вернёмся в библиотеку? 4.2. КОСМИЧЕСКИЕ ЛЕТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ
ПИЛОТИРУЕМЫХ КОРАБЛЕЙ APOLLO-7, 8, 9, 10

Apollo-7.11 октября 1968 г. в 15 ч 02 мин 45 сек по Гринвичу был произведен запуск на орбиту ИСЗ ракетой-носителем Saturn IB основного блока корабля Apollo весом 18 777 кг с экипажем в составе Уолтер Ширра, Дойн Эйзел и Уолтер Каннингхем. Это был первый полет пилотируемого корабля Apollo. При подготовке к аналогичному запуску во время наземных испытаний 27 января 1967 г. погибли астронавты В. Гриссом, Е. Уайт и Р. Чеффи из-за пожара, возникшего вследствие короткого замыкания в командном отсеке.

Программой квалификационных летных испытаний основного блока корабля Apollo предусматривалось: слежение за ступенью S-IVB с помощью оптических средств, сближение, встреча и имитация стыковки с нею, испытание блока инерциальных измерений, проведение навигационных расчетов по земным ориентирам и звездам, проверка работы двигательных установок, оценка точности приборов, измеряющих количество топлива в баках, исследование влияния плескания топлива в баках при маневрировании корабля, оценка характеристик рукояток управления, проверка работы системы жизнеобеспечения, оценка раскрытия панелей верхнего переходника ступени S-IVB, визуальное определение линии горизонта перед сходом с орбиты, проверка теплозащитного экрана при входе в атмосферу.

Помимо этого предусматривалась проверка работы сети наземной радиосвязи и слежения, прием и обработка информации систем телеметрии.

Особое внимание уделялось оценке усовершенствований конструкций командного отсека, сделанных после гибели трех астронавтов.

Первоначально в герметической кабине экипажа предполагалось использовать атмосферу из чистого кислорода. После пожара было решено в период предстартовых испытаний заполнять кабину смесью из кислорода (60%) и азота (40%), В полете газовая смесь из кабины постепенно стравливается и заменяется чистым кислородом. До модификации на открытие выходного люка из командного отсека требовалось 90 сек, после модификации люк стал открываться за 10 сек.

Расчетная продолжительность полета Apollo-7 11 сут.

Вывод Apollo-7 на орбиту ИСЗ

В 15 ч 02 мин 42 сек, по Гринвичу была подана команда «пуск» и через 3 сек ракета оторвалась от стартового стола. Точка максимального скоростного напора была пройдена на 78-й сек на высоте 13 км при скорости полета 742 м/сек. Восемь ЖРД ступени S-IB проработали 2 мин 25 сек и при скорости 1450 м/сек на высоте 62 км первая ступень отделилась. Система аварийного спасения была сброшена через 2 мин 44 сек после старта. ЖРД J-2 ступени S-IVB был включен в расчетное время и выключен через 10 мин 24,5 сек после старта и ступень S-IVB вместе с кораблем Apollo вышла на орбиту ИСЗ с высотой в апогее 284 км, высотой в перигее 226 км, периодом обращения 89,7 мин и наклоном к экватору 31,64°.

Выполнение программы полета

Программа полета была составлена так, что наиболее важные эксперименты выполнялись в начальный период. Астронавты работали очень напряженно, на отдых и сон оставалось не более 5 ч в сутки. Только во второй половине полета, когда были обнаружены признаки утомления астронавтов, работа проводилась по 16 ч в сутки и по 8 ч отводилось на отдых и сон.

Для отделения основного блока от ступени S-IVB были включены ЖРД РСУ служебного отсека, основной блок отошел от S-VIB со скоростью 0,3 м/сек на расстояние 15 м. Затем с помощью ручного управления У. Ширра начал маневрирование, развернул корабль по тангажу на 180° и по крену на 60°, в результате чего экипаж смог наблюдать и фотографировать ступень S-IVB. У. Ширра выполнил сближение со ступенью до расстояния 1,2—1,5 м. Осмотр показал, что 3 створки переходника раскрылись нормально, а четвертая только на 30°.

12 октября, когда ступень S-IVB находилась на расстоянии 130 км от основного блока астронавты начали операцию по встрече и сближению со ступенью. Корабль был развернут по тангажу на 70° и в T0+26 ч 34 мин был включен ЖРД служебного отсека на 10 сек, приращение скорости составило 61 м/сек. Apollo-7 перешел на орбиту с высотой в апогее 63 км и высотой в перигее 230 км и стал двигаться с меньшей орбитальной скоростью, чем ступень S-VIB. В T0+28 ч 01 мин был вторично включен ЖРД служебного отсека на 8 сек, начался заключительный этап сближения и корабль подошел к ступени S-IVB на 21 м. Ступень беспорядочно кувыркалась, поэтому дальнейшее сближение было прекращено. Затем с помощью ЖРД РСУ корабль был переведен на орбиту высотой в апогее 300 км и в перигее 232 км.

