
расчетное время, предусмотренное первоначальной программой).
407
чики, раздражают кожу1. После того, как космонавт оторвал один
датчик, состояние кожи только ухудшилось, поэтому он решил не
срывать остальных датчиков. Бин жаловался на пересыхание сли-
зистой оболочки носа. Каждые восемь часов он принимал таблет-
ку отхаркивающего средства. Эти болезненные явления были соч-
тены несущественными, и космонавты получили разрешение на
расстыковку лунной кабины и основного блока. Конрад и Бин пе-
решли в лунную кабину примерно за 4 час до расстыковки, и «мяг-
кая расстыковка» была произведена в Т+107 час 54 мин 40 сек
(Т+ 107 час 58 мин). После периода группового полета, в течение
которого Гордон, оставшийся в основном блоке, производил осмотр
лунной кабины, в Т+ 108 час 27 мин (Г+ 108 час 28 мин) были вклю-
чены на 16 сек вспомогательные двигатели основного блока. Они
сообщили расчетное приращение скорости 0,76 м!сек и обеспечили
переход основного блока на несколько иную орбиту, обращаясь по
которой он к моменту включения двигателя посадочной ступени лун-
ной кабины отдалился от нее на 4,6 км. Разрешение на включение
двигателя посадочной ступени было дано в Г+108 час 54 мин.
Этот двигатель был включен в Г+109 час 23 мин 38 сек (Г+
+ 109 час 23 мин), проработал, как и предусматривалось, 15 сек
на 10% и 13,2 сек на 40% полной тяги, сообщил лунной кабине
расчетное приращение скорости 21,9 м/сек и перевел ее на эллип-
тическую орбиту с высотой периселения 15 км и высотой апоселе-
ния 110 км [398, 399, 403, 411, 425, 427, 428].
В периселении в Г+110 час 20 мин (Г+110 час 20 мин) двига-
тель посадочной ступени был включен вторично для обеспечения
торможения и посадки на Луну. При этом отрабатывалась автома-
тическая программа Р-63. Уставки на коррекцию по данным самых
последних траекторных измерений решили сообщить космонавтам
не до включения двигателя посадочной ступени на торможение в
периселении, когда космонавты были ~ очень заняты, а спустя
2 мин после включения. При этом космонавты получили с Земли
и ввели в бортовую ЦВМ уставки трех типов:
1. Уставки на коррекцию плоскости траектории. После полета
корабля «Аполлон XI», лунная кабина которого совершила посад-
ку на сравнительно большом расстоянии от расчетной точки, спе-
циалисты-баллистики решили запрограммировать для корабля
«Аполлон XII» при выходе на начальную селеноцентрическую ор-
биту некоторое смещение относительно плоскости, проходящей че-
рез расчетный участок посадки. Предполагалось, что под влиянием
аномалий гравитационного поля Луны к 13-му витку, когда совер-
шается посадка, орбита сместится настолько, что будет проходить
над этим участком. Фактически такого смещения орбиты не про-
изошло, и пришлось прибегнуть к коррекции.
2. Уставки на коррекцию дальности полета при торможении.
Траекторные измерения нескольких станций систем MSFN после
1 Позже врачи сообщили, что тот сорт электролитической токопроводящей
пасты, которой были приклеены датчики, вызывал у Конрада аллергию [402].
408
перехода лунной кабины на эллиптическую орбиту, но до того как
она достигла периселения этой орбиты, показали, что без коррек-
ции лунная кабина перелетит центр расчетной посадочной площад-
ки на 1280 м. Эта ошибка накопилась за счет различных возмуще-
ний за 13 витков полета по селеноцентрической орбите.
3. Уставки на коррекцию высоты полета. Необходимость в та-
кой коррекции выяснилась в результате наблюдений лунных ори-
ентиров космонавтом Гордоном из основного блока после отделе-
ния лунной кабины. Эти наблюдения показали, что высота расчет-
ного места посадки на 0,7 км больше величины, введенной в бор-
товую ЦВМ лунной кабины.
За 3 мин до посадки, в начале участка дальнего подхода, лун-
ная кабина находилась в ~10 км от места посадки на высоте
2,1 км (2,2 км), имела горизонтальную составляющую скорости
161 м/сек (154 м/сек) и вертикальную составляющую 42,6 м/сек
(41,8 м/сек). В этот момент завершилась отработка автоматиче-
ской программы Р-63 и началась отработка автоматической про-
граммы Р-64.
За ~ 1 мин до посадки в начале участка ближнего подхода
лунная кабина находилась на высоте 162 м (160 м), имела гори-
зонтальную составляющую скорости 14,3 м/сек (14,3 м/сек) и вер-
тикальную составляющую скорости 4,3 м/сек (4,3 м/сек). В этот
момент завершилась отработка программы Р-64 и началась отра-
ботка полуавтоматической программы Р-66.
Отмечается, что бортовое оборудование лунной кабины рабо-
тало исключительно эффективно и, по словам Конрада, если бы,
вместо полуавтоматической программы Р-66, отрабатывалась авто-
матическая программа Р-65 (такая возможность предусмотрена),
то лунная кабина опустилась бы «прямо на аппарат «Сервейор III».
Радиолокатор, обеспечивающий посадку, начал определять ско-
рость полета при наклонной дальности (по ходу луча) 30 км, а
ориентацию лунной кабины при наклонной дальности 14 км, что
значительно превышало расчетную наклонную дальность, с кото-
рой должны начинаться эти определения. Большую эффективность
радиолокатора, чем при посадке лунной кабины корабля «Апол-
лон XI», объясняют, в частности, более низкой температурой при-
бора (20—21°С вместо 26°С и выше).
Конрад решил перелететь через аппарат «Сервейор III» и по-
садить лунную кабину у противоположного (северо-западного)
края кратера Сервейор. Конрад наблюдал местность через окно,
а Бин в это время считывал вслух показания приборов о высоте
полета и вертикальной скорости. Когда лунная кабина снизилась
до высоты 90 м, струя двигателя начала поднимать облако пыли
с поверхности Луны. Затем пыль почти скрыла поверхность, и
Конрад посадил кабину ближе к краю кратера, чем намеревался.
Конрад отметил, что при посадке потребовалось все его профес-
сиональное мастерство, и «любитель» (amateur) с посадкой бы не
справился. Двигатель посадочной ступени был выключен на высо-
409
те 1,2 м от поверхности, как и предусматривалось1, причем пыль
немедленно улеглась. Вертикальная скорость при контакте с по-
верхностью Луны составляла 0,6 м/сек. Акселерометры на лунной
кабине не зарегистрировали удара. Конрад отмечал также, что да-
же если бы он из-за пыли потерял ориентацию и сел на склон кра-
тера, то это было бы безопасно: крутизна склона 12°, а для лунной
кабины допустима крутизна до 15°. Конрад считал, что не надо
вносить никаких изменений в схему торможения и посадки лунной
кабины при последующих полетах кораблей «Аполлон». Единст-
венно, что он рекомендует, — предусмотреть на завершающем эта-
пе посадки возможность автоматического поддержания горизон-
тальной (продольной и боковой) скорости на нуле, с тем чтобы
космонавт регулировал только вертикальную скорость.
Сигнал о том, что на посадочной ступени осталось топлива на
114 сек полета, был подан, когда лунная кабина находилась на
высоте 12 м и снижалась со скоростью 0,9 м/сек. К моменту посад-
ки в баках посадочной ступени оставалось топлива на 77,7 сек
полета.
Посадка произошла 19 ноября в 6 час 54 мин 43 сек по Грин-
вичу. Бортовое время посадки ПО час 32 мин 43 сек (ПО час
31 мин). Координаты места посадки: широта 3,036° ю. (2,94° ю.),
долгота 23,416° з. (23,45° з.)- Лунная кабина опустилась в 45 м от
северо-западного края кратера Сервейор на расстоянии ~200 м
от аппарата «Сервейор III», то есть ближе, чем предусматривалось
расчетной программой. Посадка была совершена на почти горизон-
тальную площадку (уклон 3,08°). Координаты точки посадки уда-
лось уточнить сравнительно быстро, потому что Гордон с селено-
центрической орбиты засек лунную кабину и аппарат «Сервей-
ор III» на поверхности Луны и сфотографировал оба аппарата, ис-
пользуя секстант [398, 399, 403, 418, 420, 425, 427].
Пребывание на Луне
После посадки космонавты в течение нескольких минут нахо-
дились в готовности совершить аварийный старт с Луны. Посколь-
ку обстановка не потребовала аварийного старта, Центр управле-
ния дал космонавтам предварительное, а через несколько минут
и окончательное разрешение оставаться на Луне. После этого кос-
монавты стравили остатки топлива посадочной ступени и выклю-
чили те бортовые системы, которые не должны были работать в
период пребывания на Луне.
Первый выход космонавтов на поверхность Луны (табл. 34)
начался примерно с получасовым опозданием из-за затянувшейся
подготовки к выходу. Первым на поверхность Луны спустился
Конрад, от которого ждали исторической фразы, Родобной той, ко-
торую произнес Нейл Армстронг («Это небольшой шаг для челове-
ка, но огромный прыжок для человечества»). Однако Конрад,
1 Командир корабля «Аполлон XI» Армстронг забыл выключить двигатель
на этой высоте, и он работал до контакта опор шасси с поверхностью.
410
Таблица 34 [399]
График операций космонавтов на Луне при первом и втором выходах
Операция Бортовое время час'.мин'.сек Время после раз- герметизации лунной кабины, мин
факти- ческое расчет- ное
Получение разрешения на первый выход 115:05:20 -2,7
Разгерметизация кабины перед первым выходом 115:08:02 0 0
Открывание люка 115:10:37 2,5 7,0
Выход Конрада через люк на платформу 115:17:42 9,7
Начало работы телевизионной камеры 115:18:23 10,4
Спуск Конрада на опору шасси 115:22:26 14,4
Спуск Конрада на поверхность Луны 115:23:10 15,1 14,0
Взятие Конрадом аварийного комплекта образцов 115:26:34 18,5 21,0
Выход Бина через люк на платформу 115:49:34 41,5
Спуск Бина на поверхность Луны 115:52:44 44,7 41,0
Завершение установки Конрадом развер- тывающейся антенны 116:06:00 58,0 47,0
Завершение установки Конрадом ловушки 116:14:00 66,0 60,0
Завершение установки флага 116:19:54 71,9
Извлечение приборов комплекта ALSEP № 1 из отделения в корпусе посадочной ступени 116:43:24 95,4 73,0
Начало переноса приборов к месту уста- новки 116:52:00 104,0 -
Завершение переноса приборов 116:59:48 111,8
Завершение установки спектрометра частиц в солнечной плазме 117:21:09 133,1
Завершение установки сейсмометра 117:29:34 141,5
Завершение установки магнитометра 117:34:44 146,7
Ориентация антенны телеметрической си- стемы 117:46:00 158,0
Завершение установки детектора ионов и ионизационного манометра 117:57:14 169,2
Включение радиоизотопной энергетической установки 117:58:49 170,8
Включение передатчика комплекта ALSEP (по команде с Земли) 117:59:28 171,5
411
Продолжение табл. 34[399]
Операция Бортовое время час\мин\сек Время после раз- герметизации лунной кабины, мин
факти- ческое расчет- ное
Получение первой информации ат комплек- та ALSEP 117:59:46 171,8
Начало сбора основного комплекта образ- цов 118:00:00 172,0 147,0
Вход Бина в лунную кабину 118:50:52 222,9 180,0
Подъем в кабину образцов лунных пород 119:00:00 232,0
Вход Конрада в лунную кабину 119:05:18 237,3 200,0
Закрывание люка 119:06:40 238,6 205,0
Герметизация кабины по завершении пер- вого выхода 119:09:25 241,4
Получение разрешения на второй выход 131:28 — 1
Разгерметизация кабины перед вторым вы- ходом 131:29 \ 0 0
Открывание люка 131:32:00 3,0 6,0
Спуск Конрада на поверхность Луны 131:38:58 10,0
Спуск Бина на поверхность Луны 131:48:44 19,7 13,0
Отрезание, кабеля телевизионной камеры, установленной на штативе 131:58 29,0 >
Начало движения Конрада к месту уста- новки комплекта ALSEP 132:00 31,0
Скатывание Конрадом камня в кратер 132:06 37,0
Начало движения Бина к месту установки комплекта ALSEP 132:11 42,0
Начало съемки для изучения поляризации света 132:12 43,0
Скатывание Конрадом второго камня в кратер 132:17 48,0
Начало сбора документированных образ- цов 132:22 53,0 23,0
Начало движения космонавтов к кратеру Бенч 132:31 62,0
Поворот к кратеру Шарп 132:38 69,0
Взятие пробы газа, колонки грунта и об- разца из борозды 132:50 81,0
Возвращение к кратеру Бенч 133:11 102,0
412
Продолжение табл. 34(^99)
Операция Бортовое время час:мин:сек Время после раз- герметизации лунной кабины, мин
фактиче- ское расчет- ное
Получение двух колонок грунта, поломка ручки фотокамеры у Бина 133:19 110,0
Получение разрешения на продление вы- хода до 4 часов 133:37 128,0
Начало движения к кратеру Сервейор 133:39 130,0
Подход к южному краю кратера Сервейор, продолжение движения к юго-восточному краю, у которого находится аппарат „Сер- рейор 111* 133:44 135,0
Спуск в кратер у юго-восточного края 133:53 144,0 143,0
Отрезание кабеля телевизионной камеры аппарата 134:19 170,0
Отрезание телевизионной камеры 134:27 178,0
Отрезание ковша—-захвата 134:28 179,0
Сбор, образцов в районе аппарата 134:31 182,0
Начало движения вдоль края кратера Сер- вейор в направлении лунной кабины 134:34 185,0 158,0
Возвращение к лунной кабине 134:48 199,0
Свертывание ловушки 134:56 207,0
Закрывание контейнера с образцами 134:59 210,0
Открытие Бином люка 135:09 220,0
Вход Бина в лунную кабину 135:10:04 221,1 172,0
Подъем в кабину мешка с деталями аппа- рата „Сервейор III* 135:12 223
Подъем первого контейнера с образцами 135:13 224
Подъем второго контейнера с образцами 135:14 225
Подъем Конрада на опору шасси 135:19 230
Вход Конрада в лунную кабину 135:21:53 232,9 197,0
Закрывание люка 135:22 233
Герметизация кабины по завершений вто- рого выхода 135:23’ 234 203,0
413
вспоминая слова Армстронга и намекая на свой небольшой рост,
сказал: «Возможно для Нейла это был небольшой шаг, но для ме-
ня большой». Спустившись на поверхность, Конрад сразу увидел
аппарат «Сервейор III» в кратере, однако небольшая высота Солн-
ца над горизонтом (5,1°) исказила характер склона кратера, и
Конраду показалось, что крутизна его составляет 30—40°, то есть
подойти к аппарату нельзя. При следующем выходе, когда Солн-
це поднялось уже на 15°, космонавты определили крутизну склона
в 12° (селенологи по снимкам определили крутизну склона в 14е).
Ноги Конрада глубоко проваливались в пыль, ему приходилось
высоко поднимать их при ходьбе, чтобы не тащить перед собой
комья пыли. Пыль осаждалась на скафандр и на все предметы,
которыми пользовались космонавты. По их оценке, глубина слоя
пыли была значительно большей, чем в месте посадки лунной ка-
бины корабля «Аполлон XI». Конрад даже высказал предположе-
ние, что, чем менее пересечен участок лунной поверхности, тем
больше на нем пыли, а найти место совсем без пыли невозможно.
Спустя менее 30 мин после спуска на поверхность, Конрад сооб-
щил: «Я весь в пыли, будто бы меня вываляли в графитовом по-
рошке». И позже космонавты сообщали, что пыль липнет ко всему.
«Акклиматизировавшись» в лунных условиях1, Конрад собрал
так называемый аварийный комплект образцов лунных пород, ко-
торый с помощью блочного подъемника был поднят в лунную ка-
бину. Бин несколько задержался из-за неисправности сублиматора
в системе PLSS и спустился на поверхность Луны примерно через
полчаса после Конрада (рис. 179)2, и приступил к переносу каме-
ры цветного телевидения для установки на штативе (рис. 180).
При этом камера вышла из строя (всего камера проработала
— 30 мин). Все попытки исправить камеру успехом не увенчались.
Один из космонавтов даже ударил по камере слегка молотком,
что вызвало появление на экране цветных полос, но затем изобра-
жение снова пропало. В Т+116 час 13 мин Бину приказали пре-
кратить попытки исправить камеру. Они были повторены примерно
через три часа (в конце первого выхода), когда специалисты на
Земле проанализировали возможные причины неисправности. Одни
специалисты предполагали, что пострадал светочувствительный
слой трубки в результате того, что камера случайно была в тече-
ние 10—15 сек направлена на Солнце или на корпус лунной каби-
ны, отражавший солнечные лучи. По мнению других специалистов,
причиной могла быть неисправность в цветовом диске или отсутст-
вие контакта в электрической системе. Новые попытки исправить
камеру также не увенчались успехом, и космонавтам приказали
перенести камеру в тень лунной кабины и установить максималь-
ную апертуру. При этом надеялись, что восстановится светочувст-
вительный слой.
1 По рекомендации Армстронга каждому из космонавтов корабля «Апол-
лон XII» было отведено по 10 мин на «акклиматизацию».
2 На этом и последующих рисунках не всегда известно, какой именно кос-
монавт в кадре: космонавты загораживали камерами таблички с именами на
груди, а кроме того, один из них передавал свою камеру другому, так что по
номеру пленки не всегда можно было с уверенностью установить, который из
космонавтов проводил фотографирование [401].
414
Рис. J79 Один из космонавтов на поверхности Луны
415
41G
Рис. 180. Бин после установки камеры на штативе ^ШтаПГБ^ТШГ^рой у
правого обреза фотографии) и развертывающейся антенны
Несмотря на то, что выход начался с получасовым опоздани-
ем, фактическая длительность операций на Луне была близка к
расчетной. При установке на грунте развертывающейся антенны
(см. рис. 180) Бин помогал Конраду, поскольку при большом слое
пыли было трудно зафиксировать опоры. Затем Конрад без труда
установил и развернул ловушку. Космонавты осмотрели и сфото-
графировали лунную кабину, отметив, что опоры шасси вошли в
грунт на 4—5 см, то есть глубже, чем опоры шасси лунной каби-
ны корабля «Аполлон XI». Следов воздействия факела двигателя
на грунте не обнаружили.
Затем космонавты приступили к извлечению блоков комплек-
та ALSEP из отделения в корпусе лунной кабины и капсулы с ра-
диоизотопом из контейнера на корпусе. При извлечении капсулы
встретились трудности: она нагрелась до 760° и, по-видимому, про-
изошло расширение металла, заклинившее ее в контейнере. Из-
влечь капсулу удалось, только ударив по удерживающему ее ме-
ханизму молоткоМ. Блоки комплекта ALSEP были отнесены на
расстояние ~100 м от лунной кабины, приборы установили на
грунте и привели в рабочее состояние без особых трудностей.
Сейсмометр, магнитометр и ионизационный манометр были вклю-
чены немедленно и начали передавать информацию на Землю, при-
чем сейсмометр регистрировал шаги космонавтов. Остальные два
прибора (детектор ионов и спектрометр частиц в солнечной плаз-
ме) были включены по команде с Земли после того, как космонав-
ты стартовали с Луны. Эти два прибора имели крышки, защищаю-
щие их от пыли, которая могла подняться при старте. После стар-
та, по команде с Земли крышки были сброшены. По завершении
установки приборов космонавты получили разрешение продлить
выхоД еще на 0,5 час (то есть до 4 час). Они удалились еще на
80 м от лунной кабины (рис. 181), причем обратили внимание на
два «бугра» (mounds) в форме усеченных конусов (высота 1,5 ,м*
диаметр нижнего основайия 4,5 м, верхнего 1,2 м). Бугры состоя-
ли из рыхлой породы., возможно, выброшенной из какого-либо рас-
положенного неподалеку кратера. При возвращении к лунной ка-
бине космонавты продолжали сбор основного комплекта образцов
лунных пород. Были получены колонки грунта с помощью трубок-
пробоотборников, причем при заглублении (до 40 см) трубок не
возникало трудностей, как у космонавтов корабля «Аполлон XI».
По-вид^мому, это объяснялось иным характером грунта.
При входе в лунную кабину космонавты старались стряхнуть
пыль со скафандров, но безуспешно.
Первый выход космонавтов продолжался 4 час 01 мин 23 сек.
При этом запасы автономной ранцевой системы жизнеобеспечения
были израсходованы далеко не полностью (кислорода оставалось
на 1,5/ час -пребывания на Луне, не считая аварийного запаса кис-
лорода еще на 0,5 час). Тепловыделение составляло всего
225 ккал]час у Конрада и 250 ккал!час у Бина, поэтому вода для
охлаждения скафандров расходовалась весьма умеренно (система
рассчитана на тепловыделение до 500 ккал!час). Во время'выхода
417
Рис. 181. Маршрут космонавтов при первом (пунктир)
и втором (сплошная линия) выходах. Бортовое время
достижения некоторых точек маршрута указало в часах
и минутах
/ — место посадки лунной кабины: 2 — место посадки аппарата
«Сервейор III» в кратере Сервейор; 3 — место установки при-
боров комплекта ALSEP № 1
418
средняя частота пульса у Конрада составляла 105, минимальная
80 и максимальная 150 ударов в минуту, у Бина, соответственно,
121; 82 и 151 удар в минуту. Самочувствие космонавтов было от-
личным, они легко передвигались по поверхности, несмотря на
пыль, причем часто передвигались прыжками длиной до 1,2 м.
Со стороны, по их мнению, это выглядело, как «бег жирафа, за-
снятый замедленной съемкой». Они отмечали, что ноги нисколько
не устают, как будто бы все время идешь с горы. Космонавты мно-
го шутили, смеялись, напевали и насвистывали. Бин из озорства
подбросил пенопластовую укупорку одного из приборов. По его
словам, она достигла высоты ~ 100 м. Позже Бин сказал: «Я го-
тов оставаться на Луне весь день». Космонавт Армстронг, который
вместе с Олдрином консультировал Конрада и Бина во время вы-
хода, заявил, что космонавты корабля «Аполлон XII» во время
первого выхода «сделали гораздо больше, чем я ожидал» [398, 399,
400, 401, 403, 417].
Возвратившись в лунную кабину после первого выхода, кос-
монавты произвели подзарядку водой и кислородом автономных
ранцевых систем жизнеобеспечения. После приема пищи, сна1 и
еще одного приема пищи космонавты начали готовиться ко второ-
му выходу (см. табл. 34). По просьбе космонавтов, им разрешили
начать этот выход примерно на полтора часа раньше, чем преду-
сматривалось программой. Космонавтам приказали взять с собой
на Землю для осмотра телевизионную камеру, которая так и не
начала работать. Это заставило выбросить 6,2 кг образцов лунных
пород, взятых во время первого выхода. При втором выходе сразу
после спуска на поверхность Луны космонавты отрезали кабель
камеры. Затем они направились к месту установки приборов комп-
лекта ALSEP, чтобы поправить упавший ионизационный манометр,
после чего начали сбор документированных образцов, одновремен-
но комментируя характер лунного рельефа. При втором выходе
съемка проводилась только на черно-белую пленку, поскольку вся
цветная пленка была израсходована во время первого выхода.
Космонавты ориентировались по взятой из лунной кабины карте.
Обследуя по пути небольшие кратеры, они удалились от лунной
кабины на 450 м. Конрад дважды скатил в кратеры небольшие
камни («размером с грейпфрут»), что было зарегистрировано
сейсмометром. Отмечалось, что столкнуть камни было трудно, но
прокатились они по склону сравнительно далеко. Космонавты на-
шли, что собирать образцы проще не с помощью инструментов, а
руками. Когда один из них нагибался, чтобы взять образец, второй
держал его за лямку. Один раз Конрад упал, но, как он отметил,
на Луне падение происходит настолько медленно, что нет опасно-
сти порвать скафандр о камни. Вообще при таком медленном па-
дении почти всегда космонавты успевали повернуться и стать, на
ноги. Подойдя к юго-восточному краю кратера, где находился ап-
парат «Сервейор III», космонавты начали спуск. Грунт на склоне
1 Конрад спал в скафандре, боясь, снимая его, распространить пыль по
кабине. Спал он очень беспокойно, всего 4,5 час.
419
оказался прочным и несыпучим, так что подстраховки с помощью
веревки не потребовалось. Подойдя к аппарату (рис. 182), космо-
навты сообщили, что он имеет не белый цвет, как при старте, а
бурый, в то время как грунт вокруг него был серый. Космонавты
осмотрели и сфотографировали аппарат. Следы, которые опоры
посадочного шасси аппарата оставили на грунте1, и борозды, вы-
рытые ковшом-захватом, не подверглись эрозии (рис.. 183)..
Рис. 182. Космонавт v аппарата «Сервейор III» (на заднем
плане видна лунная кабина)
Как и предусматривалось, космонавты срезали кусок трубчатого
алюминиевого каркаса, кусок кабеля (и алюминиевая трубка, и
теплоизоляция кабеля были очень хрупкими), откололи кусок зер-
кального стекла2 (теплоизоляция на контейнере с электронным
оборудованием) и срезали телевизионную камеру. Дополнительно
они срезали ковш-захват. Положив демойтированные детали в ме^
1 Перед тем как установиться, аппарат несколько раз подскочил, посколь-
ку верньерные двигатели не были выключены во-время.
2 Стекло не было повреждено, и отколоть кусок удалось с трудом.
420
Рис. 183. След на грунте от опоры посадочного шасси аппа-
рата «Сервейор ПЬ
421
шок за спиной Конрада, космонавты вышли на юго-восточный край
кратера и пошли по краю кратера в направлении лунной кабины,
продолжая сбор документированных образцов. При этом были по-
лучены колонки грунта с глубины до 80 см. Общая протяженность
маршрута космонавтов при втором выходе ~1600 м. У кабины,
в радиусе 3 м от нее, космонавты отсняли с помощью стереоскопи-
ческой камеры грунт для регистрации следов воздействия струи
двигателя. Космонавты подняли в кабину контейнеры с образцами,
свернутую ловушку1 (при свертывании встретились трудности, и
ловушку буквально «запихнули» в чехол), неисправную телевизи-
онную ^амеру, мешок с деталями, демонтированными с аппарата
«Сервейор Ш», а также два мешочка с крупными камнями, не по-
мещавшимися в контейнеры. Общий вес образцов, по данным
взвешивания на Луне, ~40 кг, телевизионной камеры 5,9 кг, меш-
ка с деталями аппарата «Сервейор III» 6,8 кг.
Второй выход космонавтов продолжался 3 час 54 мин. Он про-
ходил в более «деловом» стиле, чем первый: космонавты сосредо-
точенно работали, шуток и восторгов было меньше. Пульс космо-
навтов достигал 165—170 ударов в минуту. Тепловыделение у Кон-
рада составляло ~250 ккал/час, у Бина — 275 ккал/час. Космо-
навты жаловались на жажду, им было жарко (высота Солнца над
горизонтом была ~15°, при первом выходе ~5°). Хотя космонав-
ты не жаловались на усталость, им часто приказывали отдыхать.
Голоса их к концу выхода стали ниже и более хриплыми, что счи-
тают признаком усталости.
При выходе на поверхность космонавты выполнили все зада-
чи, за исключением передачи на Землю телевизионных изображе-
ний. Помимо трудностей при извлечении капсулы с радиоизотопом
и при установке некоторых приборов, космонавты испытывали не-
удобства из-за сползания пластмассовых сумок с образцами. Эти
сумки к тому же рвались, видимо, из-за резких изменений темпе-
ратуры на Солнце и в тени. У одной из камер сломалась рукоятка,
где расположен механизм подачи пленки. Захваты оказались не-
пригодными для взятия крупных образцов, у молотка раскололась
головка.
Выяснилось, что определение расстояний на Луне затруднено
из-за отсутствия ориентиров и изменений картины рельефа в зави-
симости от высоты Солнца над горизонтом. Например, при малой
высоте Солнца космонавтам показалось, что некоторый элемент
рельефа был совсем близко к месту посадки, а позже выяснилось,
что он находится на расстоянии 4,5 км.
Спустя примерно час после окончания второго выхода, космо-
навты снова разгерметизировали кабину и открыли люк для вы-
брасывания ставших ненужными предметов. При этом они по
ошибке выбросили одну пленку. Первоначально предполагали, что
это была отснятая пленка, но позже выяснилось, что выброшена
неэкспонированная [399, 400, 401, 403, 409, 410, 416, 425, 426, 427].
1 Ловушка экспонировалась 18 час 42 мин [400].
422
Старт с Луны, встреча с основным блоком и полет
по селеноцентрической орбите
Старт с Луны был произведен в Т+142 час 03 мин Щ сек
(Т+ 142 час 01 мин)х, то есть космонавты пробыли на Луне 31 час
31 мин 04 сек. На участке выведения взлетной ступени на началь-
ную селеноцентрическую орбиту двигатель ее проработал на
1,5 сек дольше расчетного времени и сообщил ступени скорость на
10 м!сек больше заданной. Ступень вышла на несколько более вы-
сокую орбиту (16,7x87 км), чем предусматривалось (16,6x83 км).
При дальнейших маневрах по обеспечению сближения эта
ошибка была скомпенсирована. Причиной переработки двигателя
было то, что космонавты, переключив управление отсечкой двига-
теля с автоматической системы на ручную, упустили это из вида и
надеялись на автоматическую систему. Когда автоматического вы-
ключения в заданный момент не произошло, космонавты, поняв в
чем дело, выключили двигатель вручную. Установленный на взлет-
ной ступени лунной кабины радиолокатор, обеспечивающий встре-
чу на орбите, получил первые сигналы от приемоотвегчика на ос-
новном блочке в Т+143 час 34 мин, когда расстояние между взлет-
ной ступенью и основным блоком составляло 225 км. Все дальней-
шие операции по сближению, причаливанию и стыковке произво-
дились в соответствии с типовой программой.
Стыковка взлетной ступени с основным блоком была осуществ-
лена в Г+145 час 35 мин 34 сек (7+145 час 40 мин). Сближение,
как и предусматривалось, передавалось по телевидению (съемка
из основного блока). Отмечается очень высокое качество цветного
изображения. Основной блок во время стыковки обращался по ор-
бите с высотой периселения 104 км.
Конрад и Бин после чистки пылесосом скафандров и предме-
тов, переносимых в отсек экипажа, в Т+147 час 04 мин перешли
в этот отсек. На скафандрах, несмотря на чистку, оставалось очень
много пыли, которая распространилась по кабине и причиняла не-
удобство космонавтам. Пылеуловители в системе вентиляции от-
сека экипажа приходилось чистить каждые 2—3 час.
В Т+147 час 59 мин 30 сек (Т+147 час 21 мин) основной блок
отделился от взлетной ступени лунной кабины. В Т+148 час
06 мин вспомогательные двигатели основного блока были включе-
ны на 5,5 сек для увода его на безопасное расстояние от взлетной
ступени перед включением ее основного двигателя. Этот двигатель
был включен на торможение по команде с Земли в Т+149 час
27 мин (Т+149 час 28 мин), и в Т+149 час 55 мин 21 сек (Т+
+149 час 56 мин) взлетная ступень, как и предусматривалось, упа-
ла на Луну. Однако в связи с тем, что в ЦВМ взлетной ступени
1 Старт с Луны был намеренно произведен примерно на 3 мин позже, чем
предусматривалось первоначальной программой. Эта поправка была внесена по-
сле уточнения фактических параметров орбиты основного блока [426].
423
была неправильно введена уставка на отсечку двигателя, он про-
работал несколько дольше расчетного времени, и ступень упала не
в 10 км, как предусматривалось, а в 72 км от установленного кос-
монавтами на Луне сейсмометра, однако это не помешало прове-
дению запланированного эксперимента. Сейсмометр регистриро-
вал колебания, вызванные ударом ступени о поверхность Луны
(вес ступени 2,45 т, скорость 1,68 м/сек), в течение ~55 мин. Час-
тота колебаний составляла 1—1,5 гц, причем в первые 7—8 мин
их интенсивность нарастала, а затем начала • спадать. Длитель-
ность нарастания интенсивности и общая длительность колебаний
значительно превышали ожидаемые величины и не согласовыва-
лись с существующими моделями строения Луны. При падении
взлетной ступени (угол падения 3,7°) образовался эллиптический
кратер размером 10x7 м при глубине 0,6 м. Детектор ионов заре-
гистрировал волну ионизированного газа, возникшую при падении
ступени. Скорость распространения волны 8 км/сек. После отделе-
ния взлетной ступени лунной кабины основной блок обращался по
селеноцентрической орбите примерно в течение суток. В 7+159 час
04 мин (Г+159 час 02 мин) был включен маршевый двигатель ос-
новного блока для смещения узла селеноцентрической орбиты на
3,2° с целью создания более благоприятных условий для съемки.
Траекторные измерения, произведенные после этого маневра, по-
казали, что основной блок обращается по селеноцентрической ор-
бите с высотой периселения 104,6 км и высотой апоселения 119,1 км.
Была произведена съемка районов кратеров Фра Мауро, Декарт
и Лаланд1 — потенциальных мест посадки космических кораблей
«Аполлон» при последующих полетах,— а также съемка в рамках
эксперимента S-158 [399—403, 417, 427].
Переход на траекторию полета к Земле, полет по трассе
«Луна—Земля» и приводнение
В Г+172 час Ъ7 мин 16 сек (Г+172 час 21 мин) на 46-м витке
основного блока по селеноцентрической орбите был включен мар-
шевый двигатель, который проработал 130 сек (137 сек), обеспечил
приращение скорости 893 м/сек и перевел корабль на траекторию
полета к Земле. Космонавты просили разрешить перевести основ-
ной блок на более жесткую траекторию полета к Земле, чтобы
раньше завершить полет. В этом им было отказано [409]. Дли-
тельность пребывания на селеноцентрической орбите 88 час 57 мин.
В первые сутки полета по трассе «Луна—Земля» космонавты
спали 13 час. На этой трассе была произведена только одна кор-
рекция траектории в Г+217 час 22 мин на расстоянии 45660 км от
Земли. Вспомогательные двигатели проработали 5 сек и сообщили
1 Эти районы были еще ранее сфотографированы Гордоном, когда он оста-
вался один в основном блоке, причем район кратера Фра Мауро был сфотогра-
фирован при угле возвышения Солнца над горизонтом 7°, что обеспечивало мак-
симальную контрастность [406]
424
основному блоку приращение скорости 0,66 м)сек для того, чтобы
обеспечить оптимальный угол входа в атмосферу (6,5° вместо
7,95°). В период полета по этой трассе космонавты провели пресс-
конференцию для ученых, а затем—г для журналистов. Последняя
пресс-конференция проводилась в период телевизионного сеанса
(табл. 35). При полете по трассе «Луна—Земля» космонавты совер-
шали упражнения с эспандером, несколько раз брились. Они
жаловались на наличие пыли в кабине и конденсацию влаги
в некоторых местах, но особых неудобств ни то, ни другое им не
причиняло, правда, пыль раздражала слизистую оболочку, и кос-
монавты принимали таблетки отхаркивающего средства.
Таблица 35 [383, 399—403]
Сеансы телевизионных передач с борта корабля «Аполлон XII» и
с поверхности Луны
№ п/п Бортовое вре- мя начала сеанса Продолжи- тельность, мин На каком эта- пе проводился сеанс Что показывалось
1 3 час 20 мин (3 час 25 мин)* 65 (65) Трасса „Земля—Луна" Перестроение отсеков; от- деление / корабля от послед- ней ступени, перевод этой ступени на траекторию, от- личную от траектории ко- рабля
2 30 час 25 мин (30 час 25 мин) 35 (35) Трасса „Земля—Луна" Внутренний вид отсека экипажа; пульт управления; действия космонавтов с тум- блерами и кнопками во вре- мя коррекции; движущиеся за бортом кристаллики льда
3 62 час 50 мин (63 час 30 мин) 56 (50) Трасса „Земля—Луна" Кабина космонавтов в от- секе экипажа; открывание люка и переход космонавтов Конрада и Бина из отсека экипажа в лунную кабину; пульт управления и вид из окон лунной кабины; Земля, Луна
4** 84 час 00 мин (84 час 00 мин) 30 (30) Начальная селеноцентри- ческая орбита Луна
5 107 час 50 мин (107 час 50 мин) 40 (20) Селеноцентри- ческая орбита Расстыковка; групповой полет (вид из окна отсека экипажа)
425
Продолжение табл. 35
№ п/п Бортовое вре- мя начала сеанса Продолжи- тельность, мин На каком эта- пе проводился сеанс Что показывалось
6 115 час 18 мин (114 час 40 мин) -30 (3 час 30 мин) Пребывание на Луне Первый выход космонав- тов на поверхность Луны. ТВ камера вышла из строя вследствие повреждения све- точувствительного слоя.
