Программой наземных и космических летных испытаний Saturn V Apollo предусматривались доводка надежности, оценка летных характеристик, доказательство возможности осуществления пилотируемого полета с посадкой на Луне и возвращение экипажа на Землю.

Космические летные испытания Saturn V Apollo проводились последовательно по этапам. Ниже изложены результаты беспилотных космических летных испытаний — полеты Apollo-4, 5 и 6.

Apollo-4. 9 ноября 1967 г. был осуществлен полет Apollo-4; это был первый полет ракеты-носителя Saturn V.

После запуска ЖРД F-1 ступени S-IC отрыв ракеты-носителя от стола произошел через 9 сек, точно в расчетное время. Двигатели первой ступени работали 153 сек, расчетное время 150,6 сек. По расчетной траектории Saturn V к концу работы двигателей первой ступени должна была находиться на высоте 61 км и на дальности 160 км. В полете скорость, соответствующая числу Маха М=1, была пройдена на 61-й сек на 970 м ниже расчетной высоты. Максимальное продольное ускорение в конце работы двигателей первой ступени было 4,15 g, на 0,004 g выше расчетного. Максимальный скоростной напор был достигнут на 78-й сек полета, на 0,4 сек раньше, чем ожидалось. По расчету ступень S-II должна увеличить скорость полета от 2,23 до 6,9 км/сек. Двигатели второй ступени работали 6,1 мин, на 4,7 сек больше расчетного времени. Приращение скорости за счет работы второй ступени составило 4567,44 м/сек. Вторая ступень отделилась через 9 мин после старта ракеты-носителя Saturn V. По расчету ступень S-IVВ осуществляет разгон до скорости 7,88 км/сек и выводит корабль на орбиту ожидания высотой 185 км.

В полете ЖРД J-2 ступени S-IVB проработал 2,75 мин, на 6,2 сек больше расчетного времени и выключился через 11 мин 6 сек полета.

Через 11 мин. 16 сек полета от момента старта, т. е. на 9 сек позже расчетного времени, ступень S-IVB и основной блок корабля Apollo вышли на орбиту ИСЗ высотой 188 км при скорости полета 7798, 25 м/сек. После двух витков полета по орбите ИСЗ при угле тангажа 40, 08° и рыскания 14, 85° вторично было произведено включение ЖРД J-2 ступени S-IVB на 5 мин 33 сек и корабль вышел на эллиптическую орбиту с высотой над Землей в апогее 17 400 км. Через 10 мин ступень S-IVB отделилась от основного блока корабля Apollo. Чтобы увеличить апогей орбиты до 18 350 км, был отключен на 15 сек ЖРД служебного отсека. Фактическая высота оказалась равной 18 317 км и наклон орбиты к экватору 30, 13°.

На нисходящей ветви орбиты был вторично включен ЖРД служебного отсека и за 90 сек до входа в атмосферу была достигнута скорость 11 144 м/сек, на 62 м/сек больше ожидавшейся скорости при угле наклона траектории 7, 08° к местной горизонтали. Командный отсек опустился на воду в 1000 км к северо-западу от Гавайских о-вов. Вес отсека после посадки 4, 8 т. Общая продолжительность полета 8ч 37 мин.

В процессе входа в атмосферу температура теплового экрана командного отсека была несколько выше 2482° С. Глубина обугливания абляционного покрытия от 0,76 до 1,27 см оказалась меньше ожидавшейся величины 1,27— 1,9 см. Температура внутри командного отсека не превышала 21° С. Удельный тепловой поток составил 1690 ккал/м²сек, на 6% выше расчетного значения 1590 ккал/м²сек, а общее количество подведенного тепла было 103 300 ккал/м², на 3,3% больше расчетной величины 100 000 ккал/м².

Apollo-5. 22 января 1968 г. лунный корабль весом 14 380 кг без пилотов, был запущен ракетой-носителем Saturn IB на орбиту ИСЗ с высотой в апогее 228 км, в перигее 163 км, и периодом обращения 90 мин. Основная цель полета — испытание двигательных установок лунного корабля. Расчетная продолжительность полета 6,5 ч.

Программой предусматривалось 2 включения ЖРД посадочной ступени лунного корабля, моделирование профиля изменения тяги по времени на траектории посадки на Луну, разделение ступеней лунного корабля и моделирование работы двигательной установки при взлете второй ступени с поверхности Луны.

Первая попытка включения ЖРД посадочной ступени оказалась неудачной, вместо 38 сек двигатель проработал 4 сек. Два последующих включения прошли нормально, ЖРД развил максимальную расчетную тягу и проработал до полного израсходования топлива. Испытания взлетной двигательной установки после отделения посадочной ступени также прошли успешно, ЖРД проработал 6 мин 59 сек.

Космические летные испытания лунного корабля на орбите ИСЗ продолжались 8 ч.

Apollo-6. 4 апреля 1968 г. основной блок весом 28 600 кг без пилотов был запущен ракетой-носителем Saturn V на орбиту ИСЗ.

Программой предусматривался вывод ракетой-носителем Salurn V со стартовым весом 2820 г на орбиту ожидания высотой 185 км полезной нагрузки весом 120 т; переход ступени S-IVB и основного блока с орбиты ожидания на вытянутую эллиптическую орбиту с высотой в апогее 22 200 км; отделение основного блока и вывод ступени S-IVB на эллиптическую орбиту с апогеем 517 000 км; вход в атмосферу командного отсека со второй космической скоростью и посадка в точке с координатами 27,2° с. ш. и 157,1° з. д.