145 час 18 мин (145 час 15 мин) 30 (30) Селеноцентри- ческая орбита Сближение, причаливание й стыковка взлетной ступени лунной кабины и основного блока (вид из окна отсека экипажа).
8 172 час 40 мин (172 час 55 мин) 37 (20) Трасса „Луна—Земля" Луна; внутренний вид от- сека экипажа, космонавты
9 224 час 10 мин (223 час 15 мин) 30 (30) Трасса „Луна—Земля" Луна; Земля; внутренний вид отсека экипажа, кос- монавты (во время сеанса проведена пресс-конферен- ция для журналистов)
* В скобках указываются расчетные величины.
** Запланированный на 81 час 30 мин сеанс с демонстрацией Луны с расстояния
— 10 000 км был отменен в связи с тем. что солнечные блики на кристалликах льда и
подтеках на окнах мешали съемке.
Запланированный на 133 час 20 мин сеанс с показом второго выхода космонавтов
на поверхность Луны не состоялся в связи с повреждением телевизионной камеры при пре-
дыдущем сеансе.
В Г + 244 час 10 мин (Г+244 час 11 мин) отсек экипажа отде-
лился от двигательного отсека. При входе в атмосферу скорость
отсека экипажа составляла 11 008 м!сек (11012 м)сек).
Когда отсек находился на высоте 98 км, начался' период про-
падания сигнала, окончившийся в Г + 244 час 25 мин 46 сек. Отсек
экипажа приводнился в Г+244 час 36 мин 24 сек (Г+244 час
35 мин) в 4,6 км от авианосца «Хорнет». Координаты места посад-
ки 15°49' ю. ш. и 165°10' з. д. (16° ю. ш. и 165° з. д.), оно находи-
лось на расстоянии 2316,5 км от проекции точки входа в атмосферу.
На воде отсек первоначально установился в нерасчетное поло-
жение (днищем вверх), однако через несколько минут при помощи
надувных баллонов-поплавков был перевернут в расчетное поло-
жение. При переворачивании сорвалась с кронштейна кинокамера
и рассекла Бину бровь (космонавту позже были наложены два
шва).
Легкие водолазы подвели под отсек понтон, подали космонав-
там через люк чистые комбинезоны и маски с респираторами, а
пока космонавты переодевались, обработали внешнюю поверхность
426
отсека дезинфицирующим средством. Вертолет доставил экипаж
корабля на борт авианосца через 1 час 10 мин после приводнения.
На авианосце космонавты перешли в карантинный фургон, где их
ожидали врач и техник, вошедшие в фургон за 5 суток до привод-
нения корабля. Через 5 суток после приводнения космонавтов
авианосец прибыл в Гонолулу, откуда космонавтов в тот же день
доставили в лабораторию LRL, где они пробыли в карантине до
10 декабря [398, 400, 417, 425, 426, 428].
НЕКОТОРЫЕ ИТОГИ ПОЛЕТА
Полет космического корабля «Аполлон XII» руководители
NASA считают полностью успешным. Космонавты выполнили все
основные и второстепенные задачи полета за исключением прове-
дения телевизионных сеансов во время выходов на поверхность
Луны (телевизионная камера вышла'из строя после ~30 мин ра-
боты) [409].
Основными достижениями полета считают:
1. Получение новых научных данных о Луне. В редакционной
статье журнала Aviation Week говорилось: «В результате полета
корабля «Аполлон XII» был полностью развеян миф о том, что
программа «Аполлон» является чисто техническим достижением,
своего рода «силовым приемом», имеющим целью только высадку
людей на Луну» [401_].
2. Демонстрацию способности человека эффективно выпол-
нять научные исследования и другие операции на Луне (считается,
что полет корабля «Аполлон XI» продемонстрировал лишь возмож-
ность пребывания человека на Луне) [401]. Космонавты корабля
«Аполлон XII» доставили на Землю 36 кг образцов лунных пород* 1.
В одном из двух контейнеров было 14,8 кг образцов, в том числе
19 камней, самый крупный из которых (длина 17 см) весил 2,2 кг.
Во втором контейнере было 9,9 кг образцов и три колонки грунта
общим весом 3,6 кг. Кроме того, в отдельных мешочках были до-
ставлены крупные камни: один весом 2,8 кг, другой — 4,9 кг, непо-
местившиеся в контейнеры (рис. 184) [419, 433]. Карантин для
образцов окончился в январе 1970 г., и в феврале началась переда-
ча размельченных образцов 139 ученым США и 54 ученым других
16 стран. Всего распределялось 12,7 кг, из которых ~2 кг будут
уничтожены в ходе анализа, а остальные после анализа должны
быть возвращены NASA [426,' 429, 434].
3. Демонстрацию преимуществ исследования Луны с участием
космонавтов. Отмечается, что без их участия не удалось бы уста-
новить приборы на Луне в самом подходящем месте, предотвра-
тить их опрокидывание и обеспечить нормальное функционирова-
ние. Так, например, теплоизоляционный кожух сейсмометра не ло-
жился на грунт, и космонавты прижали его, засыпав лунной поро-
дой. Постоянная двухсторонняя связь находящихся на Луне кос-
монавтов с селенологами на Земле позволила гибко изменять про-
грамму в зависимости от ранее полученных результатов. В той же
S________
1 При взвешивании на Луне общий вес определили в 40 кг [419].
427
Рис. 184. Конрад с камнями, доставленными с
Луны
428
редакционной статье журнала Aviation Week в связи с этим гово-
рилось: «Будущее в области космических исследований принадле-
жит тем ученым, которые быстро научатся работать совместно с
инженерами, участвуя в экспериментах лично (например, на ор-
битальной станции) или же руководя экспериментами с Земли»
[399, 401, 426].
4. Подтверждение надежности ракетно-космического комплек-
са «Сатурн V—Аполлон». Одним из доказательств этого было нор-
мальное функционирование ракеты-носителя, несмотря на возник-
новение атмосферных электрических разрядов на первой минуте
полета, а также быстрое восстановление нормальной работы прак-
тически всех систем корабля после этих разрядов. Последнее счи-
тают большой заслугой опытных космонавтов, которые не потеря-
ли самообладание в аварийной ситуации. Отмечается, что в начале
1959 г. в аналогичной ситуации, когда одна из ракет «Атлас» попа-
ла на участке выведения в грозовое облако, аварию предотвратить
'не удалось [401].
5. Демонстрацию эффективности бортовых систем корабля
«Аполлон», способных обеспечить весьма точную посадку на Луну
[405].
6. Подтверждение высокой квалификации всех «эшелонов»
персонала NASA. Между полетами кораблей «Аполлон XI» и
«Аполлон XII» из NASA ушло много самых опытных и квалифи-
цированных сотрудников, и их заменили сотрудники «второго и
третьего эшелонов» [401].
При общем успешном проведении полета на отдельных его
этапах возникали трудности и неполадки:
1. Прекращение подачи электроэнергии от топливных элемен-
тов в результате возникновения электрических разрядов на первой
минуте полета. Принято решение в дальнейшем не производить за-
пусков кораблей «Аполлон» при метеорологических условиях, по-
добных тем, которые создались к моменту старта корабля «Апол-
лон XII». Никаких модификаций в оборудование ракеты и корабля
для ослабления воздействия электрических разрядов вносить не
предполагают, однако рассматривается целесообразность измене-
ния логических схем, с тем чтобы при подобных разрядах топлив-
ные элементы не отключались, а гиррскопы в системе наведе-
ния и навигации не становились на упоры. Предполагается про-
вести исследования, необходимые для разработки критериев оцен-
ки опасности атмосферного электрического разряда при наличии
мощной ионизированной струи двигателей [403, 421, 423, 430].
2. Ухудшение видимости на заключительном этапе посадки на
Луну из-за поднявшегося облака пыли. Конрад считает, что безо-
пасная посадка возможна и в облаке пыли (по приборам), но кос-
монавт должен до появления этого облака выбрать посадочную
площадку [420]. Специалисты фирмы Ryan, головной по радиоло-
катору, обеспечивающему посадку на Луну, изучают возможность
использования этого радиолокатора в сочетании со специальной
429
системой отображения для того, чтобы космонавты могли в реаль-
ном масштабе времени видеть радиолокационное' изображение
местности под лунной кабиной [415].
3. Загрязнение скафандров, объективов оптической аппарату-
ры и приборов на Луне в результате осаждения пыли. Экипаж ко-
рабля «Аполлон XII» рекомендовал экипажам последующих ко-
раблей при выходе на поверхность Луны брать с собой маленькие
щетки для чистки объективов и приборов [420].
4. Выход из строя телевизионной камеры на поверхности Лу-
ны. Камера была возвращена на Землю для анализа причин
повреждения.
5. Неудачная конструкция некоторых геологических инстру-
ментов. Они были неудобны в пользовании, а иногда даже лома-
лись [409].
6. Высокий пульс и чувство жажды у космонавтов при выхо-
дах на поверхность Луны. По мнению Конрада, если удастся ре-
шить проблему питья и приема пищи на поверхности Луны в ска-
фандрах, то выходы могут продолжаться до 8 час [410, 428].
В период полета корабля «Аполлон XII» наблюдалось повыше^
ние солнечной активности, но уровень радиации не был опасным.
Дозы облучения космонавтов составили ~90 мрад, что в 300 раз
ниже доз, признанных опасными в атомной промышленности [425].
РАБОТА ПРИБОРОВ, УСТАНОВЛЕННЫХ НА ЛУНЕ
Магнитометр начал работать сразу же после его установки
космонавтами 19 ноября и работал до 16 декабря 1969 г. Харак-
терно, что в течение 10 мин после старта взлетной ступени с по-
верхности Луны наблюдалось экранирование лунного магнитного
поля. С 24 ноября, когда Луна вышла из хвоста магнитосферы
Земли, прибор начал регистрировать магнитное поле Луны. До
16 декабря магнитометр на Луне работал нормально, если не счи-
тать неисправности в одном из фильтров (по команде с Земли
фильтр был исключен из схемы, и нормальное получение информа-
ции от прибора возобновилось). Причина выхода прибора из строя
16 декабря неясна. Предполагают, что в результате перепада тем-
ператур в дневной и в ночной период разошелся какой-либо свар-
ной шов, хотя прибор изготовлялся в расчете именно на такие тем-
пературные перепады [400, 401, 406, 422, 424, 432].
Детектор ионов начал работать после старта взлетной ступени
с Луны, когда по команде с Земли была сброшена пылезащитная
крышка. В первые две недели он неоднократно самопроизвольно
выключался из-за возникновения дуговых разрядов при дегазации.
Предполагали, что дегазация прибора завершится еще в полете до
установки его на Луне, но фактически она прекратилась примерно
через две недели после установки. После каждого самопроизволь-
ного выключения прибор удавалось включать по команде с Земли.
По состоянию на II квартал 1971 г. прибор работал. Он зарегист-
рировал ионные потоки, вызванные падением на Луну 26 ноября
1969 г. взлетной стуцени лунной кабины корабля «Аполлон XII»,
5 апреля 1970 г. последней ступени, ракеты-носителя корабля
430
«Аполлон XIII» [400, 401], 4 февраля 1971 г. последней ступени
ракеты-носителя корабля «Аполлон XIV» и 7 февраля 1971 г.
взлетной ступени лунной кабины этого корабля.
Ионизационный манометр работал с перебоями, вызванными
дегазацией, а к началу декабря 1969 г. вообще вышел из строя
вследствие неполадок в системе электропитания. Попытки испра-
вить прибор, по-видимому, успехом не увенчались [401, 425].
Спектрометр частиц в солнечной плазме начал работать при-
мерно через час после старта взлетной ступени с Луны, когда по
команде с Земли с него была сброшена пылезащитная крышка.
По состоянию на II квартал 1971 г. прибор работал [400, 401].
Сейсмометр начал работать сразу же после его установки кос-
монавтами. Он регистрировал шаги космонавтов, что помогало
следить с Земли за их передвижением, выбрасывание ставших не-
нужными предметов из лунной кабины, включение двигателей сис-
темы ориентации и основного двигателя взлетной ступени при
старте с Луны, сбрасывание пылезащитных крышек со спектромет-
ра и детектора ионов, а также падение на Луну взлетной ступени
лунных кабин кораблей «Аполлон XII», и «Аполлон XIV» и по-
следних ступеней ракет-носителей кораблей «Аполлон XIII» и
«Аполлон XIV». По состоянию на II квартал 1971 г. прибор рабо-
тал [400, 401, 413].
Радиоизотопная энергетическая установка SNАР-27 во II
квартале 1971 г. продолжала работать, обеспечивая мощность
свыше 70 вт (расчетная мощность не ниже 63 вт) [400, 414, 422,
597, 598].
Карантин для деталей, демонтированных с аппарата «Сервей-
ор III», окончился 16 января 1970 г. [425]. Изучение деталей аппа-
рата показало, что за ~1000 суток пребывания на Луне они под-
верглись весьма незначительному воздействию метеорных частиц,
однако имеют мельчайшие выбоины вследствие удара пылевых
частиц облака пыли, поднятого при посадке корабля «Апол-
лон XII». Побурение белого покрытия считают следствием образо-
вания пленки загрязнений под воздействием продуктов сгорания
ракетных двигателей или воздействием протонной и других состав-
ляющих солнечного излучения. В куске пенопласта из телевизион-
ной камеры, помещенном в питательную среду, обнаружены бак-
терии streptococcus mitis. Очевидно, бактерии попали в пенопласт
при предполетном ремонте камеры с выдыхаемым воздухом или
слюной одного из техников (эти бактерии обитают в полости рта
и носа человека). Таким образом, выявилось, что, попав вновь в се-
лективную среду, земные бактерии способны к размножению после
почти трехлетнего пребывания в лунных условиях [627—629].
КОСМИЧЕСКИЙ КОРАБЛЬ «АПОЛЛОН XIII»
Полет космического корабля «Аполлон XIII» проходил с 11 по
17 апреля 1970 г. Экипаж корабля: Джеймс Ловелл (командир),
Джон Суиджерт (пилот основного блока) и Фред Хейс (пилот
лунной кабины). Корабль включал в себя основной блок (образец
109) и лунную кабину (образец LM-7). Для основного блока кос-
монавты выбрали название «Одиссея», для лунной кабины — «Ак-
вариус» (Водолей — созвездие и знак зодиака). Эмблема полета
(см. обложку)—тройка коней на фоне Луны. Латинская надпись
на эмблеме Ex Luna Scientia переводится «От Луны—знание».
Вес корабля 43,9 т (отсек экипажа 5,6 т, двигательный отсек 23,2 т,
лунная кабина 15,1 т). Для запуска использовалась ракета-носи-
тель «Сатурн V» AS-508 [479, 512]. Цель полета, относящегося к
этапу Н, — высадка' на Луне с проведением исследований по не-
сколько более широкой программе, чем при полете корабля «Апол-
лон XII», который был первым полетом этапа Н [528].
' В связи с аварией на трассе «Земля—Луна», программа поле-
та корабля «Аполлон XIII» выполнена не была.
ЗАДАЧИ ПОЛЕТА
Задачами полета корабля «Аполлон XIII» являлись:
1. Высадка на Луну в районе кратера Фра Мауро (рис. 185).
Селенографические координаты центра участка 3°40' ю. ш. и
17°27' 3; д. Запасного участка посадки предусмотрено не было.
Район кратера Фра Мауро материковый, в отличие от морских
районов, где совершили посадку корабли «Аполлон XI» и «Апол-
лон XII» (см. рис. 1). Расчетный участок посадки корабля «Апол-
лон XIII» находился примерно в 200 км от участка посадки кораб-
ля «Аполлон XII» и на 200 м выше. Материковый район был вы-
бран потому, что сравнение результатов исследований в таком
районе с результатами исследований предыдущих лунных экспеди-
ций в морских районах представляет большой научный интерес, а
район кратера Фра Мауро представляет особый интерес, посколь-
ку 6 нем предполагали найти породы, выброшенные при образо-
вании Моря Дождей и имеющие возраст до 5 млрд, лет, в то вре-
мя, как возраст лунных пород, доставленных космонавтами ко-
432
Рис. 185. Посадочные площадки и маршруты космонавтов при выходах
на поверхность Луны
/, 2, 3 — посадочные площадки (площадка 1 — основная)
I — маршрут при первом выходе; II — маршрут при втором выходе
рабля «Аполлон XI» из Моря Спокойствия и космонавтами ко-
рабля «Аполлон XII» из Океана Бурь, составляет 3,5—4,5 млрд,
лет. Район кратера Фра Маурр считают настолько интересным
в научном отношении, что после неудавшейся экспедиции на ко-
рабле «Аполлон XIII» очередную лунную экспедицию на корабле
«Аполлон XIV» решили направить в этот же район, хотя перво*
начально предусматривалось, что космонавты корабля «Апол-
лон XIV» должны совершить высадку в районе кратера Литтров
[486, 488].
2. Развертывание на поверхности Луны комплекта ALSEP
№ 2, включавшего в себя радиоизотопную энергетическую установ-
ку SNAP-27, блок телеметрической аппаратуры, сейсмометр, де-
тектор ионов, ионизационный манометр, спектрометр частиц в
солнечной плазме, детектор пыли, детектор заряженных частиц у
лунной поверхности, а также прибор для измерения теплового
потока, идущего из недр Луны к ее поверхности (зонды прибора
для измерения теплового потока должны были помещаться в
скважины глубиной 3 м, высверленные в лунном грунте специаль-
ным электробуром).
Помимо приборов комплекта ALSEP № 2 космонавты должны
были экспонировать на поверхности Луны в течение нескольких
часов ловушку ядер атомов инертных газов, содержащихся в сол-
нечном ветре [538].
3. Доставка на Землю ~40 кг образцов лунного грунта, в том
числе подповерхностных образцов с глубины до 2 м (из скважины).
Предыдущие экспедиции имели возможность добывать подповерх-
ностные образцы с глубины не более 0,8 м [484, 486, 488].
4. Проведение на поверхности Луны некоторых экспериментов
с целью изучения механических свойств грунта, условий связи вне
пределов прямой видимости и пр.
5. Проведение сеансов цветного телевидения с поверхности
Луны; киносъемка динамических процессов, например, скатывания
камней в кратер в период выхода на поверхность Луны (предыду-
щие лунные экспедиции киносъемку на Луне не производили)
[486]. Съемочное оборудование, имеющееся на корабле, перечисле-
но в табл. 7.
6. Фотографирование поверхности Луны, в частности, участ-
ков, выбранных для высадки последующих экспедиций, с более
низкой селеноцентрической орбиты (высота периселения ^18 км),
чем при полетах предыдущих кораблей «Аполлон» (~100 км).
Специальная камера Нусоп при съемке с такого расстояния долж-
на была обеспечить разрешение до 0,9 м [481, 485].
7. Фотографирование Луны в отраженном свете Земли, солнеч-
ной короны, зодиакального света и противосияния с селеноцентри-
ческой орбиты [481, 538].
8. Изучение светящихся частиц, плавающих вокруг корабля и
иногда мешающих навигационным наблюдениям. Предусматрива-
лось с помощью камеры Нусоп фотографировать одни и те же
участки неба в период пребывания корабля в тени Луны и в пери-
434
од, когда корабль освещен Солнцем. При сравнении снимков на
тех из них, которые сделаны на Солнце, можно будет отличить све-
тящиеся частицы [485].
9. Организация падения на Луну ракеты S-4B-508—последней
ступени ракеты-носителя «Сатурн V» AS-508, используемой для за-
пуска корабля «Аполлон XIII». Вес ракеты в момент падения
14 т, скорость 2,6 км!сек. Предполагалось, что удар будет эквива-
лентен взрыву 11 т тротила и создаст кратер диаметром 17 м. Кос-
монавты должны были заснять этот кратер. Сейсмические колеба-
ния, вызванные падением ракеты, регистрируются сейсмометром,
установленным на поверхности Луны космонавтами корабля
«Аполлон XII». Волна частиц, вызванная падением, регистрирует-
ся детектором ионов, установленным этими же космонавтами.
Координаты расчетной точки падения ракеты 3° ю. ш. и 30° з. д.
Она находится на расстоянии ~200 км от места, где установлены
эти приборы. Падение объекта сравнительно большой массы
должно было обеспечить возможность сейсмического зондирования
более глубоких слоев (до глубины ~50 км), чем при предыдущих
экспериментах [370—375, 488, 496, 503].
10. Организация падения на Луну взлетной ступени лунной ка-
бины корабля «Аполлон XIII» после доставки космонавтов с по-
верхности Луны к основному блоку, обращающемуся по селено-
центрической орбите. Предусматривалось, что сейсмические коле-
бания, вызванные падением взлетной ступени, регистрируются как
сейсмометром, установленным космонавтами корабля «Апол-
лон XII», так и сейсмометром, который должны были установить
космонавты корабля «Аполлон XIII». Координаты расчетной точки
падения взлетной ступени 3° ю. ш. и 14° з. д. Подобный экспери-
мент был проведен в свое время со взлетной ступенью лунной ка-
бины корабля «Аполлон XII», но падение регистрировалось толь-
ко одним сейсмометром [488, 496].
РАСЧЕТНАЯ ПРОГРАММА ПОЛЕТА
Согласно расчетной программе, ракета-носитель «Сатурн V»
AS-508 с космическим кораблем «Аполлон XIII» запускается со
стартового комплекса № 39 на мысе Кеннеди 11 апреля 1970 г. в
19 час 13 мин1. Окно в этот день длится до 22 час 37 мин. В апреле
больше окон не было, поскольку запасного участка посадки на Лу-
не не предусматривалось. Следующее окно, обеспечивающее воз-
можность посадки в районе кратера Фра Мауро, было только
10 мая 1970 г. [486, 539]. Окна определялись необходимостью со-
вершать посадку на заданном участке при угле возвышения Солн-
ца над горизонтом 10°. Как показал опыт предыдущих полетов, оп-
тимальный угол 'возвышения Солнца при посадке в равнинных
районах Луны составляет 5° (именно при таких условиях совер-
шил посадку корабль «Аполлон XII»), однако при посадке в райо-
не кратера Фра Мауро такой угол и даже угол в 7° мог оказать-
1 Здесь и далее время по Гринвичу.
435
ся слишком мал: длинные тени от горного хребта, расположенного
в 2,4 км к востоку от расчетного места посадки, могут отбрасывать
тень, которая помешает космонавтам заметить препятствия
[370—375].
Расчетная программа предстартовой подготовки и полета кос-
мического корабля «Аполлон XIII» почти полностью аналогична
изложенной выше типовой программе. Ниже перечисляются отли-
чия от Типовой программы.
На трассе «Земля—Луна». Типовая программа предусматри-
вает полет к Луне по траектории свободного возвращения. Корабль
«Аполлон XIII», как и корабль «Аполлон XII», на трассе полета
«Земля—Луна» в результате второй коррекции должен перейти
с траектории свободного возвращения на гибридную траекторию.
Другое отличие от типовой программы — перевод последней ступе-
ни ракеты-носителя не на траекторию, обеспечивающую выход на
гелиоцентрическую орбиту, а на траекторию, обеспечивающую па-
дение на Луну. Перевод на такую траекторию .производится на
расстоянии 82 000 км от Земли с помощью вспомогательных двига-
телей ступени [370—375].
На селеноцентрической орбите до посадки на Луну. Типовая
программа предусматривает перевод корабля с начальной селено-
центрической орбиты на орбиту близкую к круговой, где и проис-
ходит отделение лунной кабины. Программа полета корабля
«Аполлон XIII» предусматривала в Т+81 час 45 мин после двух
витков по начальной селеноцентрической орбите перевод всего ко-
рабля на эллиптическую орбиту с высотой периселения ~ 18 км и
высотой апоселения 107 км [486, 497]. Для этого маневра исполь-
зуется маршевый двигатель корабля. Согласно типовой программе,
на подобную орбиту выходил не весь корабль, а лишь отделившая-
ся лунная кабина с двумя космонавтами, и для этого маневра ис-
пользовался двигатель посадочной ступени. Вывод на эту орбиту
всего корабля с помощью маршевого двигателя обеспечивал эко-
номию топлива посадочной ступени лунной кабины, в результате
чего увеличивалась на 15 сек возможная продолжительность гори-
зонтальных маневров лунной кабины на конечном участке посад-
ки. При посадке в весьма пересеченном районе кратера Фра Мауро
это имело особо важное значение. Для перевода корабля с круго-
вой орбиты на эллиптическую с высотой периселения 18 км требу-
ется приращение скорости — 23 м!сек за счет расхода топлива для
маршевого двигателя. Примерно такое же приращение требуется
для возвращения основного блока (после разделения с лунной ка-
биной) на близкую к круговой орбиту высотой ~110 км для обес-
печения последующей встречи со взлетной ступенью лунной каби-
ны. Запас топлива для маршевого двигателя на основном блоке
не является такой критической величиной, как запас топлива в
лунной. кабине. Так, при полете корабля «Аполлон XI» из запаса
топлива для маршевого двигателя неизрасходованным оставалось
свыше 2 т. Новая схема полета обеспечивает также возможность
436
более точного определения параметров эллиптической орбиты пе-
ред отделением лунной кабины и включением двигателя на тормо-
жение, а также возможность наблюдения расчетного участка по-
садки и фотографирования Луны из отсека экипажа с более близ-
кого расстояния. Единственным недостатком новой схемы является
трудность наблюдения лунных ориентиров с малой высоты.
15 апреля в Т + 99 час 16 мин лунная кабина отделяется от ос-
новного блока. В лунной кабине находятся космонавты Ловелл и
Хейс, в основном блоке остается третий космонавт, который в
Т+100 час 35 мин включает маршевый двигатель для перевода
основного блока на орбиту с высотой периселения 104 км и высотой
апоселения 117 км. Это делается для облегчения встречи лунной
кабины с основным блоком, если по какой-либо причине придется
отказаться от посадки на Луну, а также для обеспечения возмож-
ности встречи стартовавшей с Луны взлетной ступени с основным
блоком по схеме, предусмотренной типовой программой.
Режим управления лунной кабины на участке посадки на Лу-
ну несколько отличается от предусмотренного типовой программой.
Согласно типовой программе, сначала отрабатывается автомати-
ческая программа Р-63, а в начале этапа дальнего подхода произ-
водится переключение на другую автоматическую программу Р-64.
Эта программа отрабатывается до начала этапа ближнего подхо-
да, когда производится переключение на автоматическую програм-
му Р-65 или полуавтоматическую Р-66. При посадке лунной каби-
ны корабля «Аполлон XIII» указанная последовательность отра-
ботки программ сохранена, однако полуавтоматическая програм-
ма Р-66 модифицирована, чтобы она обеспечивала автоматиче-
ское удержание горизонтальной скорости на нуле и допускала
ручное регулирование вертикальной скорости. Это сделано в соот-
ветствии с рекомендациями космонавта Конрада (см. стр. 410).
При отработке программы Р-66 лунная кабина выводится не-
посредственно над расчетной посадочной площадкой на высоте
30 м, после чего горизонтальная скорость автоматически удержи-
вается на нуле, а командир корабля вручную регулирует скорость
спуска. При таком режиме космонавты могут не опасаться потери
видимости из-за поднявшегося облака пыли, как при посадке лун-
ной кабины корабля «Аполлон XII», поскольку площадка уже вы-
брана, а горизонтального сноса не происходит. Запас топлива лун-
ной кабины корабля «Аполлон XIII» был рассчитан на совершение
горизонтальных маневров при посадке в течение 2 мин. Расчетное
время посадки 16 апреля в 02 час 55 мин.
Ориентиром при поисках посадочной площадки служит группа
из четырех кратеров, получившая обозначение «Лист клевера»1
(рис. 185). Основной является площадка 1, запасными — площад-
ки 2 и 3, лежащие несколько дальше по трассе полета лунной ка-
бины. Высота Солнца над горизонтом в момент посадки 9,9°, в мо-
мент старта с Луны 27° [356, 370, 375, 480, 487, 497, 499, 537].
1 Все названия кратеров на участке посадки условные, неутвержденные
соответствующими международными организациями.
437
На селеноцентрической орбите после возвращения космонав-
тов с Луны. Типовая программа предусматривала перевод исполь-
зованной взлетной ступени лунной кабины на гелиоцентрическую
орбиту, программа полета корабля «Аполлон XIII», как и корабля
«Аполлон XII», — торможение взлетной ступени, с тем чтобы обес-
печить ее падение на Луну. После сбрасывания использованной
взлетной ступени основной блок корабля «Аполлон XIII», как и
корабля «Аполлон XII», должен был обращаться по селеноцентри-
ческой орбите примерно на сутки дольше, чем предусмотрено типо-
вой программой, чтобы космонавты могли провести запланирован-
ную съемку поверхности Луны. Предусмотрена коррекция орбиты
основного блока с целью обеспечения более благоприятных усло-
вий для фотографирования [497].
На трассе «Луна—Земля». Согласно типовой программе, дли-
тельность полета к Земле составляет 59 час 54,5 мин, согласно
программе полета корабля «Апллон XIII», — 73 час 35 мин (ме-
нее жесткая траектория) [497]. Расчетная точка приводнения в
Тихом океане к северо-востоку от новой Зеландии (34° ю. ш. и
156°30' з. д.) [544]. Продолжительность полета 241 час 04 мин.
В район приводнения высылается вертолетоносец «Иводзима»
[497].
Ниже приводится расчетная программа пребывания космонав-
тов корабля «Аполлон XIII» на Луне.
Посадка на Луну производится в Т 4-103 час 42 мин. Космо-
навты корабля «Аполлон XIII» должны были совершить два выхо-
да на поверхность Луны. Первый выход начинается в Т+108 час
07 мин. Космонавт Ловелл выходит из люка и, стоя на лестнице,
включает телевизионную камеру. В 7’+108 час 16 мин он спускает-
ся с лестницы на поверхность Луны. Спустя 11 мин к нему присое-
диняется Хейс. Маршрут космонавтов-при первом выходе в зависи-
мости от места посадки показан на рис. 185. Во время первого вы-
хода космонавты должны установить на штативе камеру цветно-
го телевидения, водрузить американский флаг, расставить приборы
комплекта ALSEP № 2 на расстоянии ~ 150 м от лунной кабины,
просверлить три скважины в лунном грунте (4—6 мин на каждую
скважину). В две из них помещаются зонды прибора для измере-
ния тепловых потоков, а из третьей (глубина 2 м) берется керн.
Предусматривается также сбор образцов с поверхности. Выход
продолжается 3 час 52 мин и завершается в Т+,111 час 59 мин.
Спустя 3 мин выключается телевизионная камера.
После 9,5-часового периода отдыха космонавты в Т +127 час
58 мин начинают второй выход (телевизионная камера включается
заблаговременно в Г+126 час 50 мин). Основной задачей второго
выхода является сбор образцов грунта. Космонавты надеялись до-
стичь кратера Коун (см. рис. 185), поднявшись по валу высотой
120 м (крутизна склона 12°). Выход продолжается 3 час 45 мин и
завершается в Г+131 час 43 мин. После приема пищи космонавты
открывают люк и выбрасывают некоторые использованные пред-
меты.
438
В Т+133 час 25 мин окончательно выключается телевизионная
камера. Чтобы можно было отличить космонавтов друг от друга
при телевизионных передачах и на снимках во время выхода на
Луну, скафандр Ловелла имеет красные полосы на рукаве и на
штанине. Длительность пребывания на Луне 33 час 30 мин [494,
496, 497, 536].
ХОД ПРЕДСТАРТОВОЙ ПОДГОТОВКИ И ПОЛЕТА
Корабль «Аполлон XIII» был запущен в расчетное время
11 апреля 1970 г. в 19 час 13 мин ракетой-носителем «Сатурн V»
AS-508 со стартовой площадки А комплекса № 39 на мысе Кен-
неди. X
Предстартовая подготовка, выведение на геоцентрическую орбиту,
второй старт и полет по трассе «Земля—Луна» до аварии
Предстартовая подготовка ракеты-носителя «Сатурн V»AS-508
с космическим кораблем «Аполлон XIII» проходила нормально до
5 апреля 1970 г., когда при пробной заправке гелием было обнару-
жено, что в баллоне со сверхкритическим гелием, используемым
в вытеснительной системе подачи топлива в двигатель посадочной
ступени лунной кабины, давление повышается со скоростью
(1,12 ат/час), почти вдвое превышающей расчетную (0,63 ат/час).
При расчетной скорости повышения давления оно через 103,5 час
после старта, то есть к моменту включения двигателя посадочной
ступени на торможение при посадке на Луну, должно достигнуть
рабочей величины 84 ат. Слишком высокая скорость повышения
давления, возможно объяснялась наличием загрязнений в вакууми-
рованном пространстве между внутренней и внешней стенками
двустенного баллона [541].
Предстартовую подготовку приостановили. Специально прове-
денные испытания показали, что повышенная скорость увеличения
давления гелия в баллоне опасности не представляет, и подготовка
возобновилась [491, 492].
5 апреля у Чарльза Дьюка, члена дублирующего экипажа, на-
чалась краснуха, которой, как выяснилось, он заразился от ребен-
ка при посещении своих друзей. Поскольку Дьюк общался с чле-
нами основного экипажа и с остальными членами дублирующего
экипажа, их всех проверили на иммунитет к краснухе. Оказалось,
что все космонавты, кроме Маттингли (пилот основного блока в
основном экипаже), такой иммунитет имеют. Врачи возражали
против полета Маттингли, поскольку он мог заболеть в полете (ин-
кубационный период 14—21 сутки [492]). Болезнь сопровождается
мышечными болями и опуханием пальцев рук. Это могло отра-
зиться на работоспособности космонавта, что особенно опасно в
случае возникновения аварийной ситуации, когда активным при
встрече на селеноцентрической орбите должен быть основной блок,
в котором оставался бы только Маттингли. Руководство NASA
должно было сделать выбор: заменить Маттингли дублером или
439
отложить полет на май. К маю Маттингли уже переболел бы крас-
нухой или же выяснилось, что он не заразился этой болезнью1.
Отсрочка запуска на месяц вызвала бы дополнительные расходы
в сумме 800 тыс. долл, на повторную подготовку. По этой и другим
причинам руководство NASA решило заменить Маттингли кос-
монавтом Суйджертом — пилотом основного блока из дуб-
лирующего экипажа, при том условии, что за оставшиеся до запус-
ка двое суток Суиджерт «сработается» с Ловеллом и Хейсом, по-
скольку основной и дублирующий экипажи тренировались раздель-
но. Каждый из американских космонавтов, помимо общей подго-
товки, специализируется в какой-либо узкой области. Для Суид-
жерта такой узкой областью были материальная часть и возмож-
ные неисправности в основном блоке. Командир корабля Ловелл
после совместных тренировок с Суйджертом дал свое согласие на
включение его в состав основного экипажа. 10 апреля 1970 г. ди-
ректор NASA Томас Пейн провел консультации с руководящими
работниками и специалистами NASA, а также с Ловеллом и по их
рекомендации утвердил Суиджерта пилотом основного блока ко-
рабля «Аполлон XIII». Поскольку Суиджерт не готовился так тща-
тельно, как Маттингли, к фотографированию на селеноцентричес-
кой орбите, из полетного задания была исключена съемка солнеч-
ной короны и других объектов, представляющих научный интерес,
и оставлена только съемка потенциальных мест посадки предстоя-
щих экспедиций на кораблях «Аполлон» [493, 497, 514, 542, 543].
Кресла космонавтов в корабле «Аполлон» индивидуальные,
соответствующие контурам тела. Поэтому с выбором Суиджерта,
который выше Маттингли на 3,8 см и тяжелее его на 18 кг. была
произведена замена кресла [541, 544].
На космодроме и в прилегающих районах штата Флорида
старт корабля «Аполлон XIII» наблюдали 100 тыс. человек (старт
корабля «Аполлон XI» — 1 млн. человек, корабля «Аполлон XII»—
300 тыс. человек). В Центре управления запусками комплекса
№ 39 на мысе Кеннеди среди почетных гостей находились вице-
президент США Спиро Агню и прибывший с официальным визитом
в США федеральный канцлер ФРГ Вилли Брандт [511, 542].
Старт был произведен в расчетное время 11 апреля 1970 г. в
19 час 13 мин всего на 600 мсек позже расчетного времени.
Двигательная установка первой ступени работала нормально:
суммарная тяга отличалась от расчетной величины не более чем
на 9 т при допустимом разбросе 20 т. Центральный двигатель вы-
ключился на 135-й, а периферийные на 164-й секунде полета. При
работе двигательной установки второй ступени произошло откло-
нение от расчетного режима: центральный двигатель выключился
на 132 сек раньше расчетного времени. Анализ показал, что при-
чиной преждевременного выключения центрального двигателя бы-
ло возникновение в магистрали жидкого кислорода этого двигате-
1 Маттингли краснухой не заболел [514].
440
ля продольных колебаний (14—16 гц), которые были сильно кор-
релированы с колебаниями подмоторной рамы (свыше 20 гц), в
результате чего давление жидкого кислорода на входе в насос упа-
ло ниже критического уровня, в насосе возникла кавитация, тяга
двигателя упала, и два датчика, регистрирующие величину тяги,
подали сигнал на аварийное выключение двигателя. Сам двиг^
тель, как показала телеметрия, поврежден не был.
В связи с преждевременным выключением центрального двига-
теля была автоматически увеличена на 34 сек продолжительность
работы четырех периферийных двигателей второй ступени. Несмот-
ря на это, в момент выключения периферийных двигателей ско-
рость ракеты с кораблем была меньше расчетной на 64 м/сек.
Поэтому продолжительность работы двигательной установки тре-
тьей ступени при первом включении пришлось увеличить примерно
на 10 сек. В момент выхода ступени с кораблем на начальную гео-
центрическую орбиту скорость была практически равна расчетной
(7792,0 м/сек вместо расчетных 7793,5 м/сек). Высота перигеям на-
чальной геоцентрической орбиты составляла 190,14 км, а высота
апогея 197,0 км (расчетная орбита круговая высотой 191 км).
Третья ступень имела достаточный резерв топлива, поэтому более
длительная работа при первом включении не создала опасности
недобора скорости при втором включении. Вес выведенного на
орбиту объекта составлял 134,55 т, больше чем при предыдущих
запусках кораблей «Аполлон» [500, 511, 514, 520, 523, 531, 533, 534].
Второй старт был произведен в расчетное время в Т+2 час
35 мин 20 секх. Пр^и этом двигатель третьей ступени недоработал
3,5 сек.
На участке выведения максимальная частота пульса у Ловел-
ла составляла 116, у Хейса и Суиджерта —102 удара в минуту
[534].
Перестроение отсеков началось в расчетное время 7’4-3 час
06 мин и прошло успешно. В 7'4-4 час 02 мин корабль отделился от
последней ступени. Во время перестроения был проведен заплани-
рованный сеанс цветного телевидения с борта, однако большинст-
во телевизионных компаний США его не транслировали, поскольку
интерес к подобным сеансам упал.
От первой коррекции, запланированной на 7’4-11 час 41 мин,
отказались [511, 518, 534].
На вторые сутки полета упала температура в бачке с жидким
водородом. Космонавты включили нагреватель и довели темпера-
туру до расчетной [542].
1 Незадолго до этого, в соответствии с программой, был проведен пробный
сеанс цветного телевидения длительностью 7 мин. Ступень с кораблем в этот
период находилась над Мексиканским заливом [544]
441
Таблица 36(496,498]
Расчетные и фактически проведенные сеансы телевизионных передач при полете
__________________________корабля «Аполлон XIII» ________________________
№ п/п Бортовое время начала сеанса Продолжи- тельность, мин Этап полета Что демонстрируется
1 1 час 35 мин (1 час 35 мин)* 7 (7) Геоцентриче- ская орбита Пробный сеанс
2 3 час 35 мин (3 час 35 мин) 68 (68) Трасса „Зем- ля—Луна" Вид лунной кабины и последней ступени ракеты-носителя в пе- риод перестроения от- секов; Земля
3 30 час 15 мин (30 час 15 мин) 51 (30) » Внутренний вид отсе- ка экипажа и действия космонавтов в период проведения второй кор- рекции
4 54 час 30 мин (58 час 00 мин) 30 (30) » Переход космонавтов из отсека экипажа в лунную кабину и внут- ренний вид лунной ка- бины
5** (95 час 50 мин) (15) Селеноцентри- ческая орбита Вид района кратера Фра Мауро
6** (108 час 10 мин) (3 час 52 мин) Пребывание на Луне Первый выход космо- навтов на поверхность Луны
у** (126 час 50 мин) (7 час 35 мин) и Второй выход космо- навтов на поверхность Луны
g** (140 час 23 мин) (12) Селеноцентри- ческая орбита Стыковка взлетной ступени лунной кабины с основным блоком
д** (ХООчас 10 мин) (40) » Вид поверхности Луны
10** (168 час 00 мин) (25) Трасса „Луна—Земля" Вид поверхности Лу- ны на начальном этапе полета основного бло- ка к Земле
ц** (221 час 45 мин) (15) п Вид Земли и внут- ренний вид отсека эки- пажа
* В скобках указываются расчетные величины.
** Сеанс был отменен в связи с аварией корабля н
отказом от высадки на Луну.
442
В расчетное время (Г+30 час 41 мин) была проведена коррек-
ция, в результате которой корабль перешел с траекторий свобод-
ного возвращения на гибридную траекторию. Маршевый двигатель
проработал 3,4 сек. Коррекция проводилась во время сеанса цвет-
ного телевидения, продолжавшегося 51 мин. От коррекции, наме-
ченной на Г+55 час 25 мин отказались. Вместо этого космонавтам
Ловеллу и Хейсу предложили несколько раньше, чем предусматри-
валось программой, перейти в лунную кабину и, в частности, пере-
дать на Землю показания индикаторов давления в баллоне с гели-
ем (повышенная скорость увеличения давления в этом баллоне
заставила в свое время прервать предстартовую подготовку). На-
земные службы хотели сравнить показания этих индикаторов с ин-
формацией, поступающей на Землю по телеметрическим каналам.
Ловелл и Хейс в Г+54 час 30 мин перешли в лунную кабину. Во
время перехода и пребывания в лунной кабине они провели, как
и предусматривалось, 30-минутный телевизионный сеанс [503, 516,
542, 544]. Этот сеанс был последним при полете космического ко-
рабля «Аполлон XIII» (табл. 36).
Рис. 186. Место падения на Луну ракеты S-4B-508
/ — место падения ракеты S-4B-508; 2 — сейсмометр и
детектор ионов, установленные космонавтами корабля
«Аполлон XII»; 3 — место падения на Луну взлетной
ступени лунной кабины корабля «Аполлон XII»; 4—рас-
четное место посадки корабля «Аполлон XIII»
После отделения корабля от ракеты S-4B-508 (последняя сту-
пень ракеты-носителя) была произведена проливка компонентов
топлива через двигатель этой ракеты, в результате чего она вышла
на иную траекторию полета к Луне, чем корабль. Позже по коман-
де с Земли были включены на 3,6 мин вспомогательные двигатели
ракеты, с тем чтобы скорректировать ее траекторию и обеспечить
падение в заданном районе Луны. Была предусмотрена возмож-
ность еще одной коррекции, но от нее сочли возможным отказать-
ся. Уставки на коррекцию рассчитывали специалисты Центра Мар-
шалла. Ракета упала на Луну в Г+77 час 56 мин в точке с коор-
443
динатами 2,76° ю. ш. и 27,93° з. д. в 140 км к западо-северо-западу
от места посадки корабля «Аполлон XII», где установлены сейс-
мометр и детектор ионов, которые должны были зарегистрировать
явления, вызванные падением ракеты (рис. 186). Тротиловый
эквивалент удара ракеты о поверхность, согласно расчетам, соста-
вил ~11 т (ракета падала под углом 70°}.. Сейсмометр регистри-
ровал колебания, вызванные падением ракеты, в течение 4 час.
Первые колебания были зарегистрированы через 30 сек после па-
дения ракеты, то есть скорость распространения сейсмических ко-
лебаний составила ~4,6 км!сек. Детектор ионов зарегистрировал
волну частиц через 22 сек после падения ракеты S-4B-508 [503,
509, 514, 519, 542, 544].
Авария на борту корабля
Утром 14 апреля, вскоре после того как космонавты Ловелл и
Хейс возвратились из лунной кабины в отсек экипажа, произошла
авария, заставившая отказаться от высадки на Луну и возможно
быстрее возвратить космонавтов на Землю. В момент аварии ко-
рабль находился в 330 тыс. км от Земли и в 91 тыс. км от Луны
[5П].
Примерно в 03 час 14 апреля1 давление в кислородном бач-
ке № 2, находящемся в отделении IV двигательного отсека, в те-
чение одной минуты повысилось с нормального уровня .60,7—
65,7 кг!см2 до 70,4 кг/см2 (при таком давлении открывается предо-
хранительный клапан), удерживалось на этом уровне 2 сек, затем
за 1 сек упало до 1,34 кг!см2 и еще через 2 сек до нуля [514]2. Как
выяснилось впоследствии (см. ниже «Результаты расследования
причин аварии»), в бачке № 2 произошло короткое замыкание и
возник пожар. Пламя прожгло отверстие в той части бачка, где в
него входит кабелепровод (см. рис. 22), и кислород под высоким
давлением вырвался из бачка. В результате, помимо бачка №'2,
был поврежден бачок № 1, из которого постепенно вытек весь кис-
лород, а также сорвана панель корпуса, закрывающая отделе-
ние IV. Кислород из обоих бачков (№1 и № 2) используется в во-
дородо-кислородных топливных элементах, а также в системе
жизнеобеспечения отсека экипажа.
В 03 час 11 мин 14 апреля Ловелл доложил на Землю: «Хьюс-
тон, у нас проблема». Космонавты сообщили, что на пульте заго-
релся сигнал, указывающий на неисправность в системе электропи-
тания отсека экипажа, а перед этим они слышали «хлопок» (bang),
передавшийся по конструкции корабля из двигательного отсека.
Спустя 3—4 мин после «хлопка» вышла из строя батарея топлив-
ных элементов № 3. Согласно инструкции, выход из строя даже
одной из трех батарей требует аварийного возвращения корабля
1 Бортовое время Г+56 час. В дальнейшем в данном разделе будет ука-
зываться не бортовое время, а время по Гринвичу.
2 Подробная запись телеметрии, свидетельствующая об этом, приведена в
источнике [520].
444
на Землю. Спустя 20 мин вышла из строя батарея № 1. Ловелл
доложил, что из двигательного отсека истекает газ, по-видимому,
кислород, и создает импульс, разворачивающий корабль по крену.
В 04 час 00 мин давление кислорода в бачке № 1 упало до менее
50% расчетной величины. В 05 час 11 мин, когда кислорода в этом
бачке осталось на 15 мин работы батареи топливных элементов,
Ловелл и Хейс, по указанию руководителей полета, перешли в
лунную кабину и включили ее бортовые системы, чтобы в дальней-
шем полете использовать лунную кабину в качестве «спасательной
шлюпки» вплоть до сближения с Землей. В 05 час 20 мин NASA
официально объявило, что высадка на Луну отменяется, и корабль
будет возвращен на Землю после облета Луны.
Суиджерт, оставшийся в отсеке экипажа, обеспечил выключе-
ние бортовых систем отсека, в частности, химических батарей, ре-
сурс которых было необходимо сохранить на период входа в ат-
мосферу. До этого ресурс одной из химических батарей отсека
экипажа был частично использован (батарея проработала
~20 мин), для того чтобы выставить гироплатформу системы на-
ведения отсека экипажа. После перехода на бортовые системы
лунной кабины гироплатформа основной системы наведения в лун-
ной кабине была выставлена по гироплатформе в отсеке экипажа.
Все системы отсека экипажа были выключены к 05 час 53 мин
[507, 514].
После перехода двух космонавтов в лунную кабину люки пере-
ходных туннелей-лазов были оставлены открытыми, с тем чтобы
кислород, подаваемый системой жизнеобеспечения лунной кабины,
проникал и в отсек экипажа, где находился третий космонавт.
Отмечалось, что если бы подобная авария произошла после
отделения лунной кабины от основного блока, например, на трассе
«Луна—Земля», то космонавты неминуемо погибли бы [504, 512,
514, 518, 523].
Проведенные расчеты показали, что ресурсов лунной кабины
при экономном расходовании должно хватить до сближения ко-
рабля с Землей, что, в зависимости от выбранной траектории, мог-
ло произойти через 3—4 суток. Общий запас кислорода на поса-
дочной и взлетной ступенях 24,3 кг. Расход составляет 2,7—3,6 кг
в сутки. Запасов воды (153 кг), используемой для питья и в систе-
ме охлаждения, также должно было хватить при экономном рас-
ходовании. Особенно остро обстояло дело с электроэнергией. На
посадочной ступени лунной кабины находятся четыре химические
батареи емкостью по 400 а-час, а на взлетной ступени две батареи
емкостью по 296 а-час. Были выключены все системы, потребляю-
щие электроэнергию, кроме самых необходимых. Требование
экономить электроэнергию и воду заставило, в частности, выклю-
чать систему наведения .лунной кабины после проведения каждой
коррекции и снова выставлять гироплатформу по небесным ориен-
тирам (Солнце, Луна, звезды, Земля) перед следующей коррекци-
ей. Осколки, летающие вокруг корабля, и истекающие в космос по-
токи газа отражали солнечные лучи и очень затрудняли навигаци-
онные наблюдения звезд [507, 511, 544].
445
В табл. 37 указана частота пульса космонавтов в период
аварии.
Таблица 37|542]
Частота пульса космонавтов в период аварии
Момент Частота пульса, удары в минуту
Ловелл 1 Суиджерт 1 Хейс
.Непосредственно перед аварией 6G 70 69
Спустя 15 сек после аварии 105 95 88
Спустя 30 сек после аварии 120 115 104
Руководство NASA создало специальный комитет, который со-
бирался каждые 8 час при пересменке персонала Центра МСС,
производил общий анализ обстановки и разрабатывал рекоменда-
ции для директора NASA Томаса Пейна и первого заместителя ди-
ректора Джорджа Лоу на ближайший отрезок времени. В состав
комитета входили космонавт Фрэнк Борман, ко времени полета
корабля «Аполлон XIII» уже ушедший из NASA, заместитель ди-
ректора NASA по пилотируемым полетам Дейл Майерс, бывший
руководитель программы «Аполлон» генерал-лейтенант Филлипс,
ко времени полета корабля «Аполлон XIII» возвратившийся в ВВС,
а также представители промышленных фир,м [544].
Президент Никсон вечером 14 апреля совершил поездку в
Центр Годдарда, находящийся в 20 км от Вашингтона, где пробыл
45 мин и получил разъяснения специалистов о характере и опасно-
сти аварии [507].
Аварийное возвращение космонавтов на Землю
Чтобы обеспечить возвращение космонавтов на Землю, в пер-
вую очередь, необходимо было провести коррекцию и перевести ко-
рабль с гибридной траектории на траекторию, обеспечивающую
возвращение на Землю (после облета Луны1)- Использовать для
коррекции маршевый двигатель было опасно, поскольку он мог
оказаться поврежденным, кроме того, это потребовало бы расхода
ресурса химических батарей в отсеке экипажа. Поэтому решили
корректировать траекторию с помощью двигателя посадочной сту-
пени лунной кабины Двигатель был включен в 08 час 43 мин
14 апреля (рис. 187, позиция II) и проработал -~30 сек. В ре-
зультате этой коррекции корабль перешел на траекторию, обеспе-
чивающую возвращение на Землю с посадкой в Индийском океане
близ о. Мадагаскар (рис. 188, позиция 3). Это было нежелательно,
1 Перевод на траекторию возвращения на Землю без облета Луны энерге-
тические характеристики корабля не допускали, тем более, что это практически
не давало выигрыша во времени [520].
446
VII WZ^- \VZ I — авария; II — Землю; Ш—втор коррекция после пою угла входа VI z 1V <>. -<^а<0п> 2_J | _ -"" “©€»* ' ' Рис. 187. Траектория полета корабля «Аполлон XIII» первая коррекция после аварии для перевода с гибридной траектории на траекторию, обеспечивающую возвращение на ая коррекция после аварии для ускорения возвращения на Землю и обеспечения посадки в Тихом океане; IV — третья аварии для компенсации неточности второй коррекции; V —четвертая коррекция после аварии для обеспечения оптималь- в атмосферу; VI — отделение двигательного отсека; VII — отделение лунной кабины; VIII—вход отсека экипажа в ат- мосферу
поскольку в Индийском океане не было поисково-спасательных
средств США1. Кроме того, полет по этой траектории продолжался
бы сравнительно долго, что при ограниченных ресурсах было опас-
но. Поэтому было принято решение провести еще одну коррекцию,
чтобы обеспечить посадку на 9 час раньше и не в Индийском океа-
не, а в Тихом, ближе к штатному месту посадки (см. рис. 188, по-
зиция /). Первоначально предполагали провести эту коррекцию в
момент прохождения корабля на минимальном расстоянии от Лу-
ны, но потом решили отсрочить ее до возобновления связи с кораб-
лем, после того как он, облетев Луну, направится к Земле. Изучал
ся также вариант, предусматривающий проведение после облета
Луны коррекции, обеспечивающей возвращение на Землю по отно-
сительно более жесткой траектории с посадкой не в Тихом океане,
а в южной части Атлантического океана, примерно на 11 час рань-
ше (см. рис. 188, позиция 2). Но от этого варианта отказались, так
как пришлось бы израсходовать почти весь запас топлива на по-
садочной ступени лунной кабины, и его не осталось бы для после-
дующих коррекций, которые могли потребоваться [516].
Рис. 188. Возможные места приводнения отсека экипажа корабля «Апол-
лон XIII»
1 — в случае расчетного импульса при второй коррекции после аварии (приводнение в Ти-
хом океане 17 апреля в 18 час 07 мин); 2 — в случае перевода при второй коррекции на
весьма жесткую траекторию (приводнение в Атлантическом океане 17 апреля примерно в
07 час); 3~в случае отказа от второй коррекции или ее непрохождения (приводнение в
Индийском океане 18 апреля в 03 час 12 мин)
Все коррекции решили проводить с
дочной ступени. Он рассчитан только на
помощью двигателя поса-
одно длительное включе-
1 Еще до полета было предусмотрено, что для спасения космонавтов ко-
рабля «Аполлон XIII» выделяется 5 кораблей и 47 самолетов с общей числен-
ностью экипажей 4897 человек только в Тихом океане и северной части Атлан-
тического океана [507].
448
ние, и тот факт, что с его помощью удалось провести в общей
сложности три коррекции, показывает высокую надежность двига-
теля. Если бы этот двигатель отказал, то в принципе оставалась
возможность сбросить посадочную ступень и произвести коррекцию
с помощью двцгателя взлетной ступени. Однако и этот двигатель
рассчитан только на одно длительное включение, не говоря уже о
том, что в случае сбрасывания посадочной ступени, космонавты ли-
шались большей части ресурсов лунной кабины. На самый край-
ний случай оставалась возможность воспользоваться маршевым
двигателем, что было одной из причин отказа от отделения двига-
тельного отсека вплоть до сближения с Землей. Однако включение
маршевого двигателя было очень опасным: в результате взрыва
кислородного бачка двигатель мог пострадать [514, 520].
В 00 час 21 мин 15 апреля корабль зашел за Луну, в 00 час
30 мин прошел на минимальном расстоянии от нее ( — 250 км) и
в 00 час 46 мин вышел из-за Луны и восстановил связь с Землей.
В 02 час 41 мин была произведена вторая коррекция после аварии
(см. рис. 187, позиция III). Двигатель посадочной ступени прора-
ботал 5 сек на 10% полной тяги, 21 сек на 40% полной тяги и
234 сек на полной тяге, обеспечив общее приращение скорости
265 м!сек. Первоначально было объявлено, что в результате этой
коррекции удалось обеспечить возвращение корабля на Землю с
приводнением 17 апреля в 18 час 07 мин в точке с координатами
21°40' ю. ш. и 165°23' з. д., но позже выяснилось, что без дополни-
тельной коррекции корабль пройдет на расстоянии 165 км от Зем-
ли и выйдет на второй виток эллиптической геоцентрической орби-
ты с апогеем в несколько сот тысяч километров. Пока корабль,
двигаясь по этой орбите, снова сблизится с Землей, космонавты
погибнут. Дополнительная коррекция (третья коррекция после ава-
рии) была назначена на 16 апреля в период с 04 час 30 мин до
07 час 30 мин [514, 523, 533].
Вертолетоносец «Иводзима», выделенный для спасения космо-
навтов корабля «Аполлон XIII», отправился в новый расчетный
район посадки [542, 544].
Ряд стран, в том числе Советский Союз, Англия и Франция
выделили корабли для спасения космонавтов в случае посадки в
районах, где не было средств ПСК США. Английские корабли
вышли в район о. Мадагаскар, французские были приведены в го-
товность на случай посадки в Атлантическом океане. Одно время
опасались, что в новом расчетном районе посадки в Тихом океане
будут неблагоприятные метеорологические условия из-за циклона
Элен, однако он прошел стороной [509—511, 518].
В 05 час 30 мин 15 апреля парциальное давление углекислого
газа в атмосфере корабля достигло опасного уровня 15 мм рт. ст.
Это произошло потому, что патроны поглотителя (гидроокись ли-
тия) в системе жизнеобеспечения лунной кабины не были рассчи-
таны на столь длительную работу, тем более при наличии трех, а
не двух космонавтов. Необходимо было подключить, поглотители
в отсеке экипажа, не включая при этом вентиляторов в отсеке,
449
чтобы не расходовать ресурса химических батарей. После тщатель-
ной отработки на Земле космонавтам был предложен следующий
способ. От вентиляторов в лунной кабине протягивается шланг
ко входу поглотителя в отсеке экипажа, а второй шланг протягива-
ется от выхода поглотителя в лунную кабину. Используются шлан-
ги, отсоединенные от скафандров. Крепятся они к поглотителю с
помощью пластмассовых мешочков из под пищи и липкой ленты.
Этот способ был реализован (рис. 189, 190). В результате удалось
быстро снизить парциальное давление углекислого газа до
4,6 мм рт. ст., а в дальнейшем и до более низкого уровня [516,518].
15 апреля в 23 час 10 мин температурный датчик одной из хи-
мических батарей лунной кабины послал аварийный сигнал, указы-
вающий на перегрев батареи. Срочно проведенное на Земле моде-
лирование с использованием одного из образцов лунной кабины
(LM-9) показало, что неисправен датчик, а батарея работает нор-
мально [515, 543].
Значительно ухудшилась связь с кораблем: истекающий газ
закручивал корабль и затруднял наведение остронаправленной ан-
тенны на Землю. По просьбе NASA был задействован радиотеле-
скоп в Парксе (Австралия).
Для экономии электроэнергии нагреватели не включались, и
температура в отсеке экипажа, по данным телеметрии, упала до
11°С, а в лунной кабине до 15,6°С. Космонавты передали, что тем-
пература в отсеке экипажа упала до 2—4°С, однако, позже выяс-
нилось, что при оценке температуры они полагались на свои ощу-
щения, а не на показания приборов. Бортовое оборудование в каби-
не отсека экипажа при испытаниях в процессе изготовления кораб-
ля успешно работало при —30°С. Падение температуры объясня-
лось, в частности, и тем, что корабль не удавалось ввести в штат-
ный режим закрутки с заданной скоростью вращения и при опре-
деленном положении оси вращения относительно Солнца, что долж-
но было обеспечивать равномерный нагрев Солнцем всех участков
корпуса.
Сон космонавтов был беспокойным. Первоначально решили,
что космонавты будут спать по очереди, но позже график сбился
[514, 523]. Вначале космонавты отдыхали в отсеке экипажа, при-
чем были вынуждены из-за холода надевать второй комплект на-
тельного белья, а Ловелл даже спал в ботинках, которые должны
были использоваться при выходе на Луну. Однако скафандров кос-
монавты не надевали даже на участке спуска на Землю, хотя рас-
сматривался вопрос о том, что, если температура в корабле снизит-
ся еще больше, то космонавтам, возможно, придется надеть ска-
фандры. Позже в отсеке экипажа стало настолько холодно, что все
три космонавта находились все время (и в период отдыха) в лун-
ной кабине). Теснота в кабине заставила Хейса один из периодов
отдыха провести в туннеле-лазе лунной кабины. Отсек экипажа
космонавты стали в шутку называть не «Одиссея», а «холодиль-
ник» [510, 541, 544].
450
Рис. 189. Космонавты крепят шланг к поглотителю
Рис. 190. Поглотитель с при-
крепленным к нему шлангом
451
Незадолго до расчетного времени проведения третьей коррек-
ции после аварии давление в одном из баллонов с гелием (в том
баллоне, где еще во время предстартовой подготовки была заре-
гистрирована нерасчетная скорость повышения давления) достиг-
ло такой величины, что сработал предохранительный клапан. Ко-
рабль стало- закручивать (до 0,5 об!мин), что весьма затрудняло
стабилизацию в период коррекции. Несмотря на истечение гелия,
оставшийся запас его был еще достаточным для обеспечения вы-
теснения топлива в двигатель посадочной ступени при предстоя-
щей третьей коррекции. Коррекцию, запланированную на период
с 04 час 30 мин до 07 час 30 мин 16 апреля решили провести в са-
мом начале этого периода. Коррекция (см. рис. 187, позиция IV)
была осуществлена в 04 час 32 мин. В период работы двигателя
корабль должен быть очень точно стабилизирован, поэтому космо-
навтам приказали занять точно те же места, как при предыдущей
коррекции. Двигатель посадочной ступени лунной кабины прорабо-
тал 4,7 сек и снизил скорость корабля на 2,3 м/сек, затем с помо-
щью двигателей системы ориентации лунной кабины была произ-
ведена «доводка» на ~0,1 м!сек. Эта коррекция должна была
обеспечить вход в атмосферу Земли под требуемым углом. Траек-
торные измерения показали, что угол входа (6,05°) находился в до-
пустимых пределах (от 5,8 до 7,3°), но не был оптимальным
(6,25—6,75°). Чтобы обеспечить оптимальный угол входа 17 апре-
ля в 12 час 53 мин, когда корабль находился на расстоянии
71 тыс. км от Земли, была проведена четвертая и последняя кор-
рекция после аварии (рис. 187, позиция V). Для этой коррекции
использовали уже не двигатель посадочной ступени, а двигатели
системы ориентации лунной кабины, которые проработали 23 сек.
Скорость корабля была уменьшена на 1,5 м!сек. Проведенные пос-
ле коррекции траекторные измерения показали, что отсек экипажа
должен приводниться *17 апреля в 18 час 07 мин в точке с коорди-
натами 21°39' ю. ш. и 165°23' з. д.
Только при одной из четырех коррекций, произведенных пос-
ле аварии, использовалась основная система наведения лунной ка-
бины, при остальных трех — аварийная система, которая потребля-
ет на 45% меньше электроэнергии [507, 510, 512, 518, 523, 542,
543,544].
Следующей ответственной операцией было отделение двига-
тельного отсека. Космонавтам предложили перед этой операцией
принять таблетки стимулирующего средства. Хотя этот отсек во
время полета после аварии совершенно не использовался, его ре-
шили по-возможности дольше не отделять, на тот случай, если все
таки придется воспользоваться маршевым двигателем, а также
чтобы не усложнять стабилизацию и терморегулирование1 корабля,
который остался бы в нерасчетной конфигурации (отсек экипажа +
1 Опасались, в частности, что длительное воздействие условий космическо-
го полета на не прикрытый двигательным отсеком теплозащитный экран на дни-
ще отсека экипажа может понизить эффективность экрана при входе в атмос-
феру [514].
452
лунная кабина). Двигательный отсек отделили 17 апреля в 13 час
15 мин (см. рис. .187, позиция VI), то есть всего за 5 час до расчет-
ного момента приводнения отсека экипажа. Во время этого манев-
ра Суиджерт находился в отсеке экипажа, куда перешел в 11 ча(с
10 мин, чтобы произвести необходимую подготовку. Опасались, что
при взрыве кислородного бачка могли быть повреждены пиротех-
нические устройства, обеспечивающие разрыв связей между двига-
тельным отсеком и отсеком экипажа, однако эти устройства срабо-
тали нормально. Определенную трудность представляло обеспече-
ние увода корабля (отсек экипажа + лунная кабина) на безопасное
расстояние от отделившегося двигательного отсека. Обычно уво-
дится двигательный отсек с помощью его вспомогательных двига-
телей, однако на этот раз никаким оборудованием двигательного
отсека воспользоваться было нельзя. Была разработана следую-
щая процедура1. Корабль разворачивается так, чтобы его продоль-
ная ось составляла угол 45° с вектором скорости. После такого
разворота двигатели системы ориентации лунной кабины дают им-
пульс (0,15 м/сек) по оси корабля, и он начинает двигаться вперед
двигательным отсеком/ В этот момент подрываются пиротехничес-
кие устройства, и одновременно с помощью двигателей системы
ориентаций кораблю (отсек экипажа + лунная кабина) дается им-
пульс (0,15 м/сек) по оси, но в противоположном направлении, в
то время как отделившийся двигательный отсек, продолжает дви-
жение в первоначальном направлении [505, 510, 512, 514, 518,
523, 541].
После увода корабля от двигательного отсека на безопасное
расстояние космонавты сфотографировали отсек (рис. 191, 192),
с тем чтобы попытаться получить представление о характере и мас-
штабах повреждения отсека. Оказалась вырванной целая панель
корпуса (длина 3,9 м> ширина 1,68 м). Кислородные бачки видны
не $ыли. Йо докладу космонавтов, им показалось, что повреждено
и сопло маршевого двигателя. У остронаправленной антенны висе-
ло «хаотическое нагромождение поврежденного оборудования».
После отделения двигательного отсека корабль свыше трех ча-
сов совершал полет в нерасчетной конфигурации «отсек экипажа+
+ лунная кабина», в отношении которой были опасения, что она
может оказаться неустойчивой, поскольку никаких испытаний по-
добной конфигурации не производилось, и данных об ее устойчиво-
сти не было. Однако затруднений со стабилизацией не возникло
[518, 523].
Перед отделением лунной кабины ее батареи были использова-
ны для подзарядки той химической батареи отсека экипажа, ресурс
которой был частично израсходован. В 16 час 27 мин все три кос-
монавта перешли в отсек экипажа. Они взяли с собой шесть пласт-
массовых емкостей с питьевой водой, которая могла понадобиться
в случае посадки в нерасчетном районе [515, 544].
1 Эта процедура, как и все прочие, насколько это было возможно, отра-
батывалась на наземных моделирующих устройствах, прежде чем передавалась
в качестве инструкции на борт [512].
453
Рис. 191. Отделившийся двига-
тельный отсек, сфотографирован-
ный космонавтами корабля «Апол-
лон XIII» (вид со стороны мар-
шевого двигателя)
Рис. 192. Отделившийся двигательный отсек,
сфотографированный космонавтами корабля
«Аполлон ХПЬ (вид со стороны отделения IV)
1 — гаргрот; 2 — батареи топливных элементов; 3 — мес-
то кислородного бачка № 2; 4 — «хаотическая» масса
поврежденного оборудования; 5 — остронаправленная ан-
тенна
454
Лунная кабина была отделена в 16 час 30 мин (рис. 187, пози-
ция VII), примерно за полтора часа до расчетного момента при-
воднения. При этом, как и при отделении двигательного отсека, ко-
рабль был предварительно развернут так, чтобы продольная ось
составляла угол ~45° с вектором скорости. Чтобы создать импульс
для увода отсека экипажа и лунной кабины на безопасное рассто-
яние друг от друга, использовалось давление кислорода
(0,21 кг/см2), намеренно нестравленного из переходных туннелей-
лазов. Относительная скорость при таком разделении составила
~0,6 м!сек, что позволяло не затрачивать ресурсов отсека экипа-
жа. Вес лунной кабины в момент разделения составлял 11,4 т, вес
отсека экипажа 5,5 т. В лунной кабине оставалось 19,5 кг воды и
14,3 кг кислорода. Лунная кабина, также как и двигательный от-
сек, после отделения была сфотографирована космонавтами [510,
514, 516, 518, 520, 523, 542].
Слежение наземных средств за отделившейся лунной кабиной
продолжалось до 17 час 40 мин, то есть почти до момента входа от-
сека экипажа в атмосферу. На корпусе лунной кабины была
смонтирована капсула с радиоизотопом для энергетической уста-
новки SNAP-27, которую предполагалось установить на поверхно-
сти Луны. По данным* траекторных измерений, капсула вместе с
лунной кабиной или отдельно от нее, если та разрушилась пр,и вхо-
де в атмосферу, упала в квадрате, ограниченном координатами:
24°47' ю. ш., 25°12' ю. ш., 172°72' з. д. и 176°08' з. д. Глубина океа-
на в этом районе 4,2—5,5 км. Никаких крупных островов нет. Поз-
же в этот район были высланы самолеты для взятия проб воздуха
на радиоактивность. По заявлению специалистов NASA, разруше-
ние капсулы и освобождение радиоизотопа, способного вызвать
радиоактивное заражение, исключено. Капсула выдерживала на-
грев до 2800°С и не разрушалась во время испытаний при ударе о
гранитную преграду со скоростью до 90 м)сек [502, 539, 543].
Расчеты показывали, что отсек экипажа должен войти в ат-
мосферу (рис. 187, позиция VIII) со скоростью 11037 м!сек, а мак-
симальные перегрузки при торможении в атмосфере должны были
составить 5,14. Опасались, что при аварии был поврежден теплоза-
щитный экран на днище отсека экипажа, однако, в дальнейшем
стало ясно,* что он невредим. Отсек экипажа вошел в атмосферу в
17 час 53 мин 46 сек. Пропадание сигнала длилось 3 мин 14 сек.
В 18 час 02 мин раскрылись тормозные парашюты, а в 18 час
07 мин отсек экипажа приводнился в точке с координатами
21°39' ю. ш. и 165°23' з. д. в 7,4 км от вертолетоносца «Иводзима»
и всего в 0,7 км от расчетной точки. Полет корабля продолжался
142 час 54 мин. Солнце в районе приводнения взошло в 17 час
12 мин по Гринвичу, так что все операции по спасению космонав-
тов проходили в светлое время.
На период посадки корабля во избежание радиопомех ряд
стран, в том числе СССР, Англия и Франция, объявили радиомол-
чание на тех частотах, которые используются для связи с отсеком
экипажа [512].
455
Отсек экипажа установился наплаву сразу в расчетном поло-
жении (днищем вниз). Приводнение корабля и операции по спа-
сению космонавтов демонстрировались по телевидению, причем
удалось показать спуск отсека на парашютах. В 18 час 17 мин к
отсеку экипажа был сброшен первый водолаз, в 18 час 33 мин от-
крыт люк, в 18 час 43 мин последний космонавт поднят на борт
вертолета № 66, который в 18 час 53 мин доставил экипаж корабля
«Аполлон XIII» на вертолетоносец «Иводзима». Несколько позже
на борт вертолетоносца был поднят отсек экипажа [505, 512, 514,
518, 519, 523, 544].
Медицинский осмотр космонавтов, произведенный сразу же
после доставки на вертолетоносец, показал, что Ловелл и Суид-
жерт здоровы, а у Хейса, по-видимому, из-за переохлаждения,
наблюдаются урологические растройства и повышенная температу-
ра (38,ГС), однако его состояние не внушало опасений. Все кос-
монавты были очень утомлены. Они потеряли в весе 2,3—4,5 кг
[512,543,544].
На следующие сутки космонавты были доставлены вертолетом
в Паго-Паго (о-ва Самоа), а оттуда самолетом в Гонолулу (Гавай-
ские о-ва), где несколько дней находились на отдыхе перед отбыти-
ем в Хьюстон. Президент Никсон соверрил полет в Гонолулу, где
вручил космонавтам «Медаль свободы» — высшую гражданскую
награду США. Такая же медаль была вручена Президентом в
Хьюстоне наземным службам, обеспечивавшим полет корабля
«Аполлон XIII» [512, 513].
НЕКОТОРЫЕ ИТОГИ ПОЛЕТА
Полет космического корабля «Аполлон XIII»—первый ава-
рийный пилотируемый полет в рамках программы «Аполлон». Ни
одна из задач полета третьей лунной экспедиции выполнена не бы-
ла, за исключением организации падения на Луну последней сту-
пени ракеты-носителя «Сатурн V».