Расчетная продолжительность полета 10 ч.

Отрыв ракеты-носителя от пускового стола произошел через 9 сек после подачи сигнала «пуск».

Ступень S-IC работала точно по номинальной программе и параметры были близки к расчетным. После выключения двигательной установки ЖРД F-1, проработавшей 148 сек,скорость полета ракеты была 2730 м/сек. Однако перед окончанием работы двигателей возникли продольные колебания ракеты типа Pogo с частотой 5 гц и амплитудой, значительно превосходящей ранее наблюдавшиеся колебания.

Через 4 мин 38 сек полета во время работы второй ступени было замечено уменьшение температуры в главном клапане окислителя и в линии ЖРД J-2 № 5, а также увеличение давления в бустере ЖРД № 2.

Через 5 мин 18 сек несколько параметров двигательной установки указывали на внезапное падение тяги ЖРД № 2 на 2500 кг, сопровождавшееся увеличением давления в бустерах тангажа и рыскания.

ЖРД № 2 выключился через 6 мин 49 сек, через 1,3 сек после этого выключился ЖРД № 3, оставшиеся 3 ЖРД проработали на 58 сек дольше расчетного времени.

После отделения ступени S-II, чтобы компенсировать недостающую скорость, продолжительность работы ЖРД J-2 ступени S-IVB была увеличена до 170 сек, вместо расчетных 141 сек; это привело к перерасходованию 10 т топлива и не позволило в дальнейшем перевести S-IVB на орбиту с апогеем 517 000 км.

Ступень S-IVB вывела корабль Apollo на эллиптическую орбиту с высотой в апогее 362 км и высотой в перигее 177,5 км. Вторично запустить ЖРД J-2 не удалось, и после подтверждения данных о неисправности двигательной установки основной блок был отделен от ступени S-IVB.

С помощью ЖРД служебного отсека, включенного на 7 мин 21 сек, корабль Apollo был выведен на эллиптическую орбиту с апогеем 22 235 км. В основном блоке осталось топлива всего на 23 сек и не хватило на разгон на нисходящей ветви до второй космической скорости. Скорость входа в атмосферу Земли была на 1220 м/сек меньше расчетной и составляла 9997 м/сек. Командный отсек опустился на расстоянии 600 км от расчетного места посадки. Общая продолжительность полета составила 9 ч 56 мин.

Анализ результатов полета показал, что причиной отказов в полете Apollo-6 были продольные колебания ракеты большой амплитуды, вызванные совпадением частоты колебаний топлива в топливных магистралях и собственных колебаний корпуса ступени S-IC.

Для устранения резонанса разнесением частот было решено вводить газообразный гелий с расходом 0,005 кг/сек в трубопроводы подачи жидкого кислорода, а на пульте управления экипажа установить индикатор продольных колебаний, чтобы экипаж мог принять решения об аварийном прекращении полета, если колебания превысят предельно допустимую величину.

Преждевременное выключение ЖРД J-2 № 2 ступени S-II произошло вследствие разрушения гибкого шланга подачи жидкого водорода во вспомогательное воспламенительное устройство. Чтобы избежать аварий из-за подобных отказов, шланги были заменены усиленными на ступенях S-II и S-IVB. Преждевременное выключение ЖРД J-2 № 3 ступени S-II произошло вследствие ошибок монтажа бортовой кабельной сети, в результате при аварии на ЖРД № 2 ошибочно был подан сигнал на выключение ЖРД № 3. Для устранения ошибок монтажа введены более продуманная маркировка и строгий контроль.

Считается, что причиной отказа ЖРД J-2 ступени S-IVB также было разрушение гибкого шланга подачи жидкого водорода во вспомогательное воспламенительное устройство. На снимках, произведенных бортовыми кинокамерами, было обнаружено частичное разрушение переходника, защищающего лунный корабль, но при этом макет лунного корабля поврежден не был. Считается, что разрушение явилось следствием продольно-поперечных колебаний ракеты-носителя.

Несмотря на то, что ни одна из трех основных задач полета Apoll'o-6 не была выполнена (ракета-носитель не выдержала проверки готовности к пилотируемым полетам, не удалось проверить качество радиосвязи с S-IVB на расстоянии 500 000 км, скорость входа в атмосферу командного отсека была меньше скорости входа при возвращении с Луны), руководство Центра пилотируемых полетов NASA считало полет Apollo-6 успешным. ЖРД служебного отсека проработал дольше расчетного времени и продемонстрировал способность вывода корабля Apollo на траекторию полета к Луне и возвращения на Землю; проверено обугливание теплоизолирующего экрана при входе в атмосферу Земли и оказалось, что оно было примерно такое же, как и в полете Apollo-4; новый люк и его герметизация успешно прошли испытания; осмотр командного отсека не обнаружил повреждений конструкции; система регулирования атмосферы в кабине экипажа и парашютная система посадки командного отсека работали нормально.

Программой дальнейших космически летных испытаний предусматривалось проведение запуска ракеты-носителя Saturn V и корабля Apollo в полной компановке с лунным кораблем, но без пилотов и запуск ракетой-носителем Saturn IB одного лунного корабля без пилотов с целью доводки двигательных установок. Но из-за ограничений ассигнований NASA по предложению Вернера фон Брауна было решено отказаться от дальнейших беспилотных полетов и перейти к пилотируемым полетам. [1—5, 10].
назад