Непосредственно после возвращения на Землю космонавтов
корабля «Аполлон XIII» американский журнал Aviation Week в
редакционной статье писал: «Даже если в результате расследова-
ния причины аварии выявятся органические конструкционные де-
фекты или технологические и производственные дефекты, это будет
закономерным явлением, характерным для развития авиакосмичес-
кой промышленности. В конечном счете создадут лучший космичес-
кий корабль, подобно тому как в результате расследования при-
чин авиационных катастроф создаются более надежные самолеты.
К неизбежным требованиям прекратить космические полеты сле-
дует отнестись так же как к требованиям прекратить полеты са-
молетов после очередной аварии. Полет корабля «Аполлон XIII»
продемонстрировал трудности и опасности космического полета и
этим сделал еще более весомыми успешные полеты кораблей
«Аполлон XI» и «Аполлон XII» [514].
/
456
Обеспечение благополучного возвращения космонавтов на
Землю после такой серьезной аварии американские специалисты
расценивают как крупный успех, продемонстрировавший широкие
технические возможности кораблей «Аполлон», эффективность на-
земных служб* в аварийной ситуации, высокую квалификацию и
мужество космонавтов. В уже упоминавшейся редакционной статье
журнала Aviation Week говорится, что полет корабля «Апол-
лон XIII» показал необходимость комплектования экипажей пило-
тируемых кораблей из опытных летчиков-испытателей. «Целесооб-
разней обучить опытного летчика-испытателя научным дисципли-
нам, чем ученого—управлению летательным аппаратом» [504,506].
В связи с необходимостью модификации кораблей «Аполлон»
с учетом опыта, полученного при полете корабля «Аполлон XIII»,
запуск очередного корабля «Аполлон XIV» был отложен с 1 октяб-
ря на 3 декабря 1970 г., а затем на 31 января 1971 г.
Корабль «Аполлон» было необходимо модифицировать, чтобы
предотвратить повторение подобной аварии и увеличить бортовые
ресурсы на случай необходимости аварийного возвращения (под-
робнее об этом см. стр. 47). В модификации нуждалась также
вторая ступень ракеты-носителя, чтобы предотвратить возникнове-
ние продольных колебаний в магистрали окислителя (см. стр. 159,
163). Кроме того, после заражения одного космонавта крдснухой и
вызванной этим необходимости замены члена основного экипажа
дублером было решено сделать значительно более строгими усло-
вия частичного карантина космонавтов перед полетом (см. стр. 203).
РЕЗУЛЬТАТЫ РАССЛЕДОВАНИЯ ПРИЧИН АВАРИИ
Почти немедленно после аварии на корабле «Аполлон XIII»
установили, что причиной ее был взрыв кислородного бачка № 2 в
двигательном отсеке. Кислород в бачке находится в кипящем сос-
тоянии, диапазон рабочих температур от —184 до +27°С. Регули-
рование температуры и, следовательно, давления обеспечивают на-
греватели в бачке. В случае превышения максимальной допусти-
мой температуры 27°С специальные предохранительные устройст-
ва (термостаты) должны размыкать контакты и этим выключать
нагреватели. Для того, чтобы нагрев происходил равномерно, в
бачке установлены два вентилятора, перемешивающие кислород.
Предохранительные клапаны обеспечивают выпуск кислорода в
том случае, если давление в бачке превысит определенный уровень
[506, 507, 523, 525].
Для расследования причин аварии корабля «Аполлон XIII»
директором NASA была назначена комиссия во главе с Эдгарогл
Кортрайтом, директором Научно-исследовательского центра Ланг-
ли. В состав комиссии вошли: космонавт Нейл Армстронг, помощ-
ник директора NASA Роберт Олнат, помощник заместителя дирек-
тора NASA Винсент Джонсон, директор Научно-исследовательско-
го центра Годдарда Джон Кларк, директор Научно-исследователь-
ского центра Эймса Ганс Марк, представитель от ВВС бригадный
генерал Уолтер Хедрик, директор Управления по ядерным двигате-
457
лям для космоса Милтон Клейн. Комиссия привлекла к работам
примерно 300 специалистов NASA и промышленных фирм [517,
532].
Были изучены документы, отражающие этапы проектирования,
изготовления и испытаний взорвавшегося кислородного бачка, а
также поступившая с борта телеметрическая информация и докла-
ды космонавтов корабля «Аполлон XIII»; проведены многочислен-
ные испытания с имитацией условий, которые могли привести к
аварии [532, 535].
Комиссия, представившая свой доклад руководству NASA .
16 июня 1970 г., вскрыла «необычайное сочетание ошибок в комби-
нации с непростительными конструкционными дефектами».
По заключению комиссии, к аварии привела такая последова-
тельность событий.
В 1962 г. фирма North American Aviation (ныне North American
Rockwell), головная по основному блоку корабля «Аполлон»,
привлекла по субконтракту для изготовления кислородных бачков
в двигательном отсеке фирму Beech Aircraft и выдала ей техниче-
ское задание, которое, в частности, предусматривало использова-
ние в нагревателе постоянного тока напряжением 28 в, как и в
остальном оборудовании корабля. В 1965 г. техническое задание
было несколько изменено, в частности, для нагревателей в бачках
предусмотрели ток напряжением 65 в, чтобы обеспечить более
быстрое создание начального давления в бачке в ходе предстарто-
вой подготовки на мысе Кеннеди (напряжение 65 в является стан-
дартным для наземного оборудования на мысе Кеннеди). При этом,
однако, модификацию термостатов на 65 в не предусмотрели. Это
несоответствие не было замечено ни специалистами NASA, ни спе-
циалистами фирм North American Rockwell и Beech Aircraft.
Проводившиеся испытания не могли выявить этого несоответствия,
поскольку не предусматривали замыкания и размыкания контак-
тов термостатов под нагрузкой, что является серьезным упущением
тех, кто планировал испытания. При предстартовой подготовке
предыдущих кораблей «Аполлон» это несоответствие также не вы-
явилось, поскольку во всех случаях контакты термостатов были
замкнуты и без повреждений пропускали ток напряжением 65 в.
В октябре 1968 г. кислородный бачок № 2 для двигательного
отсека корабля «Аполлон XIII» на заводе фирмы North American
Rockwell в Дауни уронили с небольшой высоты (~5 см) и пр,и
этом, по-видимому, произошло повреждение продувочного штуце-
ра. Этот факт не был доведен до сведения лиц, ответственных за
предстартовую подготовку.
27 марта 1970 г., за две недели до старта корабля «Апол-
лон XIII», во время репетиции запуска, в бачки был залит жидкий
кислород. По окончании репетиции жидкий кислород должен быть
вытеснен из бачков, для чего через продувочный штуцер подается
сжатый газ. В бачке № 2, вследствие повреждения продувочного
458
штуцера, вытеснить кислород не удалось. Тогда решили включить
нагреватели в бачке, с тем чтобы газифицировать кислород, а газ
стравить из бачка. К нагревателям был подведен ток напряжением
65 в. По достижении температуры 27°С контакты термостатов на-
чали размыкаться, и в этот момент между ними возникла электри-
ческая дуга, которая вызвала сварку контактов, замкнув их. Тер-
мостаты перестали выполнять свою роль, и температура в бачке
пррдолжала повышаться, о чем операторы не подозревали, превы-
сила 550°С и произошло отслоение изоляции на проводах, ведущих
к моторам вентиляторов. Проведенные эксперименты показали, что
изоляция отслаивается, если в бачке в течение часа была темпера-
тура 400°С. В принципе неисправность термостатов можно было бы
обнаружить, хотя и косвенным образом, по индикаторам, контро-
лирующим работу нагревателей. Но это сделано не было.
14 апреля 1970 г., на третьи сутки полета корабля «Апол-
лон XIII» при включении вентиляторов произошло короткое замы-
кание оголенных проводов, от искры в кислородной атмосфере
произошло возгорание тефлоновой изоляции. Пламя по изоляции
достигло головки бачка, где в него входит жгут проводов. Загоре-
лась изоляция этих проводов, и в результате было выжжено отвер-
стие, куда устремился кислород, находящийся под высоким давле-
нием. Газ сорвал панель отделения / V и повредил кислородный ба-
чок № 1.
Наличие в бачке большого количества материалов, способных
гореть в кислородной атмосфере, по мнению комиссии, указывает
на то, что во время общего пересмотра конструкции и оборудова-
ния корабля «Аполлон» после гибели трех космонавтов вследствие
пожара в кислородной атмосфере, безответственно отнеслись к воз-
можности подобного пожара в кислородных бачках двигательного
отсека.
В докладе комиссии содержались следующие рекомендации:
1. Центр MSC должен заново проанализировать все бортовые
системы, а также организационную процедуру, чтобы обеспечить
необходимый контроль на этапе разработки и изготовления.
2. NASA должно заново проанализировать все системы стар-
тового комплекса, ракеты-носителя и космического корабля, где
используется жидкий кислород или какой-либо другой сильный
окислитель.
3. Необходимо исключить возможность контакта с кислородом
всех электрических цепей и негерметизированных электромоторов,
в которых может произойти короткое замыкание, способное вы-
звать пожар.
4. Следует свести до минимума использование таких материа-
лов, как тефлон и алюминий, там, где они могут иметь контакт с
жидким кислородом, поскольку эти материалы способны гореть в
кислородной атмосфере.
5. Требуется модифицировать системы хранения жидкого кис-
лорода с учетом эксплуатационных требований.
459
6. Необходимо улучшить систему аварийной сигнализации на
борту кораблей «Аполлон» и в Центре управления МСС.
7. Следует пересмотреть запасы расходуемых материалов и
аварийное оборудование в отсеке экипажа и лунной кабине, с тем
чтобы расширить возможности использования этих отсеков кораб-
ля в качестве «спасательных шлюпок» при аварийной ситуации.
8. Требуется продолжить испытания, с тем чтобы более глубо-
ко и детально уяснить причины аварии корабля «Аполлон XIII».
9. Необходимо строго регистрировать все отклонения, обнару-
женные при изготовлении и испытаниях критических систем, с тем
чтобы учитывать их в случае возникновения неполадок в ходе пред-
стартовой подготовки.
10. Следует провести дополнительные исследования совмести-
мости материалов, механизма их возгорания и горения в присутст-
вии сильных окислителей при различных уровнях силы тяжести.
В заключение в докладе говорится: «Важно, однако, рассмат-
ривать содержащуюся в докладе критику в более широком контек-
сте. Корабль «Аполлон» не лишен недостатков, но это единствен-
ная система такого типа, когда-либо созданная и успешно проявив-
шая себя. Корабли «Аполлон» пять раз летали к Луне и дважды
высаживали экспедиции. Взорвавшийся бачок, конструкция кото-
рого критикуется в докладе, является одним из большой серри, ко-
торая имеет на своем счету тысячи часов успешной работы в кос-
мосе до полета корабля «Аполлон XIII». Хотя коллективы конст-
рукторов, инженеров и техников, которые создали и эксплуатируют
корабли «Аполлон», тоже имеют недостатки, но достижения их го-
ворят сами за себя» [535, 545].
Согласно заявлению Кортрайта, председателя комиссии по
расследованию причин аварии космического корабля «Апол-
лон XIII», общие затраты на расследование, длившееся семь не-
дель, составили ~1,2 млн. долл. Примерно 1 млн. долл, израсходо-
вали на проведение различных испытаний на заводах фирм-изгото-
вителей и в научно-исследовательских центрах NASA, а
0,2 млн. долл, составили организационные расходы самой Комис-
сии.
Затраты на модификацию корабля «Аполлон XIV» с целью
предотвращения повторения такой же аварии, как на корабле
«Аполлон XIII», составили 15 млн. долл. [553, 554]. О проведен-
ной модификации см. стр. 47.
КОСМИЧЕСКИЙ КОРАБЛЬ «АПОЛЛОН XIV»
Полет космического корабля «Аполлон XIV» проходил с
31 января по 9 февраля 1971 г. Экипаж корабля: Алан Шепард
(командир), Стюарт Руса (пилот основного блока) и Эдгар Мит-
челл (пилот лунной кабины). Корабль включал в себя основной
блок (образец ПО) и лунную кабину (образец LM-8). Для основ-
ного блока космонавты выбрали позывной «Китти Хок» (место,
где совершили свой первый полет на самолете братья Райт), для
лунной кабины — «Антарес» (звезда в созвездии Скорпиона, кото-
рую космонавты должны были наблюдать во время посадки на
Луну). Вес корабля 44,5 т (отсек экипажа 5,8 т, двигательный от-
сек 23,4 т, лунная кабина 15,3 т). Для запуска использовалась ра-
кета-носитель «Сатурн V» AS-509. Цель полета, последнего на эта-
пе Н, — высадка на Луне с проведением исследований по несколько
более широкой программе, чем при полете корабля «Апол-
лон XII»—первого на этапе Н [718, 728].
Программа полета корабля «Аполлон XIV» была выполнена
полностью.
ЗАДАЧИ ПОЛЕТА
Основными задачами полета космического корабля «Апол-
лон XIV» являлись:
1. Посадка на Луну примерно в 50 км к северу от кратера
Фра Мауро (см. рис. 1). Селенографические координаты центра
расчетного района посадки 3°40'19" ю. ш. и 17°27'46" з. д. [682].
До аварийного полета корабля «Аполлон XIII», который дол-
жен был доставить экспедицию в район кратера Фра Мауро
(3°40' ю. ш. и 17°27' з. д.), планировалось, что корабль «Апол-
лон XIV» доставит экспедицию в район кратера Литтров. Однако
после аварии корабля «Аполлон XIII» было принято решение по-
слать экспедицию на корабле «Аполлон XIV» не в район кратера
Литтров, а в район кратера Фра Мауро, который представляет
большой научный интерес [672, 697, 748].
461
Район кратера Фра Мауро материковый. Первая и вторая лун-
ные экспедиции на кораблях «Аполлон XI» и «Аполлон XII» совер-
шили посадки в морских районах (Море Спокойствия и Океан
Бурь). Сравнение результатов исследований в морских и материко-
вых районах очень важно. Кроме того, район кратера Фра Мауро
представляет особый интерес: в нем предполагали найти древние
породы, выброшенные с глубины до ~150 км при возникновении
Моря Дождей, которое считают самым крупным различимым обра-
зованием ударного происхождения на Луне. Хотя эти древние по-
роды скрыты под более молодыми, при падении метеоритов они
выбрасываются на поверхность. Участок, выбранный для высадки
экспедиции на корабле «Аполлон XIV» находится вблизи молодого
кратера Коун метеоритного происхождения глубиной 45 м с попе-
речником 300 м [693]. На снимках, сделанных с селеноцентричес-
кой орбиты, видны камни поперечником несколько метров на краю
этого кратера, которые считают первичными породами Моря Дож-
дей. Рельеф в районе посадки характеризуется грядами холмов вы-
сотой несколько сот футов и долинами неправильной формы между
ними. Интерес к району кратера Фра Мауро возрос еще больше
после того, как было обнаружено, что в этом районе регулярно
возникают сейсмические колебания при прохождении Луной пери-
гея. Эти колебания зарегистрировал сейсмометр, установленный
в ноябре 1969 г. космонавтами корабля «Аполлон XII» в Океане
Бурь примерно в 200 км от кратера Фра Мауро [682, 747].
2. Отработка техники посадки лунной кабины в пересеченном
материковом районе Луны.
3. Установка на Луне комплекта приборов ALSEP № 3,
(рис. 193), в который входят сейсмометр (или «пассивный сейсмо-
метр»), геофоны («активные сейсмометры»), пусковые устройства
с гранатами, детектор ионов, ионизационный манометр и прибор
для регистрации заряженных частиц. Предусматривалась также
установка на Луне двух приборов, не входящих в этот комплект:
ловушки ядер атомов инертных газов в солнечном ветре и отража-
теля лазерного излучения. Сейсмометр должен регистрировать
сейсмические колебания естественного происхождения, а также
колебания, вызванные падением на Луну использованной взлетной
ступени лунной кабины корабля «Аполлон XIV»L Геофоны долж-
ны регистрировать сейсмические колебания, вызванные подрыва-
ми пиротехнических зарядов, а также взрывами гранат. Пиротех-
нические заряды подрывает один из космонавтов с помощью спе-
циального ударника. Запуск гранат планировали произвести по
командам с Земли через 3—6 мес. после отлета космонавтов. По
расчетам, эксперимент с ударником должен обеспечить зондиро-
вание до глубины ~25 м, эксперимент с гранатами — до глубины
~450 м, где вне действия солнечных лучей могут оказаться слои
льда [693—695, 746—748].
1 Падение взлетной ступени должен регистрировать также сейсмометр,
установленный в Океане Бурь космонавтами корабля «Аполлон XII» в ноябре
1969 г.
462
Рис. 193. Расчетное размещение приборов комплекта ALSEP № 3 на Луне (масштабы не выдержаны)
/ — лунная кабина; // — радиоизотопная энергетическая установка S/VAP-27; /// — блок телеметрической аппаратуры: /V—де-
тектор ионов; V — ионизационный манометр: VI— детектор заряженных частиц; VII— сейсмометр («пассивный сейсмометр»):
VIII — пусковые устройства с гранатами; IX — граната; —отражатель лазерного излучения; XI —ударник (а—в сложенном
состоянии; б—в рабочем состоянии); XII — геофоны («активные сейсмометры»)
/ — торцовая пластина: 2— герметизирующее уплотнение; 3— блок термопар; 4 — ребра радиатора; 5—монтажный узел; 6—кор-
пус (холодная стенка); 7 — радиоактивный элемент; 8 — корпус (горячая стенка); 9 — спиральная антенна; 10 — солнцезащит-
ный козырек; //— детектор пыли; 12 — солнцезащитный экран; 13 — корпус; 14 — переключатели; 15 —разъемы; 16 — тепловой
радиатор; 17 — тепловой отражатель; 18 — солнцезащитный козырек; 19 — монтажные узлы; 20—механизм наведения антен-
ны; 21 — передатчик; 22 — заряд ВВ; 23 — предохранитель; 24 — детонатор; 25 — РДТТ; 26—антенна; 27 — воспламенительное уст-
ройство; 28 — блок электронного оборудования; 29 — разъем; 30— кабель к блоку III; 31 — селекторный переключатель;
32 — спусковой механизм
Рис 194. Тележка МЕТ
/ — стереоскопическая камера; 2 — сумка для образцов; 3 — кассеты с пленкой для фотокамеры 4;
4 — фотокамера Hasselblad', 5 — кассеты с пленкой для кинокамеры Maurer, 6 — блоки SESC (рас-
шифровка и назначение не указываются); 7 — сумки для образцов; 8 — блок электронного обору-
дования магнитомера; 9 — катушка с плоским кабелем; 10 — контейнер для катушки 9; 11 — кон-
тейнер для магнитометра; 12 — магнитометр и штатив; 13 — совок для рытья траншей
463
4. Сбор образцов лунных пород. Космонавты должны собрать
аварийный, основной и документированный комплекты образцов.
В частности, они должны подняться на склон кратера Коун и отко-
лоть образцы от крупных камней на краю кратера. Предусматри-
вается, кроме того, взятие проб с глубины до 1,2 м, а также рытье
траншей (длина 1,2 м, глубина 0,6 м) для изучения стратификации
[682, 694].
5. Исследование локальных магнитных полей с пЬмощью пор-
тативного магнитометра, перевозимого вместе с другим оборудова-
нием на тележке МЕТ (рис. 194).
6. Фотографирование и киносъемка во время выходов на по-
верхность Луны. В частности, предусматривалось фотографирова-
ние кратера Коун, после того как космонавты поднимутся на его
край. Киносъемку во время выходов предыдущие лунные экспеди-
ции не производили (только фотосъемку) [682, 694].
7. Фотографирование Луны с селеноцентрической орбиты из
отсека экипажа. В отличие от предыдущих полетов, весь корабль
«Аполлон XIV», а не только лунная кабина, должен быть переве-
ден на орбиту с высотой периселения 15—20 км. Это позволяет
вести съемку некоторых районов Луны из отсека экипажа с более
близкого расстояния (15—20 км вместо ПО км) и обеспечить при-
мерно на порядок лучшее разрешение. В период пребывания Ше-
парда и Митчелла на поверхности Луны космонавт Руса, оставший-
ся в основном блоке, производит фотографирование лунной по-
верхности с привязкой снимков к ориентирам на поверхности Лу-
ны. Это делается для разведки потенциальных мест высадки пред-
стоящих лунных экспедиций и подходов к ним (в первую очередь,
района кратера Декарт — расчетного места высадки экспедиции на
корабле «Аполлон XVI»), а также для составления фотокарт этих
районов, которыми впоследствии смогут воспользоваться космонав-
ты. Кроме того, снимки, сделанные Русой, должны были помочь
селенологам осуществить привязку к местности и компоновку в
единую панораму ранее полученных снимков Луны. Предполага-
лось сфотографировать с высоты ~110 км лунную кабину, находя-
щуюся на поверхности Луны, а также кратеры, образовавшиеся на
Луне при падении взлетной ступени лунной кабины корабля
«Аполлон XII» и последних ступеней ракет-носителей кораблей
«Аполлон XIII» и «Аполлон XIV». После перехода на траекторию
полета к Земле должен быть сфотографирован лунный диск для
уточнения его формы. Все перечисленные фотографии предполага-
ют получать с помощью камеры Нусоп [691, 728].
8. Фотографирование противосияния и, если удастся, комет с
селеноцентрической орбиты [738].
9. Радиозондирование поверхности Луны с целью определения
ее электромагнитных характеристик. Эксперимент разработан, спе-
циалистами Стэнфордского университета. Космонавт Руса, нахо-
дящийся в основном блоке, обращающемся по селеноцентрической
орбите, облучает поверхность Луны с использованием передатчика
метрового диапазона и передатчика сантиметрового диапазона S.
465
На Земле регистрируется излучение, отраженное от Луны, и по его
интенсивности (угол падения известен) определяются электромаг-
нитные свойства поверхности, пересеченность рельефа, форма и
геологическая структура. Сигналы диапазона S отражаются от са-
мой поверхности, сигналы метрового диапазона — от подповерх-
ностного слоя скальных пород [728].
10. Изучение влияния аномалий гравитационного поля Луны
на селеноцентрическую орбиту, в первую очередь, на орбиту с низ-
ким периселением. С этой целью проводятся траекторные измере-
ния, в которых участвует космонавт Руса, находящийся в основном
блоке, обращающемся по селеноцентрической орбите [728].
11. Проведение телевизионных сеансов с борта корабля и с
поверхности Луны с помощью камер цветного телевидения фирмы
Westinghouse Electric [695].
12. 'Проведение так называемых технологических эксперимен-
тов в состоянии невесомости с одновременным проведением сеанса
телевидения с борта. Ход '^большинства экспериментов снимается
кинокамерой на цветную пленку. Подобные эксперименты при по-
летах кораблей «Аполлон» проводятся впервые. Они включают
в себя:
— Электрофорез различных биологических соединений в жид-
кой среде. Отсутствие осаждения в состоянии невесомости долж-
но сделать этот процесс особенно эффективным для чистого разде-
ления смесей, что может иметь в перспективе важное практическое
значение, например, при приготовлении вакцин. Для проведения
этого эксперимента используется небольшой (10x12x18 см) ящик
весом 2,3 кг с окошком для наблюдения и киносъемки. В ящике
смонтированы три трубки: одна со смесью красной и синей органи-
ческих красок, вторая с гемоглобином человека и третья с ДНК из
спермы лосося. Помимо этих веществ, в каждой трубке имеется
жидкость (смесь воды, борной кислоты и едкого натра). Указан-
ные вещества отделены от жидкости перегородками, которые при
начале эксперимента убираются, после чего через жидкость пропу-
скается постоянный ток (230 в).
— Изучение теплопередачи. Для многих планируемых техноло-
гических процессов в условиях невесомости важно изучение тепло-
потоков и конвекции жидкостей и газов в этих условиях. Для про-
ведения эксперимента используется небольшой ящик весом 3,2 кг.
В нем размещены сосуды с водой, раствором сахара в воде, угле-
кислым газом, а также маслом, содержащим алюминиевые хлопья.
В сосуды погружены нагреватели. После включения нагревателей
космонавты должны были вести киносъемку на цветную пленку
для регистрации изменений цвета температурных индикаторов, на-
ходящихся в жидкости (газе), а также движения алюминиевых
хлопьев в масле.
— Исследование поведения жидкости при перекачивании в не-
весомости, что может оказаться важным при дозаправке в космосе
перспективных летательных аппаратов. Эксперимент предусматри-
вает перекачивание жидкости сначала между контейнерами без пе-
466
регородок, а затем между контейнерами с перегородками различ-
ного типа. Ведется киносъемка этого процесса на цветную пленку.
— Изучение процесса литья в условиях невесомости. На Зем-
ле получение отливок из разнородных материалов связано с очень
большими трудностями, поскольку в условиях тяготения более тя-
желые компоненты выпадают в осадок. Для этого эксперимента
предусматривалась небольшая печь, куда помещались 18 запаяных
капсул с различными материалами: металлы с низкой температурой
’ плавления, металлы, армированные волокном, монокристаллы. Ки-
носъемка этого процесса не ведется. Печь доставляется на Землю
для оценки результатов эксперимента [679, 684—686, 688, 711, 746].
13. Изучение фосфенов1 («вспышек»), которые «наблюдали» с
закрытыми глазами космонавты кораблей «Аполлон XI» и «Апол-
лон XII» на трассах «Земля—Луна» и «Луна—Земля». Они сооб-
щали о «точечных» фосфенах и фосфенах, имеющих вид разряда
молнии. Иногда фосфены следовали с интервалом около минуты.
Эксперименты с целью изучения этого явления планировались на
корабле «Аполлон XIII», но в связи с аварией практически не про-
водились. Космонавты корабля «Аполлон XIV» должны были реги-
стрировать фосфены в различных условиях (после адаптации глаз
к темноте, после того, как в глаза направлялся луч электрического
фонарика, и пр.), чтобы глубже уяснить характер этого явления.
По мнению ряда ученых, фосфены являются проявлением эффекта
Черенкова при прохождении частицы первичного космического из-
лучения через глазную жидкость [716].
14. Испытания системы жизнеобеспечения в условиях повы-
шенного расхода кислорода, что потребуется при полетах кораблей
«Аполлон» серии J, когда космонавты будут совершать выход в от-
крытый космос для извлечения отснятой пленки. Для этого экспе-
римента открывается отверстие в люке отсека экипажа и происхо-
дит стравливание кислорода за борт со скоростью 2,7 кг! час [728,
738].
15. Организация падения на Луну ракеты S-4B-509 — послед-
ней ступени ракеты-носителя корабля «Аполлон XIV». Сейсмичес-
кие колебания, вызванные падением, должны регистрироваться
сейсмометром, установленным на Луне в ноябре 1969 г. космонав-
тами корабля «Аполлон XII». Расчетное место падения ступени на-
ходится на расстоянии ~350 км от места установки сейсмометра
(рис. 195). Вес ступени при падении 11,3 т, скорость 2,5 км]сек,
удар, по расчетам, должен быть эквивалентен взрыву 11 т тротила
[694, 718]. Подобный эксперимент с использованием ракеты
S-4B-508 — последней ступени ракеты-носителя корабля «Апол-
лон XIII» —дал возможность зондировать Луну до глубины
~30 км. Характер колебаний показал, что Луна до этой глубины,
по-видимому, состоит из отдельных глыб с пустотами между ними.
Ракета S-4B-508 упала на расстоянии 170 км от сейсмометра. Ра-
1 Фосфены — зрительные ощущения, возникающие в результате необычных
для глаза раздражителей.
467
Рис. 195. Эксперименты по регистрации падения объектов 'искусственного происхождения на Лу-
ну (С — место установки сейсмометра, регистрирующего падение; S-4B — место падения послед-
ней ступени ракеты-носителя; ВСЛК — место падения взлетной ступени лунной кабины; в скоб-
ках указан порядковый номер корабля «Аполлон», при полете которого была произведена уста-
новка сейсмометра или организовано падение объекта на Луну). На врезке прямоугольником
показана область Луны, представленная на карте (Д — Море Дождей; М — кратер Фра МауроУ
кета S-4B-509 должна была упасть на значительно большем рас-
стоянии, чтобы обеспечить зондирование Луны на большую глуби-
ну. При этом, возможно, удалось бы обнаружить сплошную скаль-
ную породу, на которой покоятся глыбы [72].
16. Организация падения на Луну использованной взлетной
ступени лунной кабины. Сейсмические колебания, вызванные па-
дением, должны регистрироваться сейсмометром, установленным
космонавтами корабля «Аполлон XII», а также сейсмометром, ко-
торый устанавливают на Луне космонавты корабля «Аполлон XIV»
(см. рис. 193). Расчетное место падения взлетной ступени находит-
ся на расстоянии 63 км от расчетного места установки второго
сейсмометра (см. рис; 195) [694].
РАСЧЕТНАЯ ПРОГРАММА ПОЛЕТА
Первоначально заЬуск корабля «Аполлон XIV» намечался на
1 октября 1970 г., но в связи с аварией корабля «Аполлон XIII»
был отложен сначала на 3 декабря 1970 г., а затем на 31 января
1971 г.
Согласно расчетной программе, ракета-носитель «Сатурн V»
AS-509 с космическим кораблем «Аполлон XIV» запускается со
стартового комплекса № 39 на мысе Кеннеди 31 января 1971 г. в
20 час 23 мин\ Окно длится до 00 час 12 мин 1 февраля. В феврале
больше окон не было, поскольку запасного участка посадки на Лу-
не не предусматривалось. Следующее окно, обеспечивающее воз-
можность посадки в районе кратера Фра Мауро при заданном
(10°) угле возвышения Солнца над горизонтом было только
1 марта 1971 г. [94].
Расчетная программа предстартовой подготовки и полета кос-
мического корабля «Аполлон XIV» почти полностью аналогична из-
ложенной выше типовой программе. Ниже перечисляются отличия
от типовой программы.
На трассе «Земля—Луна». Типовая программа предусматри-
вает полет к Луне по траектории свободного возвращения. Корабль
«Аполлон XIV», как и корабли «Аполлон XII» и «Аполлон XIII»',
в результате второй коррекции на трассе «Земля—Луна» должен
перейти с траектории свободного возвращения на гибридную тра-
екторию. Другое отличие от типовой программы — перевод послед-
ней ступени ракеты-носителя не на траекторию, обеспечивающую
выход на гелиоцентрическую орбиту, а на траекторию, обеспечива-
ющую падение на Луну [695, 741].
На селеноцентрической орбите до посадки на Луну. Типовая
программа предусматривает перевод корабля с начальной селено-
центрической орбиты на орбиту, близкую к круговой, где и проис-
ходит отделение лунной кабины. Программа полета корабля
«Аполлон XIV», как и программа полета корабля «Аполлон XIII»,
1 Здесь и далее время по Гринвичу.
469
предусматривала после двух витков по начальной селеноцентричес-
кой орбите перевод всего корабля на эллиптическую орбиту с вы-
сотой периселения 18 км и высотой апоселения 107 км. После отде-
ления лунной кабины от основного блока, но до ее посадки на Лу-
ну основной блок переходит на близкую к круговой орбиту высотой
~110 км для облегчения последующей встречи со взлетной ступе-
нью лунной кабины (рис. 196) [695, 697].
Рис. 196. Расчетная схема полета корабля «Апол-
лон XIV» по селеноцентрическим орбитам
1 — переход корабля с траектории полета к Луне на
начальную селеноцентрическую орбиту; 2 — переход ко-
рабля на скорректированную орбиту с высотой перисе-
ления 18 км; 3 — разделение лунной кабины и основно-
го блока; 4 —-посадка лунной кабины на Луну; 5 —ос-
новной блок на близкой к круговой орбите встречи
Режим управления полетом лунной кабины на участке посад-
ки на Луну, как и при полете корабля «Аполлон XIII», несколько
отличается от предусмотренного типовой программой. Полуавто-
матическая программа Р-66, которая включается в начале этапа
ближнего подхода, модифицирована, чтобы она обеспечивала ав-
томатическое удержание горизонтальной скорости на нуле [695].
470
Старт с Луны и встреча на селеноцентрической орбите. Типо-
вая программа предусматривает перевод стартовавшей с Луны
взлетной ступени лунной кабины с начальной селеноцентрической
орбиты на орбиту, «ко-эллиптическую» орбите основного блока.
Рис. 197. Расчетная схема встречи взлетной ступени лунной кабины с ос-
новным блоком на селеноцентрической орбите (слева — для кораблей
«Аполлон XI» — «Аполлон XIII», справа — для корабля «Аполлон XIV»)
1 — старт взлетной ступени с Луны; 2 — выход на начальную селеноцентрическую ор-
биту; 3 — первый импульс для перехода на орбиту «ко-эллиптическую» орбите ос-
новного блока; 4—импульс для коррекции плоскости орбиты; 5—второй импульс для
перехода на орбиту, «ко-эллиптическую» орбите основного блока; 6—доводка скоро-
сти; 7 —первый импульс на завершающем этапе сближения; 8, 9- коррекции траек-
тории на завершающем этапе; 10—первый импульс выравнивания скоростей; 11—по-
следний импульс выравнивания скоростей перед групповым полетом; 12 — стыковка
Только после этого начинаются маневры на завершающем этапе
сближения. Согласно типовой программе, встреча взлетной ступе-
ни лунной кабины с основным блоком происходит на втором витке
взлетной ступени по селеноцентрической орбите примерно через
3,5 час после ее старта с Луны. Программа полета корабля «Апол-
лон XIV» (рис. 197) впервые предусматривала встречу на первом
витке1 менее чем через 2 час после старта с Луны. Предваритель-
ный вывод на «ко-эллиптическую» орбиту не планировался. Манев-
ры на завершающем этапе сближения должны были начаться, ког-
да взлетная ступень на первом витке селеноцентрической орбиты
оказывается в определенном положении относительно основного
блока (на 24 /Ли ниже его и на 47 км позади по полету')- Сокраще-
ние интервала между стартом с Луны и встречей с основным бло-
ком дает возможность несколько продлить выходы на поверхность
и период отдыха космонавтов на Луне. Использовать подобную
схему позволил опыт предыдущих полетов, а также возросшая уве-
ренность в надежности и эффективности системы наведения и на-
вигации [695, 719].
1 Подобная встреча была отработана в свое время при полете спутника
«Джемини XI».
471
На селеноцентрической орбите после возвращения космонав-
тов с Луны. Типовая программа предусматривала перевод исполь-
зованной взлетной ступени лунной кабины на гелиоцентрическую
орбиту, программа полета корабля «Аполлон XIV», как и кораб-
лей «Аполлон XII» и «Аполлон XIII», предусматривала торможе-
ние взлетной ступени, с тем чтобы обеспечить ее падение на Лу-
ну [695].
На трассе «Луна—Земля». Согласно типовой программе, дли-
тельность полета к Земле составляет 59 час 54,5 мин, согласно про-
грамме полета корабля «Аполлон XIV», — 67 час 24 мин (менее
жесткая траектория) [695].
Расчетная точка приводнения корабля «Аполлон XIV» нахо-
дится в Тихом океане близ о-вов Самоа (27,2° ю. ш. и 172°38' з. д.).
Продолжительность полета 216 час 38 мин. В район приводнения
высылается вертолетоносец «Нью Орлеан» [679, 695, 638].
Ниже приводится расчетная программа пребывания космонав-
тов корабля «Аполлон XIV» на Луне.
Посадка на Луну производится в Г+108 час 53 мин. Космо-
навты корабля «Аполлон XIV» должны были совершить два выхо-
да на поверхность Луны. Первый выход начинается в Г+113 час
М мин. Космонавт Шепард выходит из люка и в Г+113 час 57 мин,
стоя на лестнице, включает телевизионную камеру. Спустившись
на поверхность, он оценивает условия передвижения, производит
осмотр посадочной площадки и шасси лунной кабины. Затем на
поверхность спускается Митчелл. Космонавты снимают тележку
МЕТ с корпуса посадочной ступени, переносят телевизионную ка-
меру на штатив (объектив при этом закрывается солнцезащитной
крышкой) и устанавливают ее так, чтобы в поле зрения попадала
лунная кабина. После этого космонавты собирают и поднимают в
кабину аварийный комплект образцов, устанавливают американ-
ский флаг, ловушку и развертывающуюся антенну, которая начи-
нает использоваться в системе связи и передачи телевизионных
изображений. Далее космонавты извлекают из отделения в корпу-
се посадочной ступени комплект ALSEP № 3 и отражатель лазер-
ного излучения, после чего отправляются к месту развертывания
приборов: часть оборудования космонавты несут в руках, часть ве-
зут на тележке МЕТ. Телевизионную камеру предварительно уста-
навливают так, чтобы путь космонавтов к месту развертывания и
само это место были в поле зрения камеры. На рис. 198 показана
рабочая зона, в которой космонавты должны производить началь-
ные операции, а также участки установки телевизионной камеры,
флага, ловушки и антенны.
По достижении расчетного места развертывания комплекта
ALSEP (не ближе чем в 90 м к западу от лунной кабины) космо-
навты устанавливают на грунте приборы, входящие в этот комп-
лект, отражатель лазерного излучения, блок телеметрического обо-
рудования и радиоизотопную энергетическую установку (см.
рис. 193). Установка для запуска гранат ориентируется таким об-
разом, чтобы при случайном запуске гранаты полетели в сторону,
противоположную той, в которой находятся космонавты. Три гео-
472
Рис. 198. Рабочая зона у лунной кабины при первом выходе
(круг ограничивает зону диаметром 30 м, отдельные сектора
помечены цифрами от 1 до 12 по аналогии с циферблатом ча-
сов)
I — телевизионная камера в положении, обеспечивающем съемку про-
движения космонавтов к месту установки приборов комплекта
ALSEP № 3; II — телевизионная камера в исходном положении;
III— развертывающаяся антенна; IV — телевизионная камера в по-
ложении, обеспечивающем съемку выгрузки приборов комплекта
ALSEP № 3; V — участок выгрузки; VI — лунная кабина; VII — учас-
ток для оценки условий передвижения: VIII — участок сбора аварий-
ного комплекта образцов; IX — участок установки флага; X — тележ-
ка МЕТ на корпусе посадочной ступени; XI — участок установки ло-
вушки
473
фона устанавливаются по концам и в середине протянутого по по-
верхности Луны ~ 90-метрового кабеля. Один из космонавтов про-
ходит с ударником вдоль кабеля и подрывает 21 пиротехнический
заряд с интервалами ~4 jw. По завершении этого эксперимента
космонавты возвращаются к лунной кабине, производя по пути
сбор образцов. Часть образцов документируется, то есть фотогра-
фируется до взятия, обмеряется и пр. Для обмера образцов слу-
жит устройство типа рулетки, вытягиваемое из манжеты скафанд-
ра. Номинальная длительность первого выхода 4 час 15 мин, он
может быть продлен до 4 час 45 мин. Перед входом в лунную ка-
бину космонавты устанавливают телевизионную камеру так, чтобы
она снимала их подъем по лестнице, а на следующий день—спуск
на поверхность при втором выходе. Собранные .образцы космонав-
ты поднимают в лунную кабину. Вскоре после возвращения космо-
навтов в лунную кабину телевизионная камера выключается и
включается снова примерно за 40 мин до начала второго выхода.
В лунной кабине космонавты производят подзарядку кислоро-
дом и водой ранцевых систем PLSS и принимают пищу. Затем сле-
дует период отдыха длительностью 10 час, новый прием пищи, и
в Г +134 час 15 мин начинается второй выход, который также рас-
считан на 4 час 15 мин—4 час 45 мин. Сразу после спуска на по-
верхность космонавты устанавливают телевизионную камеру так,
чтобы .в поле зрения был их маршрут к кратеру Коун. Они долж-
ны достигнуть края кратера Коун, отстоящего более чем на 1 км
от расчетного места посадки лунной кабины. Вал кратера, по кото-
рому предстоит подниматься космонавтам, судя по снимкам с ор-
биты, имеет крутизну 12° и высоту 120 м. Достигнув края кратера,
космонавты собирают образцы лунных пород, фотографируют кра-
тер и скатывают в него камни, наблюдая и снимая кинокамерой их
движение. На пути к краю кратера и обратно они производят фо-
тографирование, сбор образцов, в частности, глубинных образцов
с помощью трубок-пробоотборников, рытье траншей и измерения
с помощью портативного магнитометра. Все оборудование космо-
навты везут на тележке МЕТ [717, 734, 739, 741].
Скафандр Шепарда имеет красные полосы на рукаве и на шта-
нине, чтобы его можно было отличать на снимках от Митчелла.
По возвращении к лунной кабине телевизионную камеру снова
устанавливают так, чтобы в поле зрения находился входной люк.
Космонавты поднимают в кабину собранные образцы и свернутую
в рулон ловушку. Спустя примерно час после входа в кабину они
открывают люк и выбрасывают некоторые ставшие ненужными
предметы. Это снимается телевизионной камерой, которая оконча-
тельно выключается в Т+141 час 19 мин [695, 697].
ХОД ПРЕДСТАРТОВОЙ ПОДГОТОВКИ И ПОЛЕТА
Корабль «Аполлон XIV» был запущен 31 января 1971 г. в
21 час 03 мин ракетой-носителем «Сатурн V» AS-509 со стартовой
площадки А комплекса № 39 на мысе Кеннеди.
474
Предстартовая подготовка, выведение на геоцентрическую орбиту,
второй старт и полет по трассе «Земля—Луна»
Ракета-носитель «Сатурн V» AS-509 с кораблем «Аполлон XIV»
была вывезена на стартовую площадку 9 ноября 1970 г. В декабре
1970 г. была обнаружена неполадка в бортовой ЦВМ отсека эки- •
пажа и в одном из переключателей, а также трещина в сварном
шве кислородного бачка. Эти неполадки были устранены, и подго-
товка возобновилась. В ходе имитации запуска в середине января
1971 г. отказала автоматическая система контроля заправки тре-
тьей ступени жидким кислородом. После 4,5-часовой задержки
заправка возобновилась с использованием ручной системы контро-
ля [676, 690]. По заявлению представителей NASA, после этого
подготовка протекала более гладко, чем у всех предыдущих пило-
тируемых кораблей «Аполлон», исключая корабль «Аполлон VIII».
Завершающий этап предстартовой подготовки начался в 06 час
30 января (Т—38 час) с состояния 28-часовой готовности.
На мысе Кеннеди было аккредитовано 2089 журналистов,
меньше чем при старте корабля «Аполлон XI» (3497 человек), но
значительно больше, чем при старте корабля «Аполлон XIII». От-
мечалось, что при первом космическом полете Шепарда 5 мая
1961 г. на мысе Канаверал собрались только 440 журналистов.
Среди почетных гостей при запуске корабля «Аполлон XIV» при*
сутствовал вице-президент США Спиро Агню t и несколько минист-
ров. В район мыса Кеннеди для наблюдения запуска прибыло при-
мерно 500 000 человек. Космонавтов доставили на стартовую пло-
щадку в Т—2 час 53 мин, они заняли места в кабине в Т—2 час
22 мин.
Метеорологические условия в районе мыса Кеннеди к расчет-
ному моменту старта (20 час 23 мин) начали ухудшаться.
В Т—9 мин 15 сек было принято решение по достижении готовно-
сти 08 мин 02 сек предстартовую подготовку временно прекратить
до улучшения метеорологических условий: к мысу. Кеннеди подо-
шел грозовой фронт, а по новой инструкции запуск в таких усло-
виях запрещен. В 20 час 55 мин предстартовую подготовку возоб-
новили. Решение о возббновлении предстартовой подготовки было
принято, когда вершины кучевых облаков опустились ниже 3 км
(по новой инструкции запуск запрещен, если вершины кучевых об-
лаков находятся выше 3 км). Нижняя граница облачности была на
высоте 1,8 км.
Ракета с кораблем стартовала в 21 час 03 мин 04 сек с 40-ми-
нутной задержкой. В момент старта частота пульса Русы достига-
ла 132, Митчелла — 90. ударов в минуту. Частоту пульса Шепарда
измерить не удалось из-за неисправности датчика. Спустя ~1,5 ча-
са после старта Шепард заменил неисправный датчик запасным
[676, 690, 703, 714, 718].
Последняя ступень ракеты-носителя с кораблем «Апол-
лон XIV» вышла на орбиту с высотой перигея 186 км и высотой
апогея 192 км (расчетная орбита круговая высотой ~ 19]. км).
475
В Г + 2 час 28 мин 49 сек (Г+2 час 28 мин 49 сек)1 после пример-
но полутора витков по геоцентрической орбите был произведен
второй старт: двигатель последней ступени ракеты-носителя был
включен вторично, проработал 5 мин 52 сек, довел скорость до
10833 м/сек и перевел ступень с кораблем на траекторию полета
к Луне. Расчеты показали, что, следуя по этой траектории (траек-
тория свободного возвращения) без коррекции, корабль облетит
Луну на расстоянии 3900 км [737, 748].
В Г+3 час 03 мин (Г+ 2 час 51 мин) начались операции по
перестроению отсеков. Обычно они занимают ~25 мин, а при по-
лете корабля «Аполлон XIV» потребовали более 2 час. Стыковка
основного блока с лунной кабиной, находящейся на последней
ступени ракеты-носителя, удалась только с шестой попытки (при
предыдущих полетах производилось девять стыковок и все удава-
лись с первой попытки). Первая попытка была произведена в
Г+3 час 14 мин, когда корабль находился на расстоянии
~ 12 000 км от Земли. Управлял основным блоком космонавт Руса.
Относительная скорость основного блока и лунной кабины состав-
ляла 0,06 м/сек. Головка стыковочного штыря попала в приемный
конус и ударилась о его стенку примерно в 2,5—5,0 см от отвер-
стия, куда она должна была войти (диаметр отверстия 7,6 см), од-
нако в отверстие не прошла. Руса отвел основной блок и на стенке
приемного конуса увидел царапины от защелок, что показывало,
что они не утапливались. Руса произвел еще четыре попытки сты-
ковки, но безуспешно.
Стыковку необходимо было произвести в течение 18 час [706]2.
На это время рассчитан ресурс батарей на последней ступени,
обеспечивающих электропитание системы стабилизации ступени.
Если бы стыковка не удалась, то вторая подряд лунная экспедиция
окончилась бы неудачей, что могло неблагоприятным образом от-
разиться на программе пилотируемых полетов США в целом.
Шепард предложил разгерметизировать кабину, открыть люк
и вылезти в туннель-лаз для осмотра головки штыря. Однако кос-
монавтам пока не разрешили прибегать к этому опасному способу,
а рекомендовали сделать еще одну попытку стыковки, но при этом
втянуть стыковочный штырь и обеспечить непосредственный кон-
такт корпусов основного блока и лунной кабины, чтобы автомати-
ческие захваты попали в гнезда. Стыковка с соблюдением такой
процедуры увенчалась успехом (в Г+5 час 03 мин), все 12 автома-
тических захватов попали в гнезда, причем, по некоторым данным,
и защелки сработали нормально. В течение всех этих операций
проводился телевизионный сеанс с борта. Он должен был длиться
25 мин, но фактически продолжался 1 час 53 мин. В коммерческую
сеть изображения поступали лишь частично.
1 Здесь и далее в скобках приводится расчетная величина.
2 Согласно источнику [703], — в течение 8 час.
476
После осуществления стыковки космонавты наполнили тунне-
ли-лазы кислородом, открыли люк из отсека экипажа, вышли в
туннель-лаз, демонтировали стыковочный .штырь и внесли его в
кабину для осмотра. При этом они показывали штырь по телевиде-
нию наземным специалистам. Осмотр показал, что защелки штыря
работают нормально, и наблюдавшиеся неполадки повториться не
должны. В противном случае пришлось бы отказаться от посадки
на Луну, поскольку инструкцией запрещается разделение лунной
кабины и основного блока при неисправном стыковочном узле.
Если бы при стыковке стартовавшей с Луны взлетной ступени
лунной кабины с основным блоком на селеноцентрической орбите
произошла такая же неполадка, как во время перестроения отсе-
ков, то стыковка путем непосредственного контакта корпусов была
бы невозможна. Взлетная ступень имеет очень небольшую массу
(в отличие от лунной кабины на последней ступени ракеты-носите-
ля во время перестроения отсеков), и она просто бы отскочила при
ударе до того, как автоматические захваты попали в гнезда. Это оз-
начает, что на селеноцентрической орбите космонавтам пришлось
бы совершать аварийный переход через открытый космос. На этот
случай и на взлетной ступени, и на основном блоке предусмотрены
поручни. Однако такой переход весьма опасен, кроме того, космо-
навты, по-видимому, не смогли бы перенести с собой все взятые
с Луны образцы.
Специалисты считают, что утапливанию защелок при первых
пяти попытках стыковки во время перестроения отсеков мешало
попавшее в них какое-то инородное тело (возможно, замерзшая во-
да или грязь), которое перед последней попыткой стыковки выпа-
ло. Повторное возникновение таких неполадок считали исключен-
ным, и в 7+24 час 17 мин руководители полета официально заяви-
ли, что состояние стыковочного штыря не препятствует посадке на
Луну. Во время попыток стыковки частота пульса Шепарда и Мит-
челла не подымалась выше 70 ударов в минуту, у Русы достигала
144 удара в минуту [699, 703, 706, 710,<718, 728, 738].
По завершении стыковки космонавты отделили корабль от по-
следней ступени, и в 7+6 час 19 мин (Т + ^час 19 мин) была прове-
дена коррекция траектории отделившейся ступени для обеспечения
ее падения на Луну. После коррекции ступень двигалась по траек-
тории на расстоянии нескольких тысяч километров от корабля и
вращалась относительно поперечной оси, делая один оборот при-
мерно за 4,5 мин [718]. Космонавту Русе позже удалось сфотогра-
фировать ступень, когда она была на расстоянии ~ 45 000 км от
корабля [737].
Затянувшиеся операции' по перестроению отсеков заставили
отложить период отдыха космонавтов. Они провели без сна почти
24 час. Поэтому на следующие сутки им разрешили дополнитель-
ный час отдыха. Космонавты спали в среднем всего по 5 час.
От первой коррекции, предусмотренной в 7+ 11 час 30 мин, от-
казались, вторую (обязательную) провели в 7+30 час 36 мин
(7 + 30 час 36 мин). Маршевый двигатель корабля проработал
477
10,3 сек и обеспечил приращение скорости 22 м)сек. В результате
этой коррекции корабль перешел с траектории свободного возвра-
щения на гибридную траекторию, обеспечивавшую прохождение на
расстоянии 124 км от Луны, а также компенсацию 40-минутной за-
держки на старте. Двигаясь по гибридной траектории, корабль дол-
жен был достигнуть точки у Луны, где производится включение
маршевого двигателя на торможение для вывода на селеноцентри-
ческую орбиту, 4 февраля в 07 час 01 мин, как предусматривалось
первоначальной программой. Чтобы можно было пользоваться пер-
воначальным полетным заданием, после второй коррекции часы на
борту и в Центре управления МСС были переведены на 40 мин
2,9 сек вперед1. Во вторые сутки полета, помимо коррекции, космо-
навты произвели запланированные навигационные наблюдения.
После утомительных операций первого дня и плохого сна космо-
навты дремали и почти не вели переговоров с Землей, заслужив
название «самого молчаливого экипажа». Во второй период отдыха
Шепард спал 5, Митчелл — 6,5 и Руса — 7 час.
На третьи сутки полета была запланирована третья коррекция
траектории и проверка бортовых систем лунной кабины. От третьей
коррекции, намечавшейся на Г+60 час 28 мин, сочли возможным
отказаться, что позволило компенсировать перерасход топлива
вспомогательных двигателей во время многократных попыток сты-
ковки. Во время перехода в лунную кабину был проведен телевизи-
онный сеанс. Он начался в Т + 61 час 45 мин (Т+61 час 45 мин) и
продолжался 47 мин (45 мин). Из-за неисправности наземного обо-
рудования сеанс был прерван на ~9 мин. Во время сеанса был
показан процесс перехода и внутренний вид кабины космонавтов
на взлетной ступени. Шепард предложил показать еще раз стыко-
вочный штырь, поскольку космонавтов не оставляло беспдкойство,
что при стыковке на селеноцентрической орбите могут снова воз-
никнуть неполадки. Руководители полета заявили, что повторно
штырь демонстрировать нет необходимости, они уверены в его ис-
правности. Проверка бортовых систем лунной кабины продолжа-
лась более двух часов. На третьи сутки полета космонавтам пред-
ложили наблюдать в бинокли запуск связного спутника «НАТО-П»
с мыса Кеннеди, однако от этого пришлось отказаться. На трассе
«Земля—Луна» во избежание перегрева Солнцем отдельных участ-
ков корпуса корабль был закручен относительно продольной оси
(3 об/час), и в момент запуска спутника ориентация корабля не да-
вала возможности наблюдать Землю.
Обработка телеметрической информации показала, что одна
из двух батарей (батарея № 5) на взлетной ступени обеспечивала
напряжение на 0,3 в меньше номинального (37 в). На четвертые
сутки космонавтам после проведения четвертой коррекции прика-
зали перейти в лунную кабину и проверить батарею. Коррекция
была осуществлена в Т+77 час 38 мин (Т+77 час 38 мин). Марше-
вый двигатель проработал 0,6 сек, и обеспечил приращение скоро-
1 Ниже при указании бортового времени учитывается этот факт.
478
сти 1,15 м/сек. Двигаясь по скорректированной траектории, корабль
проходил на расстоянии 111 км от Луны. В Т4-78 час 07 мин кос-
монавты перешли в лунную кабину и пробыли в ней ~2 час [137].
Проверка показала, что напряжение батареи действительно на
0,3 в ниже нормального. Поскольку дальнейшего падения напряже-
ния не произошло, было сделано заключение, что неисправен ка-
кой-то один элемент батареи. Таких батарей на взлетной ступени
две, ресурс каждой 296 а-час. Для обеспечения всех необходимых
операций достаточно одной батареи, вторая — запасная, однако ин-
струкция запрещает совершать посадку на Луну только с одной
исправной батареей. Выход из строя одного элемента опасности
нешредставляет, и руководители полета приняли решение не отка-
зываться от посадки на Луну, если не произойдет дальнейшего па-
дения напряжения [701, 710, 718, 736—738, 748].
На трассе «Земля—Луна» наблюдались и другие, но менее су-
щественные неполадки: закрутку корабля удалось осуществить
только со второй попытки, случайно открылся клапан в системе
сброса отходов за борт и через него вытекал кислород.
При полете к Луне космонавты производили регистрацию фос-
фенов. Эти явления были настолько интенсивными, что Руса реги-
стрировал их сразу же после того, как переставал светить себе в
глаза фонариком. Космонавты различали «звезды», «полосы» и
«пучки», Шепард сообщил, что фосфены следуют нерегулярно и
имеют характер ливней.
На трассе «Земля—Луна» было также проведено фотографи-
рование процесса рассеивания сбрасываемой за борт воды. На ко-
раблях «Аполлон» серии J, а также на станции «Скайлэб» предпо-
лагают устанавливать некоторое оборудование снаружи аппарата.
Хотя оно снабжается крышками, необходимо выяснить, не будет
ли оказывать на него вредного воздействия сбрасываемая за борт
вода [728].
Выход на селеноцентрическую орбиту, обращение по ней и
посадка на Луну
В Г + 82 час 25 мин корабль «Аполлон XIV» зашел за Луну и
связь с ним временно прекратилась. В Г + 82 час 38 мин (Г + 82 час
38 мин) маршевый двигатель корабля был включен на торможение
для обеспечения перехода на начальную селеноцентрическую орби-
ту. Он проработал 6 мин 12,23 сек (6 мин 12,28 сек) и обеспечил
приращение скорости 921,2 м/сек (921,3 м/сек) [706]. Корабль вы-
шел на начальную селеноцентрическую орбиту с высотой периселе-
ния 107 км (106 км) и высотой апоселения 313 км (315 км) [710].
В Г + 82 час 57 мин (Г+83 час 06 мин) произошло падение на
Луну последней ступени ракеты-носителя. Из-за неточности коррек-
ции она упала на 9 мин раньше расчетного времени и значитель-
но ближе, чем предусматривалось, к регистрировавшему падение
сейсмометру, установленному космонавтами корабля «Аполлон XII»
(см. рис. 195). Поэтому зондирование Луны было проведено на
меньшую глубину. Сейсмометр регистрировал колебания, вызван-
ные падением ступени, в течение 3 час. Координаты места падения
7°72: ю. ш. и 26°03' з. д. (1°42' ю. ш. и 33°15' з. д.) [711, 713, 718].
479
После двух витков по начальной селеноцентрической орбите
в Т+86 час 52 мин (Т + 86 час 56 мин) снова был включен марше-
вый двигатель, который проработал 21,38 сек (21,38 сек), обеспечил
приращение скорости 62,97 м!сек (63,02 м)сек) и перевел корабль
на орбиту с высотой периселения 17 км (18 км) и высотой апосе-
ления 115 км (107 км), На втором витке по этой'орбите Руса на-
чал фотографирование района кратера Декарт — расчетного места
посадки корабля «Аполлон XVI» [706, 707].
Отслеживание ориентиров на поверхности Луны позволило
уточнить орбиту: выявилось смещение примерно в 420 м. Коррек-
ция смещения обеспечила впоследствии точную посадку [728].
Телевизионный сеанс, запланированный на Т+101 час 00 мин,
был отменен в связи с занятостью космонавтов другими операция-
ми. В Т+ 101 час 50 мин Шепард и Митчелл перешли в лунную ка-
бину для проверки бортовых систем. Разделение лунной кабины и
основного блока было произведено в Т+103 час 27 мин (Т+103 час
27 мин). При разделении, которое было «мягким», чтобы не про-
изошло возмущения орбиты, корабль ориентировался по лунной
вертикали, и основной блок отошел от лунной кабины (приращение
скорости 0,3 м!сек). В 7+105 час 46 мин (Т+ 105 час 46 мин) Руса
включил маршевый двигатель для перевода основного блока на ор-
биту, близкую к круговой («орбита встречи», см. рис. 196). Двига-
тель проработал дольше расчетного времени, и это пришлось ком-
пенсировать с помощью вспомогательных двигателей. Основной
блок вышел на орбиту с высотой периселения 93,7 км (104 км) и
высотой апоселения 119 км (117 км) [710].
Примерно в Г+107 час 00 мин, за полтора часа до расчетного
момента включения двигателя посадочной ступени лунной кабины
на торможение для обеспечения посадки на Луну, очередная про-
верка показала, что в бортовую ЦВМ введена программа аварий-
ного прекращения посадки (программа Р-70) и аварийного возвра-
щения к основному блоку (программа Р-71). Это произошло вследст-
вие короткого замыкания в том тумблере, которым вводятся эти
программы в ЦВМ1. Отработка программы Р-70 началась бы авто-
матически через 26 сек после включения двигателя на торможение
даже при нормальном протекании полета. Одним из специалистов
Приборной лаборатории Массачусетского политехнического инсти-
тута (головная организация по разработке системы наведения и
навигации для корабля «Аполлон») была срочно разработана под-
программа, которая должна была предотвратить автоматическую
отработку программ Р-70 и Р-71. Если бы на участке торможения
действительно создались условия, требующие аварийного возвра-
щения к основному блоку, космонавты вручную, нажав «кнопку па-
ники», могли обеспечить отработку программ Р-70 и Р-71. Подпро-
грамма была введена космонавтами в бортовую ЦВМ, после чего
провели испытания, которые показали эффективность подпрограм-
мы. Эти испытания завершились всего за 10 мин до расчетного мо-
мента включения двигателя посадочной ступени на торможение.
1 Согласно источнику [726], в тумблер попала грязь или отвалившийся
припой, и его заклинило.
480
Двигатель был включен в 7+108 час 42 мин 29 сек (\№>*час
42 мин). В течение первых 26 сек полета Шепард вручную поддер-
живал тягу двигателя на уровне 476 кг (так требовала новая под-
программа), а затем перевел его в режим максимальной тяги
(4467 кг), после чего началась отработка штатной автоматической
программы Р-63. На высоте 10 км радиолокатор, обеспечивающий
посадку, должен был произвести захват поверхности Луны. Захва-
та не произошло. Если бы его не произошло до достижения высоты
3 км, от посадки, согласно инструкции, пришлось бы отказаться.
Митчелл несколько раз включил и выключил радиолокатор и, ког-
да высота составляла 8 км, захват произошел. В начале этапа
дальнего подхода лунная кабина находилась на высоте 2,3 км.
Скорость ее относительно Луны составляла 137 м!сек. В начале
этапа ближнего подхода Шепард включил модифицированную
полуавтоматическую программу Р-66. Спуск в автоматическом ре-
жиме был рассчитан на 11 мин 32 сек, фактически он продолжался
12 мин 44 сек, поскольку Шепард на некоторое время перевел лун-
ную кабину в режим зависания для выбора подходящей площадки
на весьма пересеченной местности, изобилующей гребнями, крате-
рами и холмами высотой 10—15 м. Когда кабина опустилась до вы-
соты 30 м, поднялось облако пыли. На высоте 1,5 м, когда щупы
коснулись поверхности, вертикальная скорость составляла 0,9 м!сек.
К моменту посадки в баках посадочной ступени лунной кабины
оставалось топлива на 60 сек полета. Посадка была произведена
в 9 час 18 мин 13 сек по Гринвичу 5 февраля 1971 г. Бортовое вре-
мя посадки 108 час 55 мин 13 сек (108 час 53 мин 32 сек).
Лунная кабина опустилась между группой кратеров Дублет и
группой кратеров Триплет (рис. 199) на площадку с ^уклоном1 8°.
По заявлению Шепарда, ровных площадок на участке не было во-
все. Фактическое место посадки имеет селенографические коорди-
наты 3°40,27,/ ю. ш. и 17°27,58'/ з. д. и отстоит от расчетного места
посадки (З'ЧОЧЭ" и 17О27'46") всего на 26 м, а от расчетного места
посадки корабля «Аполлон XIII»—на 50 м [710, 711, 714, 718, 727,
734, 737, 738].
Частота пульса Шепарда на участке торможения и посадки не
превышала 80 ударов в минуту, частота пульса Митчелла не реги-
стрировалась, поскольку биотелеметрическая система лунной ка-
бины рассчитана на регистрацию пульса только одного космонавта
[711, 739].
Пребывание на Луне
После посадки космонавты, в течение 3 мин находились в го-
товности совершить аварийный старт с Луны. Поскольку обстанов-
ка этого не потребовала, Центр управления дал космонавтам раз-
решение оставаться на Луне сначала 2 час, а затем все расчетное
1 При уклоне более 15° космонавтам запрещается спуск по лестнице на по-
верхность Луны, при уклоне более 42° старт с Луны невозможен [748].
481
Рис. 199. Место посадки лунной кабины косми-
ческого корабля «Аполлон XIV»
482
время. Космонавты стравили остатки топлива посадочной ступени,
выключили те бортовые системы, которые не должны были рабо-
тать в период пребывания на Луне, и начали готовиться к первому
выходу.
Выход задержался вследствие того, что пришлось налаживать
передатчик в ранцевой системе, а также подвесную систему биоте-
леметрических датчиков. Люк был открыт в Т+114 час 20 мин
Шепард ступил на поверхность Луны в Т+114 час 31 мин (Г+
+ 113 час 57 мин). При этом он произнес: «Это был долгий путь, но
вот мы здесь». Менее чем через 5 мин на поверхность спустился
Митчелл. Частота пульса при спуске составляла у Шепарда 120,
у Митчелла— 124 удара в минуту. Спуск космонавтов снимала те-
левизионная камера, установленная в одном из отделений посадоч-
ной ступени лунной кабины. Космонавты осмотрели участок посад-
ки. Были видны следы вымывания грунта под воздействием факела
двигателя посадочной ступени.
В Т+114 час 44 мин Митчелл снял тележку МЕТ с корпуса по-
садочной ступени, а затем собрал аварийный комплект образцов
лунного грунта. В Т+114 час 45 мин Шепард перенес телевизионную
камеру наштатив в 15 м от лунной кабины. Горизонтировать штатив
на пересеченной местности с уклоном было затруднительно. В Т+
+ 114 час 52 мин Митчелл установил ловушку, а через 2 мин была
установлена развертывающаяся в космосе антенна. В Т+115 час
12 мин началась разгрузка приборов комплекта ALSEP № 3.
Спустя 5 мин был установлен флаг, а затем Митчелл, взяв теле-
визионную камеру в руки, показал окружающий ландшафт, сопро-
вождая это комментариями. В Т+115 час 49 мин космонавтов по-
просили подойти к флагу, после чего им передали послание Прези-
дента Никсона. Через 2 мцн телевизионную камеру установили
так, чтобы можно было наблюдать за продвижением космонавтов
к месту установки приборов комплекта ALSEP № 3. Космонавты
погрузили часть оборудования на тележку МЕТ (рис. 200) и в
Г+116 час 27 мин тронулись в путь. Шепард тянул тележку МЕТ
одной рукой, а в другой нес отражатель лазерного излучения. Ка-
тить тележку было легко, она подпрыгивала, но была устойчива.
Тележка оставляла на грунте следы глубиной ~2 см (рис. 201),
«как трактор на вспаханном поле». Митчелл нес соединенные штан-
гой два блока комплекта ALSEP. В самом начале пути Митчелл
вынужден был остановиться для отдыха, поскольку «эта штука
оказалась тяжелее, чем я думал». Он останавливался три раза и
тяжело дышал. Космонавты жаловались на большое количество
пыли («мы по шею в пыли»).
На расчетном удалении от лунной кабины оказалась впадина,
и космонавты решили пройти несколько дальше, чтобы поставить
приборы на возвышенном месте. Космонавты пользовались картой,
но испытывали затруднения при идентификации элементов релье-
фа. Когда они приступили к установке приборов, частота пульса
у Шепарда была 90—100, у Митчелла 100—120 ударов в минуту.
483
Рис. 200. Космонавт Шепард у нагруженной тележки
МЕТ
Рис. 201. Следы колес тележки МЕТ на лунном грунте (на
заднем плане лунная кабина)
484
К Г+117 час 47 мин (примерно с получасовым запозданием) при-
боры, блок телеметрической аппаратуры и прочие объекты были
установлены на грунте, а по поверхности проложен кабель с геофо-
нами. Митчелл пошел вдоль кабеля с ударником, производя подры-
вы пиротехнических зарядов (рис. 202). Он произвел 18 попыток,
спусковой механизм сработал только 13 раз, но, по утверждению
ученых, для запланированных исследований этого было достаточно.
Рис. 202. Космонавт Митчелл с ударником (на заднем плане космо-
навт Шепард; съемка ведется кинокамерой на тележке МЕТ, рабо-
тающей в автоматическом режиме)
Когда прошло 3 час 56 мин с момента перехода космонавтов
на ранцевую систему жизнеобеспечения, выход продлили на 30 мин.
На обратном пути к лунной кабине космонавты производили
сбор образцов лунных пород (всего за время первого выхода они
собрали 20 кг образцов). Из-за недостатка времени они не собира-
ли образцы в районе группы кратеров Дублет. Митчелл вошел в
лунную кабину в Г+118 час Ы мин, Шепард—в Г+119 час 03 мин.
Люк был закрыт в Г+119 час 05 мин. Первый выход продолжался
4 час 45 мин (с открытия до закрытия люка).
Энергозатраты космонавтов во время выхода были па 20% ни-
же ожидавшихся. При этом система циркуляции воды для охлаж-
дения все время работала в режиме низкого расхода, кроме корот-
кого периода во время установки приборов, когда Митчелл пере-
ключал свою систему на режим среднего расхода. Среднее тепло-
выделение у Шепарда составляло 210 ккал/час, у Митчелла
220 ккал!час. По завершении выхода в ранцевой системе Шепарда
оставалось кислорода на 1 час, в ранцевой системе Митчелла —
на 0,5 час. Из общего запаса воды (3,85 кг) на охлаждение Ше-
пард израсходовал 2,13 кг, Митчелл — 2,54 кг.
4S5
Незадолго до окончания первого выхода Руса засек лунную
кабину с селеноцентрической орбиты [710, 711, 726, 734, 738].
После приема пищи, перезарядки ранцевых систем жизнеобес-
печения, сна (Шепард спал 4 час, Митчелл — 4,5 час) и нового
приема пищи космонавты начали готовиться ко второму выходу.
При первом выходе в скафандре Митчелла была обнаружена не-
большая утечка, поэтому космонавтам приказали проверить этот
скафандр с особой тщательностью. Кроме того, им приказали так
распланировать операции при втором выходе, чтобы Шепард перед
возвращением в лунную кабину имел время пройти на место уста-
новки приборов комплекта ALSEP и проверить ориентацию антен-
ны блока телеметрической аппаратуры, который посылал недоста-
точно сильные сигналы. По просьбе космонавтов, им было разре-
шено начать выход несколько раньше, чем было запланировано,
чтобы после выхода у них осталось больше времени на разборку
и фиксацию различных предметов в лунной кабине перед стартом
с Луны.
Находящаяся на штативе телевизионная камера была снова
включена в 7+131 час 07 мин, кабина разгерметизирована в Т+
-1-131 час 49 мин, люк открыт в 7+131 час 52 мин (7+134 час
15 мин). Спустя 5 мин Шепард спустился на поверхность. Митчелл
спустился через 3 мин после Шепарда. Космонавты погрузили на
тележку МЕТ необходимое оборудование (в частности, портатив-
ный магнитометр, который извлекли из отделения в корпусе поса-
дочной ступени) и направились к кратеру Коун.
Солнце было сравнительно высоко над горизонтом и космонав-
ты не могли установить телевизионную камеру так, чтобы в поле
зрения находилась вся трасса маршрута. Космонавты большую
часть маршрута были правее видимой зоны. Частота пульса у Ше-
парда в начале маршрута составляла 84, у Митчелла 90 ударов
в минуту. В 7+132 час 38 мин космонавты сделали первую оста-
новку (станция А, см. рис. 203) и произвели измерения с помощью
магнитометра. Прибор показал ~100 гамм, то есть Значительно
больше чем при измерениях с орбиты. Кабель магнитометра (дли-
на 15 м) долго не удавалось развернуть, он сворачивался в кольца.
С подобной трудностью космонавты встретились и накануне при
развертывании кабелей некоторых приборов комплекта ALSEP.
На станции А был проведен эксперимент по исследованию воздей-
ствия лунной пыли на краску, которую предполагают использовать
для лунохода. Образцы краски посыпались лунной пылью, которая
потом стряхивалась. Некоторые образцы после этого чистились щет-
кой, другие не чистились. Все образцы складывались в контейнер для
последующего сравнительного изучения. В 7+132 час 51 мин была
взята колонка грунта с глубины 45 см с помощью трубки-пробоот-
борника. Заглубить трубку на полную длину (ПО см) не удалось,
мешали твердые породы. В 7+133 час 15 мин была произведена
вторая остановка (станция В, см. рис. 203). Затем началось вос-
хождение на склон кратера Коун. Крутизна склона, по оценке кос-
монавтов, достигала 18°, начали попадаться камни поперечником
486
Рис. 203. Фактический (сплошная линия) и расчетный (пунктирная линия) маршруты
космонавтов при втором выходе (буквами без штриха обозначены фактические стан-
ции, буквами со штрихом — расчетные станции на маршруте)
] — лунная кабина; 2 — место установки приборов комплекта ALSEP № 3; 3 — нагромождение
камней; 4 — телевизионная камера в положении, обеспечивающем видимость продвижения космо-
навтов к кратеру Коун; 5 — место взятия камня поперечником ~ 25 см; 6 — кратер, у которого
рылась траншея
1,2—1,5 м. Тележку МЕТ космонавты не катили, а несли на руках
держа с двух сторон. Местность была испещрена кратерами. Ров-
ные площадки между кратерами имели поперечник не более 3 м.
Между космонавтами возник спор относительно ориентиров. Мит-
челл переключил систему охлаждения с режима низкого расхода
на режим среднего расхода. Космонавтам предложили остановить-
ся и передохнуть, что и было сделано. Через несколько минут в
Т+133 час 35 мин они снова остановились, чтобы определиться.
Когда космонавты стали продолжать подъем, частота пульса у обо-
их достигла 120 ударов в минуту. Склон стал заметно круче.
В Т-р 133 час 45 мин, когда частота пульса Шепарда достигла 150,
а Митчелла 128 ударов в минуту, космонавты снова остановились.
При переговорах с Землей было слышно их тяжелое дыхание. Кос-
монавты считали, что выходят на край кратера, однако это оказал-
ся гребень, за которым подъем продолжался. Они сообщили на
Землю, что до края идти еще не менее 30 мин, причем, возможно,
они ошибаются в определении своего положения. Шепард выска-
зал мнение, что целесообразно начать возвращение, иначе не оста-
нется времени на сбор документированных образцов. Ученые на
Земле согласились с ним, и предложили космонавтам взять образ-
цы в том месте, где они остановились, поскольку эти образцы не
должны были существенно отличаться от тех, которые находятся
на самом краю кратера. Космонавтам еще раньше разрешили про-
длить выход на 30 мин, но они уже выбились и из нового графика.
Космонавты поднялись по склону еще немного и в 7*4-134 час
22 мин достигли участка, покрытого белыми камнями (станция С,
см. рис. 203). Температура в скафандре Шепарда повысилась до
35°С, в скафандре Митчелла до 32°С. В скафандре Шепарда была
зарегистрирована небольшая утечка кислорода. Космонавтам при-
казали взять образцы белых камней и немедленно возвращаться,
причем для экономии времени идти прямо к кратеру Уэйрд, минуя
станции D и Е. На пути к кратеру Уэйрд Шепард остановился у
небольшого кратера и прокопал траншею (рис. 203, позиция 6) для
изучения стратификации. Но стенки траншеи все время осыпались,
и слои трудно было рассмотреть. Шепард все же заметил, что под
верхним темно-коричневым слоем был черный слой глубиной
~0,6 см, а затем более светлый слой, чем у поверхности. Однако
сколько-нибудь ясной картины стратификации получить не уда-
лось. Шепард взял образец грунта со дна траншеи. У кратера
Уэйрд (станция F, см. рис. 203) космонавты собрали образцы, про-
извели измерения с помощью магнитометра и сфотографировали
панораму местности. На следующей станции (G) у группы крате-
ров Триплет Митчелл сделал попытку взять колонки грунта, но
грунт высыпался из трубок-пробоотборников.
В 7+135 час 22 мин космонавтам приказали закончить экспе-
рименты и возвращаться к лунной кабине. Через 10 мин они ее до-
стигли. Шепард направился к месту установки приборов комплек-
та ALSEP, чтобы проверить положение антенны блока телеметри-
ческой аппаратуры, а Митчелл пошел в район нагромождения кам-
ней для сбора образцов. Вернувшись к лунной кабине, космонавты
488
погрузили в нее контейнеры с образцами и свернутую в рулон ло-
вушку. Ловушка экспонировалась в течение 21 час (при полете
корабля «Аполлон XI» — 0,8 час, при полете корабля «Апол-
лон XII»— 18,7 час). Перед входом в лунную кабину Шепард вы-
нул из кармана скафандра три мяча для игры в гольф и, пользуясь
одним из инструментов с длинной ручкой в качестве клюшки, сде-
лал три удара. Митчелл метнул, как копье, штангу длиной 1,5 м, на
которой монтировалась ловушка. Мячи для гольфа Шепард взял
с ведома руководителей полета и они были стерилизованы.
В 7"+136 час 07 мин Митчелл вошел в лунную кабину. Ше-
пард вошел 10 мин спустя. При входе в кабину частота пульса
Шепарда составляла 108, Митчелла — 114 ударов в минуту. Люк
был закрыт в Г+136 час 21 мин. Выход продолжался 4 час 29 мин
(от открытия до закрытия люка), космонавты собрали 23 кг об-
разцов.
Шепард за два выхода пробыл на поверхности Луны ~9 час
и прошел 2,7 км [711, 714, 734, 737—739, 747].
На лунной кабине была смонтирована кинокамера, включае-
мая по команде с Земли. С ее помощью были сняты космонавты,
возвращающиеся к лунной кабине от кратера Коун. Однако кос-
монавты забыли извлечь кассету с пленкой из этой камеры, кото-
рая оставалась на Луне [737].
Средние энергозатраты космонавтов во время второго выхода
составляли 225 ккал!час, максимальные 625 ккал!час, то есть вы-
ше ожидавшихся. Они жаловались, что скафандры недостаточно
гибкие.
Космонарты выполнили почти все задачи, запланированные
на оба выхода. Из 215 операций на Луне невыполненными оста-
лись только 9, причем все они относятся к числу второстепенных.
При первом выходе, в связи с задержкой при установке приборов,
космонавты на обратном пути к лунной кабине не производили
сбор образцов у группы кратеров Дублет. Однако в качестве ком-
пенсации при втором выходе был произведен сбор образцов у
группы кратеров Триплет. При втором выходе космонавты не до-
стигли края кратера Коун, а также вследствие выхода из графика
не произвели запланированных операций на станциях D и Е. По-
следующий анализ1 показал, что космонавты не дошли всего
25—50 м до края кратера Коун. Им следовало идти на север, но
в этом направлении местность понижалась, поэтому космонавты
решили, что к краю кратера следует двигаться на восток, где был
гребень, который они приняли за край. Ориентирование и опреде-
ление расстояний на поверхности Луны оказалось очень затрудни-
тельным, особенно на пересеченной местности, когда складки рель-
ефа скрывают ориентиры. Проблема осложняется отсутствием
предметов, которые могли бы служить критерием масштабов, очень
близким горизонтом, а также отсутствием таких различий в окрас-
1 На рис. 203 маршрут нанесен по предварительным данным.
489
ке отдельных участков местности, которые помогали бы ориенти-
рованию. Пересеченная местность позволяла видеть только на 30 м
вперед. Кроме того, космонавты неправильно оценивали скорость
своего движения. Она составляла не свыше 4,3 км/час, но им ка-
залась значительно больше. Митчелл высказал надежду, что на
лунной кабине корабля «Аполлон XV» успеют установить дально-
мер, который уже в течение некоторого времени разрабатывается
NASA. Правда, этот прибор эффективен только в пределах прямой
видимости, и на пересеченной местности принесет мало пользы.
Шепард -считает, что при поездках на луноходе, оснащенном на-
вигационным оборудованием, определение положения на Луне уп-
ростится [715, 725, 727, 728, 735, 736, 739].
Руководители программы «Аполлон» согласились с Шепардом,
что нельзя так жестко программировать операции на Луне, надо
оставлять большую свободу выбора и принятия решений для кос-
монавтов [738].
После возвращения в лунную кабину космонавты сложили не-
нужные более предметы (в том числе чехлы на ботинки и ранце-
вые системы PLSS) в мешок, разгерметизировали кабину, откры-
ли люк и выбросили мешок. Телевизионная камера продолжала
работать и после входа космонавтов в лунную кабину, в частно-
сти, было показано повторное открытие люка и выбрасывание не-
нужных предметов. Камера была выключена примерно за час до
старта с Луны. После приема пищи, космонавты уложили различ-
ные объекты в лунной кабине, затем имели краткий отдых и нача-
ли готовиться к старту с Луны. Общая длительность пребывания
на Луне составила 33 час 30 мин [717].
Старт с Луны, встреча с основным блоком, полет
по селеноцентрической орбите и возвращение на Землю
Старт с Луны был произведен в Т л-142 час 25 мин (7+142 час
24 мин). Основной двигатель взлетной ступени лунной кабины про-
работал 7 мин 12 сек (7 мин 10,7 сек) и вывел ступень на орбиту
с высотой периселения 17 км и высотой апоселения 96 км. Спустя
минуту после выключения основного двигателя взлетной ступени
были включены двигатели системы ориентации, которые обеспечи-
ли доводку скорости (приращение 4,6 м/сек). Дальномер на основ-
ном блоке не сразу стал получать сигналы от ответчика на лунной
кабине. По-видимому, этому мешали интенсивные радиоперегово-
ры космонавтов. Им приказали переговоры временно прекратить,
и через 20 сек дальномер получил уверенные сигналы от ответчика.
В 7+143 час 09 мин (7+143 час 09 мин) был произведен первый
маневр на завершающем этапе сближения. Основной двигатель
обеспечил приращение скорости 28,3 м/сек. Спустя ~40 мин на-
чался телевизионный сеанс, во время которого Руса показывал
приближающуюся взлетную ступень. Сближение и причаливание
прошли нормально, стыковка удалась с первой попытки в 7+
+ 144 час 12 мин (7+144 час 10 мин). Незадолго до выдачи им-
1 Согласно источнику [127], — через несколько минут после старта с Луны
490
пульса для выравнивания .скоростей [711]1 вышла из строя аварий-
ная система наведения лунной кабины, но, поскольку основная си-
стема работала нормально, эта неисправность не отразилась на
ходе полета. Шепард и Митчелл после чистки пылесосом скафанд-
ров и предметов, переносимых в отсек экипажа, перешли в этот
отсек.
В отсек был перенесен стыковочный штырь, с тем, чтобы до-
ставить его на Землю для осмотра. Вес штыря ~6О кг. Он был
привязан под одним из кресел космонавтов 30-метровым тросом,
который космонавты специально для этой цели не оставили на Лу-
не, как предусматривалось, а взяли с собой в лунную кабину. Этим
тросом космонавты должны были связываться в случае трудностей
при подъеме по склону кратера Коун [711, 717, 736, 738].
В Т+146 час 23 мин (Т+146 час 23 мин) использованная
взлетная ступень была сброшена. В Т+147 час 54 мин (Т+147 час
52 мин) ее основной двигатель был включен на торможение и в
Т+148 час 22 мин (Т+148 час 20 мин) она упала на Луну в точ-
ке с координатами 3°30' ю. ш. и 19°16' з. д. в 70 км от места по-
садки корабля «Аполлон XIV» ив 115 км от места посадки кораб-
ля «Аполлон XII» (см. рис. 195). Сейсмометры, установленные в
местах посадки, регистрировали сейсмические колебания, вызван-
ные падением ступени, в течение ~1,5 час. Согласно расчетам,
скорость ступени при падении составляла 1,7 км!сек, угол падения
4е к горизонту. Предполагают, что при падении ступени образо-
вался кратер длиной 20 м, шириной 2 м и глубиной 1 м.
Во время пребывания Шепарда и Митчелла на Луне космо-
навт Руса, остававшийся в основном блоке, производил фотогра-
фирование Луны, в частности, района кратера Декарт, ориентиро-
вочно выбранного в качестве места посадки космонавтов корабля
«Аполлон XVI». В основном он должен был производить съемку
камерой Нусоп, однако затвор этой камеры оказался неисправ-
ным, и были опасения, что полученные снимки непригодны для
использования. В связи с этим Руса перешел на съемку камерой
Hasselblad с телеобъективом. По его расчетам, с помощью этой
камеры были получены снимки района кратера Декарт с разреше-
нием 30—45 м.
Руса производил также радиозондирование поверхности Луны
с целью определения ее электрических характеристик и принимал
участие в траекторных измерениях с целью изучения возмущений
орбиты под влиянием аномалий гравитационного поля Луны.
Руса засек с орбиты лунную кабину на поверхности Луны, а
несколько позже —приборы комплекта ALSEP (в обоих случаях
по отражению солнечных лучей) [711, 715, 717, 728, 738].
Переход на траекторию полета к Земле, полет по трассе
«Луна—Земля» и приводнение
Включение маршевого двигателя основного блока для перехо-
да с селеноцентрической орбиты на траекторию полета к Земле
было произведено на 35-м витке основного блока по селеноцентри-
ческой орбите в Т+149 час 16 мин (Т+149 час 14 мин). Двигатель,
включенный над обратной стороной Луны, проработал 147 сек и
1 Согласно источнику [727],—через несколько минут после старта с Луны.
491
обеспечил приращение скорости 1051 м!сек, «чрезвычайно близкое
к расчетному». Космонавтам был разрешен длительный период от-
дыха. В 7+165 час 37 мин (Г+166 час 14 мин) была произведена
первая коррекция на трассе «Луна—Земля». Маршевый двигатель
корабля проработал 3 сек.
В Г+172 час 31 мин были начаты технологические экспери-
менты. Одновременно проводился телевизионный сеанс. В связи
с тем, что при проведении эксперимента по изучению теплопотоков
в невесомости встретились трудности, операции несколько затяну-
лись, и телевизионный сеанс продолжался не 30 мин, как было за-
планировано, а около часа. Шепард во время сеанса сказал не-
сколько слов о значении космических полетов и высказал надежду,
что они будут способствовать миру во всем мире. Был проведен
запланированный эксперимент по испытанию систем жизнеобеспе-
чения в условиях повышенного расхода кислорода. Его пришлось
прекратить несколько раньше, чем рассчитывали, поскольку утеч-
ка кислорода за борт превышала заданную величину. По заяв-
лению руководителей эксперимента, несмотря на его преждевре-
менное прекращение, удалось получить всю запланированную ин-
формацию. Митчелл, увлекающийся телепатией, провел «личный»
эксперимент, не санкционированный NASA. Он мысленно переда-
вал символы, а его партнер в Чикаго в заранее обусловленное вре-
мя «сосредоточился для их приема» [717, 728, 736, 737].
От второй коррекции, запланированной на Г+184 час 36 мин,
отказались [717].
Во время последнего телевизионного сеанса (с Г+195 час
07 мин до Г+195 час 32 мин) была организована пресс-конферен-
ция с журналистами [736, 738]. Телевизионные сеансы, проведен-
ные космонавтами корабля «Аполлон XIV», перечислены в табл. 38.
От третьей и последней коррекции траектории на трассе «Лу-
на—Земля», намеченной на Г + 213 час 26 мин, отказались. 9 фев-
раля из-за землетрясения на 1—5 мин прекратили работу станции
КИК в Кауаи (Гавайские о-ва), на о. Гуам, в Карнарвоне и Ха-
нисакл Крике (Австралия) [739].
Отделение отсека экипажа от двигательного отсека произош-
ло в Г+216 час 12 мин (Г+ 216 час 11 мин). Отсек экипажа вошел
в плотные слои атмосферы в Г+216 час 71 мин (Г+216 час
24 мин). Спустя 18 сек начался период пропадания сигнала, кото-
рый продолжался 3 мин 13 сек. Тормозные парашюты раскрылись
в Г + 216 час 38 мин, спустя минуту на высоте ~3000 км раскры-
лись основные парашюты. Отсек экипажа приводнился 9 февраля
в 21 час 05 мин 04 сек по Гринвичу. Бортовое время посадки Г+.
+216 час 42 мин (Г+216 час 38 мин). Полет продолжался 216 час
02 минх.
1 40-минутная разница между бортовым временем и фактической длитель-
ностью полета объясняется тем, что на трассе «Земля—Луна» бортовые часы
были переведены на 40 мин вперед (см. стр. 478).
492
Таблица 38
Сеансы телевизионных передач с борта корабля «Аполлон XIV» и с поверхности Луны
№ п/п Дата Бортовое время начала сеанса Продол- житель- ность, мин Этап полета Что демонстрировалось Примечания
1 1 февраля 03 час 03 мин (03 час 05 мину 113(25) Трасса „Земля— Луна* Вид лунной кабины и послед- ней ступени в период пере- строения отсеков; стыковоч- ный конус Сеанс был продлен в связи с тем, что несколько попыток стыковки были неудачными
2 1 февраля « Стыковочный штьфь Незапланированный сеанс для обнаружения неполадок в стыковочном штыре
3 3 февраля 61 час 45 мин (61 час 45 мин) 47(45) » Переход космонавтов в лун- ную кабину
4*» 5 февраля 114 час 25 мин ~5 час Пребывание Первый выход космонавтов Начало выхода и начало се-
(113 час 57 мин) (~5 час) на Луне на поверхность Луны анса задержались в связи с некоторыми неполадками при подготовке к выходу
5 6 февраля 131 час 07 мин (133 час 36 мин) час (7 час 43 мин) Второй выход космонавтов на поверхность Луны По просьбе космонавтов, вы- ход начался несколько рань- ше, соответственно раньше был начат телевизионный сеанс
6 6 февраля 143 час 53 мин (143 час 51 мин) 6(6) Селеноцентри- ческая орбита Сближение взлетной ступени лунной кабины с основным блоком
7 6 февраля 144 час 08 мин (144 час 06 мин) 4(4) я Стыковка взлетной ступени лунной кабины с основным блоком
8 8 февраля 172 час 31 мин (172 час 30 мин) 60(30) Трасса „Луна—Земля* Технологические экспери- менты в невесомости Сеанс был продлен в связи с неполадками при проведе- нии одного из экспериментов
9 9 февраля 195 час 07 мин 25 я Телевизионная пресс-конфе- ренция космонавтов Незапланированный сеанс
* В скобках указываются расчетные величины.
** Телевизионный сеанс, запланированный на 5 февраля в Т4-101 час 00 мин с демонстрацией расчетного района посадки был отменен в
св5(зн с занятостью космонавтов другими операциями.
Координаты места посадки 27°2' ю. ш. и 172°40' з. д., в 1,8 км
от расчетной точки и в 6,4 км от вертолетоносца «Нью Орлеан».
Температура воды в океане была 27°, волны не выше 1,4 м, ве-
тер 8,4 м]сек. Отсек установился наплаву в расчетном положении
(днищем вниз). Один из трех основных парашютов при приводне-
нии не отделился, и сброшенные с вертолета легкие водолазы пе-
ререзали стропы. Водолазы подвели под отсек понтон; подготови-
ли надувную лодку, обработали внешнюю поверхность отсека де-
зинфицирующим составом, открыли люк и передали космонавтам
чистые комбинезоны и маски с респираторами. Космонавты выш-
ли на надувную лодку и были по очереди подняты на борт верто-
лета, который через 49 мин после приводнения доставил их на вер-
толетоносец, где космонавты перешли в карантинный фургон.
11 февраля, когда вертолетоносец «Нью Орлеан» подошел до-
статочно близко к о. Самоа, вертолет доставил космонавтов на
аэродром на этом острове, где они вошли в карантинный фургон
на военно-транспортном самолете С-141, который с промежуточной
посадкой на Гавайских островах доставил фургон с космонавтами
12 февраля на базу ВВС Эллингтон (шт. Техас). Автомашина ^пе-
ревезла фургон в Лабораторию LRL, где космонавты находились
в карантине до 27 февраля. Отдельным самолетом с о. Самоа в
Лабораторию LRL были доставлены образцы лунных пород [707,
708, 710, 711, 717]. Отсек экипажа был доставлен в Лабораторию
LRL 20 февраля 1971 г. [725, 738].
НЕКОТОРЫЕ ИТОГИ ПОЛЕТА
Полет космического корабля «Аполлон XIV» руководители
NASA считают полностью успешным. Космонавты выполнили все
основные и второстепенные задачи полета за исключением сбора
образцов, фотографирования и проведения некоторых других экс-
периментов непосредственно у края кратера Коун, однако это счи-
тают несущественным. Д-р Робин Бретт, один из руководителей
группы, занимавшейся обработкой доставленных с Луны образцов
в Лаборатории LRL, заявил, что, несмотря на отсутствие образцов,
взятых непосредственно на краю кратера, все геологические зада-
чи полета выполнены [728].
Основными достижениями полета считают:
1. Восстановление престижа американской космической про-
граммы, упавшего после аварии корабля «Аполлон XIII».
2. Новую демонстрацию надежности и эффективности ракет-
но-космического комплекса «Сатурн V—Аполлон». Отказы, на-
блюдавшиеся во время полета, удалось успешно преодолеть, и они
не помешали успеху полета в целом.
495
3. Новую демонстрацию преимущества пилотируемых полетов
для исследования Луны по сравнению с полетами автоматических
аппаратов. По утверждению редакционной статьи американского
хкурнала Aviation Week, экспедиция на корабле «Аполлон XIV»
дала больше информации о Луне, чем все американские и совет-
ские автоматические лунные станции вместе взятые. Далее в этой
статье указывается, что главными задачами полетов лунных экспе-
диций па кораблях «Аполлон» теперь являются уже не испытания
материальной части, принятой методики, возможностей космонав-
тов и пр., а научные исследования. «Теперь у ученых уже не бу-
дет повода жаловаться, что программа «Аполлон» ставит перед
собой в основном технические, а не научные задачи. Подобные жа-
лобы в прошлом можно объяснить только тем, что эти ученые не
имели представления о сложности отработки летательных аппа-
ратов» [711].
4. Получение новых данных о Луне, благодаря доставке на
Землю образцов лунных пород, установке на Луне научных при-
боров, съемке и различным научным экспериментам.
Рис. 204. Космонавты Шепард (справа) и
Митчелл у камня, доставленного с Луны
Космонавты корабля «Аполлон XIV» доставили на Землю
43 кг образцов лунных пород, в том числе 16 так называемых до-
кументированных образцов, 17 недокументированных образцов
496
(среди них не менее 9 камней), три глубинные пробы, взятые с
помощью трубок-пробоотборников, образцы со дна траншеи
глубиной 46 см и образец (94 г), специально предназначенный для
анализа на присутствие микроорганизмов, причем анализ произво-
дился до окончания карантина космонавтов. Три документирован-
ных образца довольно крупные: два весом по 5,5 кг с максималь-
ным размером 25 см и один весом 9 кг размером 25x25 см
(рис. 204). После 45-дневного предварительного изучения образцов
в Лаборатории LRL часть их (6,8 кг) распределили среди 124 аме-
риканских и 52 иностранных ученых. Образцы получили ученые
Австрии, Англии, Бразилии, Индии, Канады, Норвегии, Финлян-
дии, Франции, ФРГ, Швейцарии, ЮАР и Японии. Конференция по
результатам исследований этих образцов должна состояться в
Хьюстоне в январе 1972 г. [713, 725, 730, 731].
Космонавты, совершившие посадку на Луну, сделали 450—
500 снимков лунной поверхности с помощью камеры Hasselblad
и не менее 17 снимков с помощью стереоскопической >камеры. Ка-
мерой Hasselblad снимали панорамы из лунной кабины и 12 пано-
рам во время выходов на поверхность Луны, в частности, круго-
вую панораму в точке наибольшего подъема на склон кратера
Коун и около 100 снимков документированных образцов [725].
Руса фотографировал с помощью камер Нусоп и Hasselblad
район кратера Декарт с высоты ~20 км (при угле возвышения
Солнца 31°), а затем с высоты ~110 км. Хотя затвор камеры Ну-
соп был неисправным, специалисты фирмы Eastman Kodak надея-
лись в результате специальной обработки сделать пригодными для
использования 30—60% снимков. Те участки пленки, где произо-
шел смаз изображения или многократная экспозиция, вырезаются,
а недодержка и передержка компенсируются особой химической
обработкой [713, 746, 748].
5. Демонстрацию разносторонних возможностей кораблей
«Аполлон», которые могут использоваться как для исследований
на Луне и на селеноцентрической орбите, так и для проведения
технологических экспериментов в невесомости и т. п. [7Н].
6. Демонстрацию отличной физической подготовки и высокой
квалификации космонавтов, в частности, физической выносливости
47-летнего космонавта Шепарда. Никаких болезненных явлений у
космонавтов не наблюдалось. Шепард прибавил в весе 0,5 кг (пер-
вый случай прибавления в весе в полете среди американских кос-
монавтов), Митчелл потерял 0,5 кг, Руса потерял 5 кг [728]. Ни
разу за время полета космонавты не принимали медикамен-
тов [736].
РАБОТА ПРИБОРОВ, УСТАНОВЛЕННЫХ НА ЛУНЕ
Детектор ионов зарегистрировал ионный поток, вызванный
падением на Луну использованной взлетной ступени. Падение
произошло в 70 км от места установки приборов, поток ионов до-
стиг прибора через 50 сек после падения. Характерно, что рабо-
тающий детектор ионов, установленный в Океане Бурь космонав-
497
тами корабля «Аполлон XII», зарегистрировал ионный поток, выз-
ванный работой двигателя лунной кабины корабля «Аполлон XIV»
как при посадке на Луну, так и при старте с Луны, причем при
старте ионы были зарегистрированы через 330 сек после включе-
ния двигателя [727].
Ионизационный манометр зарегистрировал падение на Луну
использованной взлетной ступени по резко (в 50 раз) возросшему
давлению окружающей газовой среды [713].
Детектор заряженных частиц зарегистрировал падение на
Луну использованной взлетной ступени по резкому (в 10—50 раз)
увеличению энергии регистрируемых частиц, которая достигала
50—200 эв [713, 727].
Сейсмометр, установленный космонавтами корабля «Апол-
лон XIV» (см. рис. 195), регистрировал сейсмические колебания,
вызванные падением использованной взлетной ступени, в течение
1,5 часа. Эти колебания зарегистрировал и сейсмометр, установ-
ленный космонавтами корабля «Аполлон XII» в 117 км от места
падения в Океане Бурь. Этот же сейсмометр зарегистрировал па-
дение на Луну ракеты S-4B-509 — последней ступени ракеты-носи-
теля корабля «Аполлон XIV». Такой комплексный эксперимент
был важен для сравнительных исследований. Последняя ступень
ракеты-нОсителя падала почти вертикально, а взлетная ступень
лунной кабины — под очень ' небольшим углом к горизонту. Та-
ким образом, они имитировали падение на Луну метеоритов под
различными углами. Сейсмические колебания, вызванные падени-
ем последней ступени носителя, регистрировались в течение ~3 ча-
сов, как это и ожидали после подобных экспериментов, со взлет-
ной ступенью лунной кабины корабля «Аполлон XII» и последней
ступенью ракеты-носителя корабля «Аполлон XIII». Ракета
S-4B-509 упала на значительно меньшем расстоянии (~200 км
вместо 350 км, см. рис. 195) от сейсмометра, поэтому зондирование
Луны удалось осуществить лишь до глубины несколько более
30 км. Твердой основы на этой глубине не обнаружено [713,
727, 747].
Геофоны регистрировали сейсмические колебания, вызванные
подрывом пиротехнических зарядов, в течение менее длительного
периода, чем ожидалось. Скорость прохождения волн до глубины
15 м была неожиданно очень низкой («как на Земле») [727].
Отражатель лазерного излучения. Первые отраженные сигна-
лы от этого прибора были получены Обсерваторией Макдональда
ночью с 5 на 6 февраля, то есть менее чем через сутки после ус-
тановки прибора на Луне [737].
Все установленные на Луне приборы хорошо перенесли рез-
кое падение температуры при лунном затмении 10 февраля 1971 г.
[743].
Запуск гранат, который первоначально предполагали осущест-
вить через 3—6 мес. после отлета космонавтов, отложен до сентяб-
ря 1972 г., а, возможно, от него вообще откажутся. Как выясни-
лось, космонавты установили блок пусковых устройств с гранатами
неудачно, и при их запуске могут быть повреждены научные при-
боры [753, 754].
498
КОСМИЧЕСКИЙ КОРАБЛЬ «АПОЛЛОН XV»
Полет космического корабля «Аполлон XV» запланирован на
26 июля — 7 августа 1971 г. Основной экипаж корабля: Дэвид
Скотт (командир), Альфред Уорден (пилот основного блока) и
Джеймс Ирвин (пилот лунной кабины). Корабль должен включать
в себя основной блок (образец 111) и лунную кабину (образец
LM-9). Для запуска используется ракета-носитель «Сатурн V»
AS-5101. Цель полета, первого на этапе J, — высадка на Луне с
проведением исследований по более широкой программе, чем на
этапе Н (предусматривается использование лунохода), съемка и
зондирование Луны с селеноцентрической орбиты и доставка на
эту орбиту автоматического спутника [578—580, 655, 656].
Рис. 205. Расчетный участок посадки
космического корабля «Аполлон XV»
(на снимке представлен район про-
тяженностью 4 км\ в центре района
кратер Хэдли С; участок посадки
указан стрелкой)
1 Ракета с кораблем вывезена на старт 11 мая 1971 г. [751].
499
Космический корабль «Аполлон XV» должен совершить по-
садку на Луну у восточного края Моря Дождей в районе борозды
Хэдли. Селенографические координаты центра расчетного района
посадки 26,52° с. ш. и 3,00° в. д. [599]. Выбранный район (рис. 205)
с трех сторон окружен горами Апеннины, отстоящими от него на
расстояние 2—2,5 км. Этот район представляет интерес, поскольку
позволяет одной экспедиции исследовать резко различающие-
ся элементы рельефа: борозду Хэдли (длина 100 км, ширина
0,8 км, глубина ~0,2 км), отроги горной цепи Апеннины (высота
3,6—4,5 км) и плоскогорье, с куполообразными холмами, возмож-
но, имеющими вулканическое происхождение и состоящими из
сравнительно молодой лавы (возраст менее 3,3 млрд. лет). На
склоне борозды Хэдли ожидают найти древнейшие породы, имею-
щие возраст до 4,6 млрд, лет и более. Представляет интерес выяс-
нение происхождения борозды. Не исключают, что она могла быть
промыта потоком воды [578—580, 655, 656].
ЗАДАЧИ ПОЛЕТА
Основными задачами полета являются:
1. Отработка техники посадки в весьма пересеченном районе.
Лунная кабина на участке спуска должна будет перевалить через
хребет Апеннин, имеющий высоту более 2,4 км [578—580]. Хотя
посадка совершается на ’ более пересеченном участке, чем у пре-
дыдущих экспедиций, лунная кабина корабля «Аполлон XV» имеет
запас топлива, позволяющий производить горизонтальные маневры
в поисках подходящей посадочной площадки только в течение
3 сек, поскольку она несет луноход LRV [649—652].
2. Сбор образцов лунного грунта, в частности, взятие керна
из скважины глубиной 2 м, высверленной с помощью электробура.
3. Фотографирование на поверхности Луны, в частности, съем-
ка документированных образцов лунного грунта [657].
4. Установка на Луне комплекта научных приборов ALSEP
№ 4, включающего в себя сейсмометр, магнитометр, прибор для
исследования тепловых потоков, идущих из недр Луны к ее по-
верхности, ионизационный манометр и детектор ионов1. Сейсмометр
должен регистрировать сейсмические явления, возникающие как в
материковой части к востоку от места посадки, так и в Море Дож-
дей к западу от места посадки. Если в Море Дождей действительно
на большой глубине находятся породы высокой плотности, то сей-
смические волны будут распространяться через эти породы со ско-
ростью, более высокой, чем те, которые были до сих пор зарегист-
рированы. Зонды прибора для исследования тепловых потоков
должны размещаться в двух скважинах глубиной 3 м, высверлен-
ных электробуром. Ионизационный манометр будет способен об-
наружить вулканические газы, если они еще продолжают выде-
1 Согласно последним сообщениям [754], в состав комплекта включены
пусковые устройства с гранатами, поскольку подобные устройства, доставленные
на Луну космонавтами корабля «Аполлон XIV», возможно, использовать не
удастся (см. стр. 498).
500
ляться. Космонавты должны также установить на Луне, отража-
тель лазерного излучения, не входящий в комплект ALSEP № 4.
Этот отражатель будет иметь 300 уголковых элементов, а не 100,
как отражатели, установленные космонавтами кораблей «Апол-
лон XI» и «Аполлон XIV». Это позволит производить эксперимен-
ты с отражателем и тем обсерваториям, которые не располагают
очень мощными телескопами [655—658].
5. Испытания лунохода и его эксплуатация в лунных условиях.
6. Съемка и зондирование Луны с селеноцентрической орбиты
с помощью комплекта SIM, установленного в двигательном отсеке
корабля. Поскольку расчетный район посадки корабля «Апол-
лон XV» расположен сравнительно далеко от экватора, корабль
должен быть выведен на селеноцентрическую орбиту со значитель-
ным наклонением. Таким образом, приборы комплекта SIM смогут
производить съемку и зондирование широкой зоны лунной поверх-
ности на видимой и на обратной сторонах Луны [600, 601].
7. Доставка на селеноцентрическую орбиту автоматического
спутника для исследования гравитационного поля Луны, магнит-
ного поля и заряженных частиц. Спутник будет обращаться по
орбите с большим наклонением и проходить над несколькими райо-
нами гравитационных аномалий [658].
8. Организация падения на Луну последней ступени ракеты-
носителя и использованной взлетной ступени лунной кабины. Сей-
смические колебания, вызванные падением, должны регистриро-
ваться установленными на Луне сейсмометрами.
9. Проведение телевизионных сеансов с борта корабля и с по-
верхности Луны, в частности, во время маршрутных экспедиций
на луноходе с помощью камеры RCA цветного телевидения (см.
стр. 100, 101) [649—652].
РАСЧЕТНАЯ ПРОГРАММА ПОЛЕТА
Согласно расчетной программе, ракета-носитель «Сатурн V»
AS-510 с космическим . кораблем «Аполлон XV» запускается со
стартового комплекса № 39 на мысе Кеннеди 26 июля 1971 г. в
13 час 34 мин{. Расчетная программа предстартовой подготовки
и полета космического корабля «Аполлон XV» во многом аналогич-
на описанной выше типовой программе, но имеет и ряд отличий,
которые перечисляются ниже.
На трассе «Земля—Луна». Корабль совершает полет не по
траектории свободного возвращения, а по гибридной траектории,
на которую переходит в результате второй коррекции (как корабли
«Аполлон XII»,..., «Аполлон XIV»). Отделившаяся последняя сту-
пень ракеты-носителя не выходит па гелиоцентрическую орбиту,
а падает на Луну (как при полетах кораблей «Аполлон XIII» и
«Аполлон XIV»).
На селеноцентрической орбите до посадки на Луну. Корабль
выводится (в 20 час 08 мин 29 июля) на начальную селеноцентри-
1 Здесь и дадее время по Гринвичу.
501
,ческую орбиту со значительно большим наклонением, поскольку
расчетный район посадки лежит сравнительно далеко от экватора.
В результате коррекции начальной орбиты корабль переводится не
на близкую к круговой орбиту высотой ~ 110 км, а на эллиптиче-
скую орбиту с высотой периселения 18 км, где и происходит отде-
ление лунной кабины. Основной блок после отделения переходит
на близкую к круговой орбиту высотой ~110 км для обеспечения
последующей встречи со взлетной ступенью лунной кабины. По-
добная схема была предусмотрена для кораблей «Аполлон XIII»
и «Аполлон XIV».
На селеноцентрической орбите после возвращения с Луны.
Отделившаяся взлетная ступень лунной кабины не переводится на
гелиоцентрическую орбиту, а падает на Луну (как у кораблей
«Аполлон XII»,..., «Аполлон XIV»). Основной блок после отделе-
ния взлетной ступени обращается по орбите примерно на двое су-
ток больше, чем предусматривалось типовой программой, с целью
проведения съемки и зондирования Луны.
На трассе «Луна—Земля». Космонавт Уорден должен совер-
шить выход в открытый космос длительностью ~ 1 час для извле-
чения отснятой пленки из камер, входящих в комплект SIM. Ни од-
на из предыдущих лунных экспедиций такого выхода не предусмат-
ривала [648].
Приводнение происходит 7 августа в 21 час 30 мин в Тихом
океане. Общая длительность полета космического корабля «Апол-
лон XV» составляет 12 суток 7 час 56 мин.
Ниже приводится расчетная программа пребывания космонав-
тов корабля «Аполлон XV» на Луне.
Посадка на Луну производится 30 июля в 22 час 14 мин. Через
90 мин после посадки один из космонавтов, возможно, откроет
верхний люк лунной кабины и, высунувшись из него, в течение
30 мин произведет обзор окружающей местности. Космонавты со-
вершают три выхода на поверхность Луны. Первый выход длится
7 час с 14 час 00 мин по 21 час 00 мин 31 июля. Космонавты рас-
ставляют на поверхности Луны научные приборы и проводят в те-
чение 2,5 час испытания лунохода по кольцевому маршруту про-
тяженностью 3—4 км. Второй выход длится 7 час с 11 час 30 мин
др 18 час 30 мин 1 августа. Космонавты отправляются на луноходе
к борозде Хэдли, спускаются пешком на некоторое расстояние по
склону и собирают образцы. Общая протяженность маршрута на лу-
ноходе при втором выходе 15—16 км, однако космонавты не долж-
ны удаляться от лунной кабины на расстояние более 5 км, чтобы
в случае аварии лунохода они могли пешком вернуться к кабине
за время, не превышающее ресурса аварийного запаса кислорода
в ранцевой системе жизнеобеспечения PLSS. Третий выход длится
6 час с 08 час 30 мин до 14 час 30 мин 2 августа. Космонавты от-
правляются на луноходе к отрогам Апеннин и пешком пытаются
совершить восхождение на несколько сот футов, чтобы взять об-
разцы грунта и снять панораму лунной поверхности. Протяженность
502
маршрута, как и при втором выходе, 15—16 км, удаление от лун-
ной, кабины не более 5 км. Во время выходов космонавты смогут
пить из тороидального баллона у горловины шлема и сосать съе-
добную палочку, закрепленную в капсуле под шлемом.
В общей сложности космонавты проводят на Луне 67 час и
стартуют с нее в 17 час 12 мин 2 августа. Старт снимается телеви-
зионной камерой на луноходе, который устанавливается на рассто-
янии ~ 100 м от лунной кабины [647—654].
КОСМИЧЕСКИЙ КОРАБЛЬ «АПОЛЛОН XVI»
Полет космического корабля «Аполлон XVI» запланирован на
март 1972 г. Основной экипаж корабля: Джон Янг (командир), То-
мас Маттингли (пилот основного блока) и Чарльз Дьюк (пилот
лунной кабины). Корабль должен включать в себя основной блок
(образец 112) и лунную кабину (образец LM-10). Для запуска ис-
пользуется ракета-носитель «Сатурн V» AS-511. Цель полета, вто-
рого на этапе J, — высадка на Луне с проведением исследований
по более широкой программе, чем при полете корабля «Апол-
лон XV». Предусматриваются маршрутные экспедиции на лунохо-
де с удалением от места посадки до 16 км. Запланированы также
съемка и зондирование Луны с селеноцентрической орбиты. На
трассе «Луна—Земля» должны проводиться эксперименты по ис-
следованию воздействия различных факторов космического полета
на бактерии, вирусы и грибки. Более подробных сведений о зада-
чах полета пока не публиковалось.
Экспедиция на корабле «Аполлон XVI» должна высадиться в
районе кратера Декарт. Селенографические координаты центра
расчетного-района посадки 10о10' ю. ш. и 16°35' з. д. Космонавты
должны провести на Луне 67 час и совершить три выхода на по-
верхность общей длительностью 20 час. Всего полет продлится
~12 суток [658—663].
КОСМИЧЕСКИЙ КОРАБЛЬ «АПОЛЛОН XVII»
Полет космического корабля «Аполлон XVII» — последний по-
лет в рамках программы «Аполлон» — запланирован на декабрь
1972 г. Основной экипаж корабля: Юджин Сернан (командир), До-
нальд Эванс (пилот основного блока) и Джо Энгл (пилот лунной
кабины). Корабль должен включать в себя основной блок (обра-
зец 113) и лунную кабину (образец LM-11). Для запуска исполь-
зуется ракета-носитель «Сатурн V» AS-512. Цель полета, относяще-
гося к этапу J, — высадка на Луне с проведением исследований
по более широкой программе, чем при полете корабля «Апол-
лон XVI». Предусматриваются маршрутные экспедиции на луно-
ходе с удалением от места посадки до 16 км. Запланированы так-
же съемка и зондирование Луны с селеноцентрической орбиты и
доставка на эту орбиту автоматического спутника. Более подроб-
ных сведений о задачах полета пока не публиковалось.
Экспедиция на корабле «Аполлон XVII» должна высадиться
в районе кратера Марий. Селенографические координаты центра
расчетного района посадки 14,36° с. ш. и 56,34° з. д. Космонавты
должны провести на Луне 67 час и совершить три выхода на по-
верхность общей длительностью 20 час. Всего полет продлится
~12 суток [658—662].
источники
1. New York Times, 1968, 3/V.
2. New York Times, 1968, 25/IV.
3. Monde, 1968, 30/IV.
4. New York Times, 1968, 4/V.
5. New York Times, 1968, 25/IV.
6. Monde, 1968, 30/IV.
7. New York Times, 1968, 4/V.
8. New York Times, 1968, 22/V.
9. Flight, 1968, 9/V, vol. 93, № 3087, p. 722.
10. Aerospace Technology, 1968, 25/111, vol. 21, № 20, p. 3.
11. Electronic News, 1968, 29/IV, vol. 13, № 652, p. 8.
12. Flight, 1968, 2/V, vol. 93, № 3086, p. 687.
13. Space World, 1968, V, vol. E-5-53, p. 31—34.
14. Journal of Spacecraft and Rockets, 1968, IV, vol. 5, № 4 p. 484—486.
15. Aviation Week, 1968, 6/V, vol. 88, № 19, p. 35.
16. Flight, 1968, 30/V, vol. 93, № 3090, p. 829, 869.
17. New York Post, 1968, 13/VI.
18. Aviation Week, 1968, 6/V, vol. 88, № 19, D. 35.
19. Aviation Week, 1968, 13/V, vol. 88. № 20,‘ p. 33.
20. Flight, 1968, 30/V, vol. 93, № 3090, p. 829.
21. Flight, 1968, 6/VI, vol. 93, № 3091, p. 869.
22. New York Times, 1968, 28/IV, p. 81.
23. Electronic News, 1968, 27/V, vol. 13, № 656, p. 24.
24. Spaceflight, 1968, V, vol. 10, № 5, p. 155.
25. Electronic News, 1968, 3/VI, vol. 13, № 657, p. 4, 5.
26. New York Times, 1968, 1/VIII.
27. Spaceflight, 1968, VII, vol. 10, № 7, p. 243, 244.
28. Aviation Week, 1968, 3/VI, vol. 88, № 23, Cover and p. 15, 83.
29. Navigation, 1968, III—V, vol. 15, № 1, p. 39—52.
30. Aerospace Daily, 1968, 29/Ш, vol. 30, № 21, p. 132.
31. Aviation Week, 1968, 3/VI, vol. 88, № 23, p. 76, 77, 81, 83, 86, 87.
32. Electronic News, 1968, 24/VI, vol. 13, № 660, p. 25.
33. Aviation Week, 1968, 24/VI, vol. 88, № 26, p. 28.
34. Flight, 1968, 25/VII, vol. 94, № 3098, p. 150.
35. New York Times, 1968, 11/VIII.
36. New York Times, 1968, 20/VIII. I
37. Aviation Week, 1968, 22/VII, vol. 89, № 3, p. 59, 61.
38. Flight, 1968, 27/VI, vol. 93, № 3094, p. 982.
39. New York Times, 1968, 15/VIII.
40. Aviation Week, 1968, 29/VII, vol. 89, № 5, p. 22, 23
41. Aviation Week, 1968, 22/VIII, vol. 89, № 7, p. 31, 32.
42. New York Times, 1968, 16/IX.
43. New York Times, 1968, 18/IX.
44. Aerospace Daily, 1968, 20/VIII, vol. 32, № 36, p. 243, 244.
45. Aerospace Technology, 1958, 17/VI, vol. 21, № 26, p 3.
46. Electronic News, 1968, 26/VIII, vol. 13, № 670, p. 32.
47. «Разработка и испытания ракетно-космического комплекса «Сатурн V—
Аполлон», ГОНТИ—1, сентябрь 1969 г.
48. New York Times, 1968, 30/IX.
49. New York Times, 1968, 10/X.
50. New York Times, 1968, 13/X.
51. New York Times, 1968, 17/X.
52. Aerospace Technology, 1968, 6/V, vol. 21, № 23, p. 52—54.
53. Aviation Week, 1968, 16/IX, vol. 89, № 12, p. 36.
54. New York Times, 1968, 23/X.
55. New York Times, 1968, 25/X.
56. New York Times, 1968, 19/X.
57. New York Times, 1968, 15/XI.
506
58. New York Times, 1968, 17/XI.
59. New York Times, 1968, 19/XI.
60. New York Times, 1968, 3/VIII, p. 2C.
61. Electronic News, 1968, 7/X, vol. 13, № 676, p. 27.
62. Aerospace Daily, 1968, 13/IX, vol. 33, № 9, p. 57.
63. Electronic News, i968, 7/X, vol. 13, № 676, p. 27.
64. Aerospace Daily, 1968, 26/IX, vol. 33, № 18, p. 119.
65. New York Times, 1968, 22/XI.
66. Electronic News, 1968, 21/X, vol. 13, № 678, p. 22.
67. Aviation Week, 1968, 23/IX, vol. 89, № 13, p. 25, 85.
68. Aviation Week, 1968, 14/X, vol. 89, № 16, p. 13.
69. Aerospace Daily, 1968, 12/IX, vol. 33, № 8, p. 51, 52.
70. Aviation Week, 1968, 19/VIII, vol. 80, № 8, p. 86.
71. Aviation Week, 1968, 16/IX, vol. 89, № 12, p. 36, 37.
72. Electronic News, 1968, 30/IX, vol 13, № 675, p. 28.
73. Time, 1968, 11/X, vol. 92, № 15, p. 40—46.
74. Electronic News, 1968, 7/X, vol. 13, № 676, p. 27.
75. Aerospace Daily, 1968, 11/X, vol. 33, № 29, p. 191.
76. Interavia Air Letter, 1968, 14/X, № 6611, p. 5.
77. Interavia Air Letter, 1968, 17/X, № 6614, p. 5.
78. Flight, 1968, 17/X, vol. 94, № 3110, p. 628.
79. Time, 1968, 18/X, vol. 92, № 16, p. 43, 44.
80. Aviation Week, 1968, 21/X, vol. 89, № 17, p. 30—34, 39.
81. Electronic News, 1968, 21/X, vol. 13, № 678, p. 1, 22, 28.
82. Interavia Air l etter, 1968, 21/X, № 6616, p. 5.
83. Interavia Air Letter, 1968, 23/X, № 6618, p. 5.
84. Flight, 1968. 24/X, vol. 94, № 3111, p. 677.
85. Science News, 1968, 26/X, vol. 94, № 17, p. 409, 410.
86. Electronics, 1968, 28/X, vol. 41, № 22, p. 33.
87. Interavia Air Letter, 1968, 29/X, № 6622, p. 5.
88. Flight, 1968, 31/X, vol. 94, № 3112, p. 724.
89. Flight, 1968, 7/XI, vol. 94, № 3113, p. 757.
90. Electronic News, 1968, 28/X, vol. 13, № 679, p. 28.
91. Interavia, 1968, XL vol. 23, № 11, p. 1413, 1414.
92. Aviation Week, 1968, 28/X, vol. 89, № 18, p. 28—33.
93. Aviation Week, 1968, 4/XI, vol. 89, № 19, p. 18—21.
94. New York Times,, 1968, 22/XII.
95. New York Times, 1968, 23/XII
96. Flight, 1968, 5/XII, vol. 94, № 3117, p. 955.
97. New York Times, 1968, 23/XII.
98. New York Times, 1968, 28/XII.
99. New York Times, 1969, 4/1.
100. New York Times, 1969, 11/1.
101. Aerospace Daily, 1968, 23/X, vol. 33, № 37, p. 241.
102. NASA Release № 68—200, 1968, 15/XI.
103. Flight, 1968. 5/XII, vol. 94, № 3117, p. 956, 967.
104. Weltraumfahrt. Raketentechnik, 1968, IX—X, Jg. 19, № 5, S. 146.
105. New York Times, 1968, 23/XII.
106. Aerospace Daily, 1969, 3/1, vol. 35, № 2, p. 6.
107. Flight, 1969, 9/1, vol. 95, № 3122, p. 74.
108. Interavia Air Letter, 1969, 31/1, № 6685, p. 6.
109. Сообщения агентства АР, 1969, 3—ll/III.
ПО. Сообщение агентства Reuter, 1969, 2/111.
111. Сообщение агентства UPL 1969, 20/11.
112. New York Times, 1968, 23/X, p. 24.
113. Aviation Week, 1968, 25/XII, vol. 89, № 22, p. 18.
114. Aviation Week, 1968, 23/XII, vol. 89, № 26, p. 17.
115. Air et Cosmos, 1969, 15/11, vol. 6, № 281, p. 14, 15.
116. Сообщение агентства France Press, 1969, 12/III.
117. Сообщение агентства АР, 1969, 10/IIL
118. Сообщение агентства Reuter, 1969, 10/Ш.
507
119. Сообщение агентства АР, 1969, 11/III.
120. Spaceflight, 1969, III, vol. 11, № 3, р. 95—101.
121. Сообщения агентства UPI, 1969, 18/III и 27/Ш.
122. Сообщения агентства France Press, 1969, 19/III и 24/III.
123. Сообщение агентства АР, 1969, 28/111.
124. Сообщение агентства АР, 1969, 3/III.
125. Сообщение агентства UPI. 1969, 1/III.
126. NASA News Release № 68—208, 1968, 15/XII.
127. New York Times, 1968, 13/XI, p. 1, 27.
128. Flight, 1968, 21/XI, vol.’94, № 3115, p 821, 822.
129. Aviation Week, 1968, 25/XI, vol. 89, № 22, p. 13.
130. Aerospace Daily, 1968, 6/XII, vol. 34. № 24, p. 148, 149.
131. Time, 1968, 6/XII, vol. 92, № 23, p. 36—40.
132. Aerospace Daily, 1968, 9/XII, vol. 34, № 25, p. 155A.
133. Interavia Air Letter, 1968, 10/XII, № 6652, p. 8.
134. Flight, 1968, 12/XII, vol. 94, № 3118, p. 1005.
135. New York Times, 1968, 15/XII, p. 62.
136. Aviation Week, 1968, 16/XII, vol. 89, № 25. p. 9, 17.
137. New York Times, 1968, 17/XII, p. 16C.
138. Interavia Air Letter, 1968, 20/XII, № 6660, p. 5, 6.
139. Interavia Air Letter, 1968, 23/XII, № 6661, p. 5.
140. Aerospace Daily, 1968, 26/XII, vol. 34. № 37, p. 224.
141. Interavia Air Letter, 1968. 27/XII, № 6663, p. 5.
142. Time, 1968. 27/XII. vol. 92, № 26, p. 11. 13.
143. U. S. News and World Report, 1968, 30/XII, vol. 65, № 27, p. 21—23.
144. Interavia, 1969, I, vol. 24, № 1, p. 82.
145. Spaceflight, 1969, I, vol. 11, № 1, p 10.
146. Flight, 1969, 2/1, vol. 95, № 3121, p 37—39.
147. Time, 1969. 3/1, vol. 93, № 1, p. 9, 12—16.
148. Air et Cosmos, 1969, 4/1, vol. 6, № 275, p. 10—15, 36, 46, 47.
149. Aerospace Daily, 1969, 6/1, vol. 35, N» 3, p. 13, 13A.
150. Aviation Week. 1969, 6/1, vol. 90, № 1, p. 11, 24—31, 52, 53.
151. Time, 1969, 10/1, vol. 93, № 2, p. 28, 37.
152. Aviation Week. 1969, 13/1, vol. 90, № 2, p. 54.
153. Flight, 1969, 16/1, vol. 95, № 3123, p. 110—113.
154. Time, 1969, 17/1, vol. 93, № 3, p. 45.
155. Aviation Week, 1969, 20/1, vol. 90, № 3, p. 39. 40, 41, 43, 44, 46.
156. Aviation Week, 1969, 27/1. vol. 90, № 4, p. 18, 87, 106.
157. Flug Revue und Flugwelt, 1969, II, № 2, S. 72—74, 76, 78.
158. Interavia, 1969, II, vol. 24, № 2, p. 187—190.
159. Recherche Spatiale, 1969, II, vol. 8, № 2, p. 18—21.
160. Flight, 1969, 13/11, vol. 95, № 3127, p. 264.
161. Spaceflight, 1969, III, vol. II, № 3, p. 91—94.
162. Сообщения агентства АР, 1968, 17/ХП, 20/XII, 22/XII, 25/XII, 26/XII,
27/XII, 31/XII.
163. Сообщение агентства Reuter, 1969, 25/XII.
164. Сообщения агентства France Press. 1969, 25/XII, 27/XII.
165. Сообщения агентства UPI, 1969, 21/XII, 22/XII, 23/XII, 24/XII. 26/ХП,
27/XII.
166. Sky and Telescope. 1969, II, vol. 37, № 2, p. 76—78, 86.
167. Design News, 1969, 20/1, vol. 24, № 2, p. 5.
168. Time, 1969, 3/1, vol. 93, № 1, p. 16.
169. Electronics, 1969, 17/III, vol. 42, № 6, p. 36.
170. Flug Revue und Flugwelt, 1969, III, № 3, S. 33—36
171. Interavia, 1969, II, vol. 24, № 2, p. 189.
172. Aviation Week, 1968, 30/XII, vol. 89, № 27, p. 33.
173. Raumfahrtforschung, 1969, III—IV, Bd. 13, № 2, S. 101—104.
174. Aviation Week, 1969, 17/11, vol. 90, № 7, p. 40, 41, 43, 46, 51, 53—56, 58,
63, 65, 67, 71, 73, 75.
175. Electronic News, 1969, 24/H, vol. 14, № 696, p. 21, 22.
176. Space/Aeronautics, 1969, I, vol. 51, № 1, p. 52, 54.
508
177. Сообщение агентства UPI, 1969, 12/V
178. Space World, 1969, IT. vol. F-2-62. p 12.
179. Sky and Telescope, 1969. I. vol. 37, № 1, p. 15—17.
180. New York Times. 1969. 27/1.
181. Science News, 1969, 4/1, vol. 95, № 1. p. 17—19.
182. Aviation Week, 1969, 24/11, vol. 90. № 8, p. 52—55.
183. Raumfahrtforschung, 1969. TIT—IV. Bd. 13. N<> 2, S. 100
184. NASA News Release № 69—29, 1969. 23/TT.
185. Aviation Week, 1969, 3/II. vol. 90. № 5. p. 17—19.
186. Aviation Week. 1969. 17/TT. vol. 90. X? 7. o. 65.
187. Aerospace Daily. 1969. 19/IT, vol. 35. № 35, p. 211.
188. Aviation Week. 1969. 24/TT. vol. 90, № 8, p. 69.
189. New York Times, 1969. 27/11. p 7.
190. Сообщение агентства IIP! 1969. 27/11.
191. New York Times, 1969. 28/IT, p. 5.
192. Skv and Telescope, 1969. ITT, vol. 37, № 3, p. 161, 162.
193. New York Times, 1969, 1/TTT, p. 16.
194. Electronic News. 1969 3/TTT, vol. 14. № 697, p. 14.
195. Aviation Week, 1969, 24/TTT. vol. 90. № 12. p. 16—21. 56 58.
196. Aviation Week, 1969, 17/TIT, vol. 90, Nb 11, p. 11, 18—22, 59—61, 63, 64,
66—69. 70.
197. Aviation Week. 1969, 10/IIT. vol 90 .Nb Ю, n. 274. 275, 277, 278.
198. Tnteravia Air Letter. 1969. 4/IIT, № 6707, p. 7.
199. New York Times. 1969. 4/111, n. Cl4
200. Tnteravia Air Letter, 1969, 5/TTT, .Nb 6708, p. 4.
201. Tnteravia Air Letter. 1969. 6/ITT, № 6709, p. 6.
202. New York Times. 1969. 6/ITT. p C18
203. Tnteravia Air Letter 1969. 7/TTT, № 6710, p 5.
204. New York Times, 1969. 7/TTT, p. C20.
205. Electronic News. 10/TTT. vol 14. № 698. p. 1,5.
206. Tnteravia Air Letter. 1969. 10/TIT, № 6711, p. 4.
207. New York Times. 1969. 10/TTL n. 1. 44.
208. Tnteravia Air Letter. 1969. 11/TTT, № 6712, p. 9.
209. New York Times, 1969, 11/TTT, p. 1. 14.
210. Aerospace Daily, 1969. 12/TTT, vol. 36, .Nb 8, p. 44.
211. Aerospace Daily. 1969. 13/ITT, vol. 36. Nb 9, p. 51.
212. Tnteravia Air Letter. 1969. 13/ITT. № 6714. p. 6.
213. Flight. 1969. 13/ITT, vol 95, № 3131, p 419—421
214. Tnteravia Air Letter, 1969. 14/TTT, № 6715. p. 4, 5.
215. Time, 1969, 14/TIL vol. 93. № 11. n 46, 47.
216. New York Dailv News. 1969, 14/TTT
217. Air et Cosmos, 1969, 15/TTT, vol. 6. № 285, p. 31
218. Сообщение агентства UPI. 1969, 16/I1T.
219. New York Times. 1969, 17/ITT, n. 30
220. Time, 1969, 21/Ш. vol. 93. № 12, p. 36
221. Сообщение агентства UPI, 1969, 26/IV.
222. New York Times, 1969. 27/V.
223. Сообщение агентства АР, 1969, 6/T1T.
224. Сообщение агентства АР. 1969. 7/TIT.
225. Сообщение агентства UPT, 1969, 13/Ш.
226. Сообщение агентства France Press, 1969, 12/111.
227. Recherche Spatiale, 1969, TV, vol. 8, № 4, p. 28—30.
228. Design News, 1969, 3/IIT, vol. 24, № 5, p. 5.
229. Sky and Telescope, 1969, I, vol. 37, № 1, p. 16.
230. Electronic News, 1969, 5/V, vol. 14, № 707, p. 12.
231. Tnteravia Air Letter, 1969, 28/V, № 6764, p. 5.
232. Aerospace Daily, 1969, 5/VI, vol. 37, № 25, p. 163.
233. Aviation Week, 1969, 21/IV, vol. 90, № 16, p. 16, 17.
234. Flight, 1969, II, vol. 23, № 6, p. 9.
235. Spaceflight, 1969, VI, vol. 11, № 6. p. 190.
509
236. Aviation Week, 1969, 5/V, vol. 90, № 18, p. 78—81.
237. Space World, 1969, II, vol. F-2-62, p. 13.
238. Aviation Week, 1969, 19/V, vol. 90, № 20, p. 17.
239. Raumfahrtforschung, 1969, V—VI, Bd. 13, № 3, S. 149, 150.
240. Air et Cosmos, 1969, 5/VII, vol. 7, № 301, p. 14.
241. Сообщение агентства UPI, 1969, 22/VII.
242. Сообщение агентства Reuter, 1969х, 23/VII.
243. Сообщение агентства АР, 1969, 24/VII.
244. Aerospace Daily, 1969, 30/VI, vol. 37, № 42, p. 279.
245. Aerospace Daily, 1969, 16/VII, vol. 38, Kg 11, p. 71, 72.
246. Сообщение агентства. АР, 1969, 25/VII.
247. Aviation Week, 1969, 28/IV, vol. 90, № 17, p. 20—23.
248. «Project «Apollo 10», NASA New Release Nb 69—68, 1969, 7/V.
249. «Apollo Briefings», NASA News Release, 1969, 14/V.
250. Aviation Week, 1969, 14/V, vol. 90, № 15, p. 87.
251. Electronic News ,1969. 14/IV, vol. 14, № 704, p 24.
252. Aviation Week, 1969, 28/IV, vol. 90, № 17, p. 19.
253. Aerospace Daily, 1969, 28/IV, vol. 36, № 40, p. 251.
254. Interavia Air Letter, 1969, 29/IV, № 6745, p. 9.
255. Science News, 1969, 3/V, vol. 95, № 18, p. 430.
256. Aviation Week, 1969, 5/V, vol. 90, № 18, p. 34.
257. Electronic News, 1969, 12/V, vol. 14, № 708, p. 25.
258. Electronic News, 1969, 19/V, vol. 14, № 709, p. 24.
259. Aviation Week, 1969, 26/V, vol. 90, № 21, p. 16—21.
260. Aviation Week, 1969, 2/VI, vol. 90, № 22, p. 69—81.
261. Interavia Air Letter, 1969, 19/V, № 6758, p. 5.
262. Interavia Air Letter, 1969, 20/V, № 6759, p. 9.
263. Interavia Air Letter, 1969, 21/V, № 6760, p. 4.
264. Interavia Air Letter, 1969, 22/V, № 6761, p. 5.
265. Interavia Air Letter, 1969, 23/V, № 6762, p 4
266. Electronic News, 1969, 26/V, vol. 14, № 710, p. 1. 3, 4.
267. Aerospace Daily, 1969. 27/V. vol. 37. № 19, p. 127.
268. Interavia Air Letter, 1969, 27/V. № 6763. p. 3.
269. Aerospace Daily, 1969, 2/VL vol. 37, № 22, p. 148.
270. Interavia Air Letter, 1969, 2/VI, № 6767, p. 6.
271. Flight, 1969, 5/VI, vol. 95, № 3143, p. 946, 947.
272. Air et Cosmos. 1969, 7/VI, vol. 7, № 297, p. 21—23.
273. Aerospace Daily, 1969, 10ДП, vol. 37, № 28, p. 181.
274. Electronics, 1969, 7/VII, vol. 42, № 14, p. 114—117.
275. Spaceflight, 1969, VIII, vol. 11. № 8. p. 275—278, 290.
276. Сообщения агентства АР, 1969, 14/V, 19/V, 22/V, 23/V, 24/V, 25/V, 26/V.
277. Сообщение агентства France Press, 1969, 23/V.
278. Сообщения агентства Reuter, 1969, 15/V, 18/V. 23/V. 25V.
279. Сообщения агентства UPI, 1969, 11/V, 18/V. 22/V, 23/V, 24/V, 26/V, 31/V.
280. Interavia, 1969. VII, vol. 24, № 7. p. 879—882.
281. Spaceflight, 1969, VIII, vol. 11, № 8, p. 287—290.
282. Aviation Week, 1969, 9/VI, vol. 90, № 23, p. 54.
283. Sky and Telescope, 1969. VII, vol. 38, № 1, p. 62, 63.
284. Aviation Week, 1969, 14/VII, vol. 91, № 2, p. 20.
285. Aviation Week, 1969, 21/VII, vol. 91, № 3, p. 20.
286. Сообщение агентства Reuter. 1969, 5/VIII.
287. Aerospace Daily, 1969, 6/VIII, vol. 38, № 25, p. 168.
288. New York Times, 1969, 12/VIII.
289. New York Times, 1969, 15/VIII.
290. New York Times, 1969, 17/VIII.
291. Aviation Week, 1969, 21/VII, vol. 91, № 3, p. 22
292. Electronic News, 1969, 21/VII, vol. 14, № 718, p. 8.
293. Aerospace Daily, 1969, 7/VIII, vol. 38, № 26, p. 175.
294. Сообщение агентства АР, 1969, 22/VIII.
295. Aerospace Daily, 1969, 7/VIII, vol. 39, № 26, p. 173, 174.
296. Сообщение агентства АР, 1969, 23/VIII.
510
297. Aeronautique et Astronautique, 1969. IV, № 11, p. 87.
298. Electronic News, 1969, 28/VII. vol. 14, № 719, Section 1, p. 27, 28.
299. Flight. 1969, 28/VIII. vol. 96, № 3155, p. 337, 338.
300. U. S. News and World Report. 1969. 4/VIII.
301. Сообщение агентства UPI, 1969, 4/IX.
302. Aviation Week, 1969, 4/VIII. vol. 91, № 5, p. 22—24
303. Electronic News. 1969. 28ДЧЕ vol. 14. № 719. Section 1, p. 16, 19.
304. Interavia Air Letter, 1969. 10/TX. № 6838, p. 5, 6.
305. Сообщение агентства АР. 1969, 17/IX.
306. Sky and Telescope, 1969, VII. vol. 38. № 1. n. 20.
307. NASA News Release № 69—83K. 1969, 6/VIT.
308. Aviation Week. 1969, 28/IV. vol. 90. № 17, p. 19.
309. Aviation Week. 1969. 26/V. vol. 90, № 21. n. 21.
310. NASA News Release № 69—83A. 1969. 13/VI.
311. Time. 1969. 13/VI. vol. 93. № 24. p. 45.
312. Aerospace Dailv, 1969. 18/VI. vol. 37. № 34. p. 224, 225.
313. Aerospace Dailv. 1969. 26A’L vol. 37. № 40, p. 265
314. Interavia Air Letter. 1969. 27/VI. X<> 6786. n. 5.
315. Aerospace Dailv. 1969. 30/VI vol. 37. № 42. n. 278.
316. Interavia Air Letter. 1969. 4/VII. № 6791. p. 5.
317. Electronic News. 1969. 7A'1T. vol. 14. № 716, p. 10.
318. New York Times. 1969, 8/VTI. p 22.
319. Aerospace Dailv. 1969 HAUL vol. 38. № 8, p 51.
390. Interavia Air Letter. 1969. 11/VIT. № 6796, n. 5.
321. Aviation Week 1969, 14/VH. vol 91 № 2. n. 20, 40. 41. 43, 45, 48, 51,
61. 63. 65. 66. 69. 71. 72. 74. 79-81 83 84. 87. 89. 91, 93, 94, 97, 99, 100.
322. Interavia Air Letter. 1969. 15/VTI. № 6798. p. 6—9.
323. Air et Cosmos. 1969. 19/VIT. vol. 7. № 303. p. 16.
394. Aviation Week. 1969. 21ЛАТ. vol. 91. № 3. p. 15. 17.
325. Aviation Week. 1969. 28/VIT vol. 91. № 4. n 17. 30—40.
326. Aviation Week. 1969. 4/VTIT vol. 91. № 5. p. 25—28, 5T, 53, 54, 57, 58,
63. 69. 70. 82. 87. 89, 91. 93 95. 99. 101.
327. Flight, 1969, 24/VH, vol. 9G. № 3150. o. 111. 114 150—152.
328. Flight. 1969. 31/VII, vol 96. № 3151, n 185—187.
329. Interavia Air Letter, 1969, 17/VIT, № 6800, p. 6.
330. Interavia Air T etter. 1969. 18/VTI. № 6801, n 5.
331. Electronics, 1969, 21/VTI vol. 42 К» 15 n. 33.
332. Interavia Air Letter, 1969. 22/VTI. № 6803. p. 5.
333. Interavia Air Letter. 1969. 24/VII, № 6805, p. 4.
334. Time. 1969. 25/VTT. vol 94. № 4, n. 13.
335. Air et Cosmos. 1969. 26/VJI. vol. 7. № 304. p. 1, 7—13.
336. Interavia. 1969 VIII. vol. 24, № 8. p. 961.
337. Electronics. 1969. 4/VITI, vol. 42. № 16. p. 47
338. Aviation Week. 1969, 11/VITI. vol 91. № 6. p 2—2D, 31, 32, 33, 99—101.
339. interavia Air Letter. 1969, 25ДЧТТ. № 6826 p. 5
340. Flight. 1969. 28/VIII, vol. 96. № 3155. n. 334—337.
341. Interavia Air Letter. 1969. 2/IX, № 6832. n. 6.
342. Aviation Week, 1969, 18/VTII. vol. 91. № 7. p. 18—20. 28.
343. Air et Cosmos, 1969, 6/TX, vol. 7, № 305. p. 11—14
344. Сообщение агентства France Press. 1969. 22/VIT.
345. Сообщения агентства АР, 1969, 16/VTL 20/V1I, 21/VII, 22/VII, 14/VIIT,
10/IX, 16ДХ и 27/IX.
346. Сообщения агентства Reuter, 1969, 16/VII. 17/VII, 18/VII, 20/VII, 21/VII,
22/VII, 24/VII, 9/VIII,
347. Сообщения агентства UPI, 1969, 14Д’П 16ДТ1, 19/VIT, 20/VII, 21/VII,
24/VII. 21/VIII.
348. New York Times, 1969. 22/VIT. 29/VII. 26/IX.
349. Interavia Air Letter. 1969. 17/IX. № 6841. p. 6.
350. Spaceflight. 1969, X. vol. 11. № 10, p 338—341.
351. Flight, 1969, 10/VI1, vol. 96, № 3148, p. 59.
352. Air et Cosmos, 1969. 19/VII, vol. 7, № 393, p. 16.
353. Flight, 1969, 28/VIII, vol. 96, Xs 3155, p. 337.
511
354. Aviation Week, 1969, 4/VIII, vol. 91, № 5, p. 58.
355. Air et Cosmos, 1969, 26/VII, vol. 7, № 304, p. 35, 36.
356. Aviation Week, 1969, 1/IX, vol. 91, № 9, p. 18.
357. Aerospace Daily, 1969, 16/X, vol. 39, № 33, p. 215.
358. Interavia Air Letter, 1969, 22/X, № 6866, p. 4.
359. Aerospace Daily, 1969, 10/X, vol. 39, № 29, p. 185.
360. Aerospace Daily, 1969. 20/X, vol. 39. № 35, p. 227.
361. Air et Cosmos. 1969. 25/X. vol. 7. № 312. p. 17.
362. Aerospace Daily. 1969. 29/X, vol. 39, № 42, p. 271.
363. Aviation Week, 1969. 25/VIII, vol. 91, № 8, p. 15.
364. New York Times. 1969, 24/XI
365. Spaceflight. 1969. XL vol. 11. № 11. p. 386—389
366. Aviation Week. 1969. 13/X. vol. 91, № 15. p. 20-22.
367. «America’s Next Decades in Space» (a report for the Space Task Group
prepared bv NASA. 1969, September).
368. Space World. 1969, X vol. F-10-70. p 40. 41.
369. Interavia Air Letter. 1969. 14/XL № 6883. p. 6.
370. Air et Cosmos. 1969 6/XTL vol. 7. № 318. o. 14.
371. Aerospace Daily, 1969. 10/XTI, vol. 40, № 26. p. 188.
372. Aerospacp Dailv. 1969. 16/XTL vol 40. 29, n 210
373. Flight, 1969. 18/XII. vol. 96, № 3171. p. 965—967.
374. Сообщение агентства Reuter. 1970 7/1.
375. Сообщение агентства TIPI. 1970 8/1.
376. Aviation Week, 1969. 1/XII, vol. 91, № 22, p. 16, 17.
377. Business Week. 1970, 3/T
378. Сообщение агентства ДР. 197П. 5/1.
379. Сообщение агентства UPI, 1970. 6/1.
380. Aviation Week. 1969. 6/X. vol. 91. № 14. p. 23.
381. Сообщении агентства Reuter. 1970. 25/L
382. Flicrht. 1969. 25/XII, vol. 96, № 3172. p. 1002, 1003, 1006.
383. NASA News Release M 69—148. 1969. 5/XL
384. Aviation Week, 1969, 8/TX, vol. 91. № 10, p 21.
385. Aviation Week. 1969. 6/X. vol. 91. № 14. p. 17. 18.
386. Electronic News. 1969. 6/X, vol. 14. № 730, p. 21.
387. Aviation Week. 1969. 13/X, vol. 91. № 15. n. 13, 19
388. Science News. 1969. 18/X. vol. 96. No 16. p. 355. 356
389. Aviation Week, 1969 20/X. vol. 91. № 16 p. 192. 193, 195.
390. Aerospace Daily, 1969, 21/X, vol. 39. № 36. p 230.
391. Aerospace Daily, 1969. 3/XI, vol. 40. № 1, p. 296.
392. Aerospace Daily. 1969. 5/XL vol 40. № 3, p. 12.
393. Air et Cosmos, 1969, 8/XL vol. 7. № 314. p. 11—13
394. Aviation Week. 1969 10/XT. vol 91. № 19. p. 16, 17.
395. Aerospace Daily, 1969, 13/XI, vol. 40, № 8, p. 45.
396. Aerospace Dailv. 1969, 14/XI, vol. 40, № 9, p. 52.
397. Flight, 1969, 20/XI, vol. 96, № 3167. p. 819—821.
398. Flight, 1969, 27/XI, vol. 96, № 3168, p. 854—856.
399. Aviation Week, 1969. 24/XT, vol. 91, № 21, p. 11, 16—26.
400. Aviation Week, 1969, 1/XIT, vol. 91, № 22, p. 11
401. Aviation Week, 1969, 8/XII, vol. 91, № 23, Cover and p. 11, 16—23, 50A—
50H, 51, 52.
402. Aviation Week, 1969, 15/XII, vol. 91. № 24, p. 16—21, 23.
403. Aviation Week, 1969, 22/XII, vol. 91, № 25, p. 14—18.
404. Time, 1969, 24/X, vol. 94, № 17, p. 64, 65.
405. Aerospace Daily, 1969, 20/XI, vol. 40, № 13, p. 79, 80.
406. Aerospace Dailv, 1969, 21/XI, vol. 40, № 14, p. 89.
407. Electronic News, 1969, 24/XI, vol. 14, № 738, p. 1, 29.
408. Aerospace Daily, 1969, 26/XI, vol. 40, № 17, p. 110.
409. Interavia Air Letter, 1969, 27/XI, № 6892, p. A, B.
410. Interavia Air Letter, 1969, 27/XI, № 6892, p. 5.
512
411. Air et Cosmos, 1969, 29/XI, vol. 7, № 317, p. 11, 12, 13, 45.
412. Science News, 1969, 29/XI, vol. 96, № 22, p. 493, 494.
413. Space World, 1969, XI, vol. F-ll-71, p. 4—18.
414. Energy Conversion Digest, 1969, XII, vol. 8, № 11, p. 10.
415. Electronic News, 1969, 1/XII, vol. 14. p. 739, p. 1, 20.
416. Flight, 1969, 4/XII, vol. 96, № 3169, p. 892, 893.
417. Air et Cosmos, 1969, 6/XII, vol. 7, № 318, p. 9—11.
418. Flight, 1969, 11/XII, vol. 96, № 3170, p. 926—929.
419. Air et Cosmos, 1969, 13/XII, vol. 7, № 319, p. 13—15, 17.
420. Aerospace Daily, 1969, 15/XII, vol 40, № 28, p. 200, 202.
421. Electronic News, 1969, 15/XII, vol. 14, № 741, p. 26. ‘
422. Aerospace Daily, 1969, 18/XII, vol. 40, № 31, p. 229.
423. Interavia Air Letter, 1969, 18/XII, № 6907, p. 8.
424. Aerospace Daily, 1969, 29/XII, vol. 40, № 37, p. 275.
425. Сообщения агентства France Press, 1969, 14/XI, 16/XI, 18/XI, 19/XI,
20/XI, 23/XI, 24/XI, 27/XI; 1970, 16/1
426. Сообщения агентства АР, 1969, 19/XI, 20/XI, 22/XI—25/XI 30/XI.
427. Сообщения агентства DPI, 1969, 19/XI, 21/XI, 25/XI, 13/XII.’
428. Сообщения агентства Reuter, 1969, 14/XI, 17/XI, 18/XI, 19/XI, 22/XI. s
429. Science News. 1969, 6/XII, vol. 96, № 23, p. 521, 522, 533.
430. Science News, 1969, 20/XII, vol. 96, № 25, p. 573, 574.
431. Science News, 1969, 22/XI, vol. 96, № 21, p. 470—472.
432. Flight, 1970, 1/1, vol. 97, № 3173, p. 32.
433. Flight, 1970, 8/1, vol. 97, № 3174, p. 66, 67.
434. Aviation Week, 1970, 12/1, vol. 92, № 2, p. 22.
435. Spaceflight, 1970, II, vol. 12, № 2, p 77—81.
436. Aerospace Daily, 1970, 7/1, vol. 41, № 4, p. 24, 25.
437. Aviation-Week, 1970, 12/1, vol. 92, № 2, p. 19, 20.
438. Aerospace Daily, 1970, 27/1, vol. 41. № 18, p. 129—131.
439. U. S. News and World Report, 1969, 17/XI, vol. 67, № 20, p. 18.
440. Science News, 1970, 17/1, vol 97, № 3, p. 61, 62.
441. Spaceflight, 1970, III, vol. 12, № 3, p. 120, 121.
442. Newsweek, 1970, 6/IV.
443. Сообщение агентства Reuter, 1970, 7/IV.
444. Сообщение агентства UPI, 1970, 8/IV.
445. France Press, 1970, 9/IV.
446. Interavia Air Letter, 1970, 10/IV, № 6980, p. 4.
447. Interavia Air Letter, 1970, 1/IV, № 6973, p. 6, 7.
448. Flight, 1970, 2/IV, vol. 97, № 3186, p. 571, 572.
449. Interavia Air Letter, 1970, 13/IV, № 6981, p. 6.
450. Aviation Week, 1970, 30/111, vol. 92, № 13, p. 23.
451. Air et Cosmos, 1970, 3/IV, vol. 7, № 335, p. 23.
452. Aviation Week, 1970, 23/III, vol. 92, № 12, p. 20.
453. Aerospace Daily, 1970, 2/111, vol. 42, № 1, p. 5A.
454. Aviation Week, 1970, 30/111, vol. 92, № 13, p. 23.
455. Aerospace Daily ,1970, 1/IV, vol. 44, № 23, p. 177, 178.
456. Сообщение агентства UPI, 1970, 19/V.
457. Science, 1970, 23/1, vol. 167, № 3917, p. 368—370.
458. Scientific American, 1970, III, vol. 222, № 3, p. 38—49.
459. Aerospace Daily, 1970, 10/111, vol. 42, № 7, p. 52.
460. Astronautics and Aeronautics, 1970, III, vol. 8, № 3, p. 36—45.
461. Aerospace Daily, 1970, 26/1II, vol. 42, № 19, p. 149, 150.
462. Сообщение агентства UPI, 1970, 10/VI.
463. Aerospace Daily, 1970, 30/111, vol. 42, № 21, p. 166A.
46|. Interavia Air Letter, 1970, 20/V, № 7006, p. 5, 6.
465. Astronautics and Aeronautics, 1970, III, vol 8, № 3, p. 76—81.
466. Astronautics and Aeronautics, 1970, III, vol. 8, № 3, p. 64—71, 84—88.
467. Сообщение агентства АР, 1970, 30/VI.
468. Astronautics and Aeronautics, 1970, III, vol. 8, № 3, p. 76, 77.
469. Astronautics and Aeronautics, 1970, III, vol. 8, № 3, p. 72—75.
470. Astronautics and Aeronautics, 1970, III, vol. 8, № 3, p. 46—48.
471. Aerospace Daily, 1970, 26/111, vol 42, № 19, p. 151, 152.
513
472. Astronautics and Aeronautics, 1970, III, vol. 8, № 3, p. 50—55.
473. Scientific American, 1969, X, vol. 221, Ke 4, p. 72.
474. Space World, 1970, III, vol. G-3-/5, p. 24—29.
475. Aerospace Daily, 1970, 22/V, vol. 43, № 16, p. 121.
476. Flight, 1970, 25/VI, vol. 97, № 3198, p. 1056. ’
477. SAE Journal, 1970, V, vol. 78, № 5, p. 22—25.
478. Spaceflight, 1970, VI, vol. 12, № 7, p. 270—274.
479. Aviation Week, 1970, 16/11, vol. 92, № 7, p. 20.
480. Aviation Week, 1970, 23/11, vol. 92, № 8, p. 13.
481. Aerospace Daily, 1970, 3/III, vol. 42, № 2, p. 11, 12.
482. Aerospace Daily, 1970, 9/111, vol. 42, № 6, p. 45A.
483. Interavia Air Letter, 1970, 18/111, № 6965, p. 6.
484. Air et Cosmos, 1970, 21/111, vol. 7, № 333, p. 10, 11.
485. Aviation Week, 1970, 23/111, vol. 92, № 12, p. 19.
486. Flight, 1970, 26/III, vol. 97, № 3185, p. 533.
487. Air et Cosmos, 1970, 4/IV, vol. 7, № 335, p. 13—15.
488. Nature, 1970, 4/IV, vol. 226, № 5240, p. 8, 9.
489. New York Times, 1970, 6/IV, p. 1, 13.,
490. Aerospace Daily, 1970, 6/IV, vol. 42, № 26, p. 204.
491. Aerospace Daily, 1970, 7/IV, vol. 42, № 27, p. 209.
492. New York Times, 1970, 7/IV, p. 1, 10.
493. Aerospace Daily, 1970, 9/IV, vol. 42, № 29, p. 227, 229.
494. Aerospace Daily, 1970, 10/IV, vol. 42, № 30, p. 233, 234.
495. Science, 1970, 10/I V, vol. 168, № 3928, p. 211—217.
496. Air et Cosmos, 1970, 11/IV, vol. 8, № 336, p. 9, 11.
497. New York Times, 1970, 11/IV, p. 1, 14.
498. New York Times, 1970, 12/IV, p. 1, 60, 61.
4^9. Aviation Week, .1970, 13/IV, vol. 92, № 15, p. 22, 23.
500. Electronic News, 1970, 13/I V, vol. 16, № 759, p. 28.
501. Time, 1970, 13/IV, vol. 95, № 15, p. 32, 33.
502. U. S. News and World Report, 1970, 13/IV, vol. 65, № 15, p. 43—45.
503. Aerospace Daily, 1970, 14/IV, vol. 42, № 32, p. 249, 250.
504. Interavia Air Letter, 1970, 14/IV, № 6982, p. 7.
505. Aerospace Daily, 1970, 15/IV, vol. 42, № 33, p. 257, 258.
506. Interavia Air Letter, 1970, 15/IV, № 6983, p. 6.
507. New York Times, 1970, 15/IV, p. 1, 28, 29.
508. Interavia Air Letter, 1970; 16/IV, № 6984, p. 4.
509. New York Times, 1970, 16/IV, p. 1, 30, 31.
510. New York Times, 1970, 17/IV, p. 1, 22.
511. Air et Cosmos, 1970, 18/IV, vol. 7, № 337, p. 11—13.
512. New York Times, 1970, 18/IV, p. 1, 12, 13.
513. New York Times, 1970, 19/IV, p. 1, 55.
514. Aviation Week, 1970, 20/IV, vol. 92, № 16. p. 9, 14—19, 20, 21—23.
515. Electronic News, 1970, 20/IV, vol. 15, № 760, p 30.
516. Interavia Air Letter, 1970, 20/IV, № 6986. p. A, B.
517. Aerospace Daily, 1970, 23/IV, vol. 42, № 39, p. 309.
518. Flight, 1970, 23/IV, vol. 97, № 3189, p. 707, 708.
519. Air et Cosmos, 1970, 25/IV, vol. 8, № 338, p. 9—11, 13.
520. Aviation Week, 1970, 27/IV, vol. 92, № 17, p. 18—26.
521. Electronics, 1970, 17/IV, vol. 43, № 9, p. 43, 44.
522. U. S. News and World Report, 1970, 27/IV, vol. 68, № 17, p. 19—21.
523. Interavia, 1970, V, vol. 25, № 5, p. 618, 619.
524. Air et Cosmos, 1970, 9/V, vol. 8, № 340, p. 21.
525. Flight, 1970, 14/V, vol. 97, № 3192, p. 829.
526. Flug Revue und Flugwelt, 1970, VI, № 6, S. 66—68, 70, 96.
527. Interavia Air Letter, 1970, 17/VI, № 7026, p. 4.
528. Science News, 1970, 4/IV, vol. 97, № 14. p. 353—355.
529. Science News, 1970, 11/IV, vol. 97, № 15, p 369.
530. Science News, 1970, 9/V, vol. 97, № 19, p. 455.
531. Science News, 1970, 23/V, vol. 97, № 21, p. 508.
532. Aviation Week, 1970, 15/VI, vol. 93, № 24, p. 49, 50.
514
533. Interavia, 1970, VI, vol. 25, № 6, p. 765—767.
534. Aviation Week, 1970, 1/VI, vol. 92, № 22, p. 23.
535. Aviation Week, 1970, 22/VI, vol. 92, № 25, p. 254—257.
536. Aviation Week, 1970, 16/111, vol. 92, № 11, p. 61, 62.
537. Aviation Week, 1970, 6/IV, vol. 92, № 14, p. 67, 70.
538. Aerospace Daily, 1970, 21/IV, vol. 42, № 37, p. 289, 290.
539. New York Times, 1970, 19/IV.
540. Interavia Air Letter, 1970, 10/IV, № 6980,. p. A—C.
541. Сообщения агентства АР, 1970, 6/iV, 10/IV, 16/1V, 17/IV.
542. Сообщения агентства UPI, 1970, 26/111, 5/IV, 10/IV, 12—18/IV.
543. Сообщение агентства France Press, 1970. 3/IV. 9/IV, 11/IV, 14—17/IV.
544. Сообщения агентства Reuter, 1970, 3/IV, 10—12/1V, 15— 17/IV.
545. Aviation Week, 1970, 8/VI, vol. 92, № 23, p. 18, 19.
546. Science News, 1970, 13/VI, vol. 97, № 24, p. 571.
547. Sky and Telescope, 1970, VII, vol. 40, № 1, p. 14.
548. Science News, 1970, 4/IV, vol. 97, № 14, p. 343.
549. Aviation Week, 1970, 15/VI, vol. 92, № 24, p. 51.
550. Aviation Week, 1970, 8/VI, vol. 92, № 23, p. 65.
551. Design News, 1970, 25/V, vol. 25, № 11, p. 26, 27.
552. Air et Cosmos, 1970, 4/VII, vol. 8, № 348, p. 19.
553. Aerospace Daily, 1970, 17/VI, vol. 43, № 33, p. 258, 259.
554. Aerospace Daily, 1970, 1/VII, vol. 44, № 1, p. 2, 3.
555. Air et Cosmos, 1970, 4/VII, vol. 8, № 348, p. 18, 19.
556. Electronic News, 1970, 6/VII, vol. 19, № 772, p. 26.
557. Сообщение агентства UPI, 1970, 28/VIII..
558. Spaceflight, 1970, VI, vol. 12, № 7, p. 286—289.
559. Сообщение агентства UPI, 1970, 29/VIII.
560. New York Times, 1970, 3/IX.
561. Journal of Spacecraft and Rockets, 1970, VI, vol. 7, № 6, p. 731.
562. Aviation Week, 1970, 14/IX, vol. 92, № 11, p. 75.
563. Spaceflight, 1970, II, vol. 12, № 2, p. 80.
564. Journal of Spacecraft and Rockets, 1970, V, vol. 7, № 5, p. 551—557.
565. Aerospace Dailv, 1970, 31/VII, vol. 44, № 22, p. 173.
566. Electronics, 1970, 17/VII, vol. 43, № 17, p. 49.
567. Aerospace Daily, 1970, 7/VIII, vol. 44, № 27, p. 215.
568. Aviation Week, 1970, 27/VII, vol. 93, № 4, p. 56, 57.
569. Interavia Air Letter, 1970, 1/IX, № 7080, p. 6.
570. Сообщение агентства France Press, 1970, 19/IX.
571. Washington Post, 1970, 12/IX.
572. Сообщение агентства АР, 1970, L5/IX.
573. Aerospace Daily, 1970, 7/VIII, vol. 44, № 27, p. 215.
574. Aviation Week, 1970, 17/VIII, vol. 93, № 7, p. 14, 15.
575. Electronics, 1970, 31/VIII, vol. 43, № 18, p. 40, 41.
576. Interavia, 1970, VIII, vol. 25, № 8, p. 989.
577. Сообщение агентства France Press, 1970, 30/IX.
578. Сообщение агентства АР, 1970, 2/X.
579. Сообщение агентства UPI, 1970, 1/X, 2/X.
580. Aviation Week, 1970, 7/IX, vol. 93, № 10, p. 18, 19.
581. Aerospace Daily, 1970, 18/VI, vol. 43, № 34, p. 267, 268.
582. Aerospace Daily, 1970, 9/VII, vol. 44, № 6, p. 44A.
583. «Saturn V Flight Manual», MSFC-MAN-508, 1970, l/III.
584. «Ракеты-носители США» (обзор по материалам открытой иностранной
печати). ГОНТИ—1. 1967.
585. «Разработка и испытания ракетно-космического комплекса «Сатурн V—
Аполлон» (обзор по материалам открытой иностранной печати).
ГОНТИ—1, сентябрь 1969.
586. Aviation Week, 1969, 13/1, vol. 90, № 2, р. 52. 53.
587. Aviation Week, 1969, 9/VI, vol. 90, № 23, p. 57.
588. Aerospace Daily, 1970, 29/VII, vol. 44, № 20, p. 159.
589. Aviation Week, 1969, 6/X, vol. 91, № 14, p. 17, 18.
590. Aviation Week, 1969, 3/XI, vol. 91, № 18, p. 21.
591. Flight, 1969, 18/XII, vol. 96, № 3171, p. 968.
515
592. Aerospace Daily,' 1969, 24/XII, vol. 40, № 35, p. 263.
593. Aerospace Daily, 1969, 29/XII, vol. 40, № 37, p. 274.
594. Aerospace Daily, 1970, 8/1, vol. 41, № 5, p. 37.
595. Interavia Air Letter, 1970, 23/11, № 6948, p. 6.
596. Journal of Spacecraft and Rockets, 19/0, IX, vol. 7, № 9, p. 1083—1086.
597. Сообщение агентства France Press, 1970, 18/X1.
598. Сообщение агентства UPI, 1970, 18/XI.
599. Nature, 1970, 10/X, vol. 228, № 5267, p. 110.
600. Air et Cosmos, 1970, 10/X, vol. 8, 357, p. 17.
601. Flight, 1970, 15/X, vol. 98, № 3214, p. 605, 606.
602. Interavia Air Letter, 1970, 3/IX, № 7082, p. 4.
603. Interavia Air Letter, 1970, 9/IX, № 7086, p. 6.
604. Science News, 1970, 12/IX, vol. 98, № 11, p. 215, 216, 225.
605. Сообщение агентства АР, 1970, 19/XI.
606. Aerospace Daily, 1970, 18/VI, vol. 43, № 34, p. 267, 268.
607, Aerospace Daily, 1970, 9/VII, vol. 44, № 6, p. 44A.
608. Space World, 1970, IX, vol. G-9-81, p. 12—15.
609. Aerospace Daily, 1970, 28/IX, vol. 45, № 19, p. 148.
610. Air et Cosmos, 1970, 10/X, vol. 8, № 357, p 7.
611. Air et Cosmos, 1970, 10/X, vol. 8, № 357, p. 20, 21.
612. Spaceflight, 1970, XI, vol. 12, № 11, p. 449, 450.
613. «Report of Apollo 13 Review Board», Appendix A, 1970, p. A. 106—A. 110.
614. Сообщение агентства Reuter, 1971, 1/1.
615. Aviation Week, 1970, 2/XI, vol. 93, № 18, p. 53.
616. Aerospace Daily, 1970, 1/X, vol. 45, № 22, p. 169.
617. Air et Cosmos, 1970, 24/X, vol. 8, № 359, p. 19.
618. Design News, 1968, 2/11, vol. 23, № 3, p. 10, 11.
619. Aerospace Technology, .1968, 1/1, vol. 21, № 14, p. 23, 24.
620. Aviation Week, 1970, 13/IV, vol. 92, № 15, p. 60, 61.
621. Сообщение агентства АР, 1970, 19/XII, 22/XI I.
622. Сообщение агентства Reuter, 1970, 17/XII.
623. Сообщение агентства UPI, 1970, 22/XII.
624. Сообщение агентства UPI, 1970, 23/XI I.
625. Сообщение агентства Reuter, 1970, 29/VII.
626. Сообщение агентства UPI, 1970, 5/11.
627. Nature, 1970, 28/11, vol. 225, № 5235, p. 782.
628. Сообщение агентства UPI, 1970, 23/V.
629. Aerospace Daily, 1970, 2/XI, vol. 46, № 1, p. 8.
630. Сообщение агентства UPI, 1971, 25/11.
631. Сообщение агентства UPI, 1971, 10/Ш.
632. Aerospace Daily, 1971, l/II, vol. 47, № 21, p. 166—169.
633. Сообщение агентства Reuter, 1971, 3/1II.
634. Сообщение агентства UPI, 1971, 3/III.
635. Сообщение агентства UPI, 1971, 4/1II.
636. Interavia Air Letter, 1970, 14/XII, № 7153, p. 6.
637. Aerospace Daily, 1970, 7/XII, vol. 46, № 24, p. 191.
638. Design News, 1970, 21/XII, vol. 25, № 26, p. 5.
639. New Scientist, 1971, 14/1, vol. 49, № 734, p. 83.
640. Aviation Week, 1971, 25/1, vol. 94, № 4, p. 19.
641. Сообщение агентства АР, 1971, 16/III.
642. Air et Cosmos, 1970, 5/XII, vol. 8, № 365, p. 20.
643. Air et Cosmos, 1970, 31/X, vol. 8, № 360, p. 15.
644. Сообщение агентства АР, 1971, 2/III.
645. Aviation Week, 1970, 12/X, vol. 93, № 15, p. 18, 19.
646. Aviation Week, 1971, l/II, vol. 94, № 5, p. 118, 119.
647. Interavia Air Letter, 1971, 24/III, № 7221, p. 5.
648. Сообщение агентства UPI, 1971, 25/11.
649. Сообщение агентства UPI, 1971, 23/IV.
650. Сообщение агентства АР, 1971, 30/IV и 5/V.
651. Сообщение агентства France Press, 1971, 3/V.
652. Сообщение агентства Reuter, 1971, 4/V.
653. Nasa News Release № 71—38, 1971, 10/III.
516
654. Flight, 1971, 1/1V, vol. 99, № 3238, p. 469, 470.
655. Air et Cosmos, 1970, 10/X, vol. 8, № 357, p 17.
656. Flight, 1970, 15/X, vol. 98, № 3214, p. 605, 606.
657. Сообщение агентства France Press, 1971, 3/IV.
658. Nature, L970, 10/X, vol. 228, № 5267, p. 110.
659. Interavia Air Letter, 1970, 9/X, № 7107, p. 5.
660. Aerospace Daily, 1971, l/II, vol. 47, № 21, p. 166—169.
661. Сообщение агентства Reuter, 1971, 3/IIL
662. Сообщения агентства UPI, 1971, 3 и 4/Ш.
663. Сообщение агентства АР, 1971, 15/IV.
664. Air et Cosmos, 1971, 13/111, vol. 8, № 379, p. 15.
665. Aviation Week, 1971, 15/11, vol. 94, № 7, p. 49—51.
666. NASA News Release № 71—38, 1971, 10/111.
667. Air et Cosmos, 1971, 13/111, vol. 8, № 379, p. 15.
668. Flight, 1971, 1/1V. vol. 99, № 3238, p. 469, 470.
669. Time, 1969, 10/XI, vol. 14, № 735, p. 34.
670. Сообщение агентства АР, 1971, 9/11.
671. Сообщение агентства АР, 1971, 28/IV.
672. Сообщение агентства Reuter, 1971, 31/1.
673. Сообщение агентства АР, 1971, 28/V.
674. Сообщение агентства Reuter, 1971, 1/IV.
675. Сообщение агентства АР, 1971, 3/IV.
676. Aerospace Daily, 1970, 2/XII, vol. 46, № 21, p. 164.
677. Aviation Week, 1970, 7/XII, vol. 93, № 23, p. 67.
678. Aerospace Daily, 1970, 9/XII, vol. 46, № 26, p. 206.
679. Aerospace Daily, 1970, 22/XII, vol. 46, № 35, p. 274, 275.
680. Aerospace Daily, 1970, 31/XII, vol. 46, № 41, p. 325A.
681. Aeronautical Journal, 1971, I, vol. 75, № 721, p. 15
682. Spaceflight, 1971, I, vol. 13, № 1, p. 12.
683. Weltraumfahrt. 'Raketientechnik, 1971, 1—II, Jg. 22, № 1, S. 16—20.
684. Air et Cosmos, 1971, 2/1, vol. 8, № 369, p. 14.
685. Science News, 1971, 2/1, vol. 99, № 1, p. 2.
686. New Scientist, 1971, 7/1, vol. 49, № 733, p. 9.
687. Interavia Air Letter, 1971, 13/1, № 7171, p. 5.
688. Flight, 1971, 14/1, vol. 99, № 3227, p. 73.
689. Air et Cosmos, 1971, 16/1, vol. 8, № 371, p. 15.
690. Interavia Air Letter, 1971, 20/1, № 7176, p. 6.
691. Aerospace Daily, 1971, 21/1, vol. 47, № 14, p. 110.
692. Air et Cosmos, 1971, 23/1, vol. 8, № 372, p. 9—11.
693. Science News, 1971, 23/1, vol. 99, № 4, p. 66, 67.
694. Aviation Week, 1971, 25/1, vol. 94, № 4, p. 18, 19.
695. Interavia Air Letter, 1971, 28/1, № 7182, p. A, B.
696. Flight, 1971, 28/1, vol. 99, № 3229, p. 136.
697. Air et Cosmos, 1971, 30/1, vol. 8, № 373, p. 12—14.
698. Electronic News, 1971, l/II, vol. 16, № 803, p. 10.
699. Interavia Air Letter, 1971, l/II, № 7184, p. 5.
700. Washington Post, 1971. 2/11, p. A—2.
701. Aerospace Daily, 1971, 2/II, vol. 47, № 24, p. 196.
702. New York Times, 1971, 5/11, p. 36.
703. Air et Cosmos, 1971, 6/II, vol. 8, № 374, p. 9—11.
704. Science News, 1971, 6/II, vol. 99, № 6, p. 97.
705. New York Times, 1971, 7/II, p. 56, 71.
706. Aviation Week, 1971, 8/11, vol. 94, № 6, p. 24, 25.
707. Aerospace Daily, 1971, 10/11, vol. 47, № 28, p. 227.
708. Interavia Air Letter, 1971, 10/11, № 7191, p. 4.
709. New York Times, 1971, 10/II, p. 24.
710. Air et Cosmos, 1971, 13/11, vol. 8, № 375, p. 13—16.
711. Aviation Week, 1971, 15/11, vol. 94, № 7, p. 9, 17—25.
712. Newsweek, 1971, 22/11.
713. Air et Cosmos, 1971, 27/П, vol. 8, № 377, p. 9—11.
714. Interavia, 1971, III, vol. 26, № 3, p. 267.
715. Aviation Week, 1971, 8/III, vol. 94, № 10, p. 184.
517
716. New Scientist, 1971, ll/Ш, vol. 49, № 742, p. 540—542.
717. Air et Cosmos, 1971, 20/11, vol. 8, № 376, p. 12—15
718. Flight, 1971, 11/11» vol. 99, № 3231, p. 214—216.
719. Aerospace Daily, 1971, 19/1, vol. 47, № 12, p. 92.
720. Aerospace Daily, 1971, 8/1, vol. 47, № 5, p. 39.
721. Aerospace Daily, 1971, 2/П, vol. 47, № 22, p. 179.
722. New York Times, 1971, 4/II, p. 22.
723. Aviation Week, 1971, l/III, vol. 94, № 9, p. 223, 18, 19.
724. New Scientist, 1971, 28/1, vol. 49, № 736, p. 196.
725. Science News, 1971, 20/11, vol. 99, № 8, p. 125, 126.
726. Electronic News, 1971, 15/11, vol. 16. № 805, p. 14.
727. Science News, 1971, 13/11, vol. 99, № 7, p. 110—112.
728. Aviation Week, 1971, 22/11, vol. 94, № 8, p. 14—20, 52, 54
729. Flight, 1971, 25/11, vol. 99, № 3233, p. 292—293.
730. Flight, 1971, ll/Ш, vol. 99, № 3235, p. 352.
731. Air et Cosmos, 1971, 3/IV, vol. 8, № 382, p. 17.
732. Flug Revue, 1971, IV, № 4, S. 44—49.
733. Spaceflight, 1971, IV, vol. 13, № 4, p. 135.
734. Flight, 1971, 18/11, vol. 99, № 3232, p. 58, 59.
735. Aerospace Daily, 1971, 4/111, vol. 48, № 8, p. 31.
736. Сообщения агентства АР, 1971, 2/П, 5/П, 6/П, 8/11, 12/11, 7/III, 26/111.
737. Сообщения агентства France Press, 1971, 30/1, 1/П, 4/П, 5/П, 6/П. 7/П,
14/11, 28/IV.
738. Сообщения агентства Reuter, 1971, 1/П, 3/П, 4/П, 5/П, 6/П, 7/П, 8/П,
9/II, 15/IV.
739. Сообщения агентства UPI, 1971, 4/П, 5/П, 6/П, 7/П, 9/11.
740. New York Times, 1971, 8/П, р. 27С.
741. New York Times, 1971, 31/1, p. 46.
742. New York Times, 1971, 5/11.
743. New York Times, 1971, ll/II, p. 40C.
744. Science News, 1971, 27/11, vol. 99, № 9, p. 142, 143.
745. New Scientist, 1971, 1/IV, vol. 50, № 745, p. 6.
746. Space World, 1971, IV, vol. H-4-88, p. 28—30, 43.
747. Interavia, 1971, IV, vol. 26, № 4, p. 383—385.
748. Spaceflight, 1971, V, vol. 15, № 5, p. 164—169.
749. Aerospace Daily, 1971, 29/111, vol. 48, № 21, p. 161.
750. Сообщение агентства Reuter, 1971, 17/V.
751. Сообщение агентства Reuter, 1971, 11/V.
752. Sky and Telescope, 1971, IV, vol. 41, №6, p. 200—208.
753. Сообщение агентства АР, 1971, 25/V.
754. Сообщение агентства France Press, 1971, 25/V.
Оглавление
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
стр
Введение ................................................ 5
Космический корабль «Аполлон»............................11
Принципы, положенные в основу проектирования, разработ-
ки и отработки.................................................11
Основные весовые и габаритные характеристики ... 14
Основной блок кораблей «Аполлон» для полетов этапов С—Н 14
Компоновка, общие сведения..................................14
Стыковочный узел •..............................................17
Система жизнеобеспечения, экипировка космонавтов .... 25
Система наведения и навигации...............................31
Энергетическая установка....................................43
Радиотехническое оборудование...............................47
Двигательные установки......................................50
Система возвращения и спасения..............................53
Модификация для полетов этапа J................- . . . 55
Лунная кабина кораблей «Аполлон» для полетов этапов
D—Н.............................................................57
Компоновка, общие сведения................................. 57
Посадочное шасси..........................., ... 64
Система жизнеобеспечения, экипировка космонавтов ..... 67
Система наведения и навигации .............................. 69
Энергетическая установка.................................77
Радиотехническое оборудование............................77
Двигательные установки...................................79
Модификация для полетов этапа J..............................88
Полезная нагрузка...........................................90
Съемочное оборудование.............................. я . 90
Научные приборы и оборудование для исследований Луны . . 101
Луноходы LRV............................................ . 134
Скафандры космонавтов и ранцевая система жизнеобес-
печения PLSS...................................................143
Ракеты-носители..................................................157
Ракета-носитель «Сатурн 1В»...............................157
Ракета-носитель «Сатурн V»...............................159
519
Командно-измерительный комплекс.........................165
Наземные станции......................................165
Корабельные станции...................................173
Самолетные станции ..........................................177
Система связи КИК.....................................177
Центр управления МСС..................................180
Залы управления ... ....................181
Группы анализа ......... 186
Центр связи .......... 188
Вычислительный центр.......................................188
Поисково-спасательный комплекс..........................189
Меры микробиологической защиты, карантинизации космо-
навтов ........................................................202
Меры, принимаемые до полета...........................202
Меры, принимаемые в полете............................203
Меры, принимаемые при операциях по спасению космо-
навтов ......................................................205
Меры, принимаемые после полета........................209
Космонавты кораблей «Аполлон», подготовка космонавтов . 211
Типовая программа предстартовой подготовки и полета . . 227
«Окна» для запуска . 227
Предстартовая подготовка . .............228
Выведение на геоцентрическую орбиту, второй старт, полет
по трассе «Земля—Луна».......................................236
Переход на селеноцентрическую орбиту, обращение по этой
орбите, посадка на Луну......................................242
Старт с Луны, встреча с основным блоком и полет по селе-
ноцентрической орбите........................................249
Переход на траекторию полета к Земле, полет по трассе
«Луна—Земля», вход в атмосферу и приводнение ... 256
Способы аварийного спасения........................259
Авария на участке выведения на начальную геоцентрическую орбиту 259
Авария при переходе на траекторию полета к Луне .... 259
Авария на трассе «Земля—Луна»..............................260
Авария при переходе на начальную селеноцентрическую орбиту 260
Авария на селеноцентрической орбите ...................... 260
Авария при посадке на Луну.................................260
Авария на Луне.............................................261
Авария при встрече на селеноцентрической орбите .... 263
Авария при переходе на траекторию полета к Земле .... 263
Авария на трассе «Луна—Земля»....................263
Запасные программы полета 263
Вопросы организации, финансирования и планирования . 266
Организация, руководство...........................266
Затраты............................................267
Планирование полетов, выполнение планов .... 269
520
ПОЛЕТЫ ПИЛОТИРУЕМЫХ КОРАБЛЕЙ «АПОЛЛОН»
Космический корабль «Аполлон VII».............................283
Задачи полета...............................................283
Расчетная программа полета .................................285
Ход полета................................................. 286
Предстартовая подготовка и старт ........................ 286
Активный участок и первые сутки полета по орбите 288
12 октября (вторые сутки полета)..........................290
13—21 октября (третьи—десятые сутки полета)...............290
22 октября (одиннадцатые сутки полета)....................293
Некоторые результаты полета.................................295
Общая оценка..............................................295
Основные достижения...................................... 295
Основные неполадки и трудности ....... 296
Космический корабль «Аполлон VIII»............................300
Задачи полета ..............................................300
Расчетная программа полета..................................302
Ход полета..................................................304
Полет по геоцентрической орбите, второй старт, полет по трассе
«Земля—Луна»............................................305
Переход на селеноцентрическую орбиту, обращение по ней и переход
на траекторию полета к Земле ...........................307
Полет по трассе «Луна—Земля», вход в атмосферу и посадка на
Землю................................................. 309
Некоторые итоги полета.................................... 312
Космический корабль «Аполлон IX»............................ .315
Задачи полета............................................315
Расчетная программа полета...............................318
Первые трое суток полета корабля.......................319
Четвертые сутки полета (выход в открытый космос) .... 320
Пятые сутки полета (автономный полет лунной кабины) 322
Шестые—десятые сутки полета ..............................325
Ход предстартовой подготовки и полета .325
Предстартовая подготовка и старт .. .................... 326
Выведение на геоцентрическую орбиту.......................326
Первые трое суток полета . 327
Четвертые сутки полета................................. . ' 331
Пятые сутки полета........................................335
Шестые—десятые сутки полета.............................. 338
Некоторые итоги полета . 340
Космический корабль «Аполлон X* . . . . . .344
Задачи полета...............................................345
Расчетная программа полета................................. 347
Ход предстартовой подготовки и полета ..................... 351
521
Предстартовая подготовка, старт и выведение на геоцентрическую
орбиту......................................................35!
Полет по геоцентрической орбите, второй старт, полет по трассе
«Земля—Луна» . . г..................... • • 352
Переход на селеноцентрическую орбиту, обращение по ней и переход
на траекторию полета к Земле................................354
Полет по трассе «Луна—Земля», вход в атмосферу и посадка на
Землю.......................................................36!
Некоторые итоги полета.......................................362
Космический корабль «Аполлон XI»...............................367
Задачи полета ............................................... 367
Расчетная программа полета...................................371
Ход предстартовой подготовки и полета..................373
Предстартовая подготовка, старт и выведение на геоцентрическую
орбиту . ................'. . . . 373
Полет по геоцентрической орбите, второй старт, полет по трассе
«Земля—Луна»............................................374
Переход на селеноцентрическую орбиту, обращение по ней и посадка
на Луну................................< 375
Пребывание на Луне.........................................382
Старт с Луны, встреча с основным блоком и полет по селеноцентри-
ческой орбите...............................................390
Переход на траекторию полета к Земле, полет по трассе «Луна—
Земля» и приводнение.................................... 391
Некоторые итоги полета ......... 394
О работе приборов, установленных на Луне .... 395
Космический корабль «Аполлон XII»..............................396
Задачи полета................................................396
Расчетная программа полета...................................398
Ход предстартовой подготовки и полета........................404
Предстартовая подготовка, выведение на геоцентрическую орбиту,
второй старт и полет по трассе «Земля—Луна» .... 404
Выход на селеноцентрическую орбиту, обращение по ней и посадка
на Луну..................................................407
Пребывание на Луне........................................410
Старт с Луны, встреча с основным блоком и полет по селеноцентри-
ческой орбите............................................423
Переход на траекторию полета к Земле, полет по трассе «Луна—
Земля» и приводнение .................................. 424
Некоторые итоги полета....................... 427
Работа приборов, установленных на Луне.................430
Космический корабль «Аполлон XIII».......................432
Задачи полета . ............................................432
Расчетная программа полета..................................435
Ход предстартовой подготовки и полета ................. 439
Предстартовая подготовка, выведение на геоцентрическую орбиту,
второй старт и полет по трассе «Земля—Луна» до аварии . . 439
Авария на борту корабля......................... . . . 444
Аварийное возвращение космонавтов на Землю................446
522
Некоторые итоги полета................................. .456
Результаты расследования причин аварии.................457
Космический корабль «Аполлон XIV» . . . . .461
Задачи полета..........................................461
Расчетная программа полета.............................469
Ход предстартовой подготовки и полета..................474
Предстартовая подготовка, выведение на геоцентрическую орбиту,
второй старт и полет по трассе «Земля—Луна» .... 475
Выход на селеноцентрическую орбиту, обращение по ней и посадка
на Луну................................................479
Пребывание на Луне...................................481
Старт с Луны, встреча с основным блоком и полет по селеноцентри-
ческой орбите..........................................490
Переход на траекторию полета к Земле, полет по трассе «Луна—
Земля» и приводнение ....................... 491
Некоторые итоги полета....................................495
Работа приборов, установленных на Луне .497
Космический корабль «Аполлон XV»......................499
Задачи полета........................................... 500
Расчетная программа полета................................501
Космический корабль «Аполлон XVI»...................... 504 •
Космический корабль «Аполлон XVII».....................505
Источники...................................................506
ПРОГРАММА «АПОЛЛОН»
часть II
Составитель Гольдовский Д. Ю.
Редактор Табачникова А. Я.
Технический редактор Кириллова Ю. В.
Корректор Крапивина Т. А.
Сдано в набор 20/1II-71 г.
Формат бумаги 60X90716
Тираж 650 экз.
Подписано в печать 3/VI-71 г.
Уч.-изд. л. 41,25. Печ. л. 33.
Заказ 5062