Оптическими приборами велось наблюдение за звездами в дневное время с целью оценки навигационных возможностей при полете к Луне. Астронавты пришли к выводу, что наблюдение звезд в дневное время возможно сразу после восхода Солнца и перед закатом.

Для определения способности астронавтов правильно отыскивать указанные им земные ориентиры ими велось фотографирование отдельных заданных участков поверхности Земли.

Радиолокационным приемоответчиком с борта корабля была установлена связь с радиолокатором для лунного корабля, установленным на полигоне Уайт Сэнд (шт. Нью Мексико).

14 октября произошел 5-минутный отказ в подаче переменного тока из-за отказа преобразователей. Так как точная причина не была известна, корабль был переведен на орбиту с высотой в апогее 287 км и в перигее 162 км. Велись визуальные наблюдения специально выложенных на Земле знаков с целью оценки способности астронавтов за 6 мин опознать заданный им ориентир.

Как оказалось, опознавать заданные наземные ориентиры трудно вследствие высокой скорости полета корабля. Однако опознавание лунных ориентиров с орбиты ИСЛ не представляет больших трудностей, так как орбитальная скорость в этом случае существенно меньше.

Проверялась система регулирования температуры и давления в кабине. Астронавты замерили количество топлива, расходуемого на поддержание заданной угловой скорости корабля (такой маневр необходим на траектории полета к Луне, чтобы весь корпус корабля под действием солнечных лучей нагревался равномерно). Двигательная установка служебного отсека испытывалась на длительных и кратковременных режимах. Самым продолжительным было пятое включение, корабль получил приращение скорости 502 м/сек и перешел на орбиту с высотой в апогее 450 км и в перигее 165 км; самым коротким включением было шестое - ЖРД проработал 0,4 сек. корабль получил приращение скорости 5,8 м/сек. Такие короткие импульсы исследовались, так как они необходимы для коррекции траектории полета к Луне.

21 октября после очередной телевизионной передачи с борта корабля экипаж просил Центр управления полетом прекратить полет, так как они сильно устали. Центр управления был против немедленной посадки и сообщил, что посадка состоится, как запланировано, 22 октября.

При подготовке к возвращению на Землю снова возникла дискуссия между экипажем и Центром управления полетом. Астронавты просили разрешения не одевать гермошлемов в период входа в атмосферу, они считали, что зажав пальцами нос и надувшись смогут избежать болезненных ощущений в ушах при резком изменении давления на барабанные перепонки. Центр управления вначале отказал в просьбе астронавтов, но в конце концов им было разрешено снять гермошлемы.

22 октября в 6 ч 43 мин по Гринвичу астронавты надели скафандры, привязались к креслам, проверили исправность пиротехнических болтов отделения служебного отсека. В 10 ч 43 мин (Т0+259 ч 39 мин) на 1,2 сек был включен ЖРД служебного отсека; Apollo-7 в это время находился на высоте 290 км над Тихим океаном в 500 км восточное Гавайских о-вов. Скорость уменьшилась на 10 м/сек и корабль перешел на траекторию снижения. Через 90 сек после схода с орбиты от корабля отделился служебный отсек. У. Ширра развернул командный отсек на угол рыскания 45°, чтобы избежать случайного столкновения со служебным отсеком, а затем осуществил обратный поворот. В 10 ч 53 мин командный отсек прошел над Мексикой на высоте 185 км, над Нью-Орлеаном на высоте 122 км вошел в атмосферу Земли. В 11 ч 03 мин была зарегистрирована максимальная перегрузка, равная трем. За 2 мин до раскрытия тормозных парашютов автоматическая система управления развернула командный отсек на заданную ориентацию.

После сброса переднего теплозащитного конуса на высоте 7 км открылись 2 тормозных парашюта, уменьшивших скорость снижения с 13,5 до 7,8 м/сек.

В 11 ч 07 мин тормозные парашюты были сброшены и через 2 мин на высоте 3000 м раскрылись 3 главных парашюта.

В 11 ч 11 мин 49 сек командный отсек опустился в Атлантический океан в 460 км южнее Бермудских о-вов.

После тщательного анализа полета Apollo-7 и существенных усовершенствований конструкции ракеты-носителя руководство NASA приняло решение послать пилотируемый корабль Apollo в облет Луны.

В конструкцию ракеты-носителя Saturn V в связи с дефектами, обнаруженными в полете Apollo-6, были внесены существенные изменения.

Установлена новая гелиевая предклапанная антикавитационная система с аккумуляторами гелия для предотвращения продольных колебаний типа Pogo ступени S-IC.

Изменена программа работы двигательной установки ступени S-IC, центральный ЖРД F-1 должен включаться раньше, через 126 сек после взлета. Некоторые изменения сделаны в приборном отсеке, дающие новые возможности отклонения периферийных ЖРД для снижения нагрузок на ракету в случае отказа одного из ЖРД F-1.

На ступени S-II усилены трубопроводы подачи жидкого водорода, гибкий трубопровод горючего к вспомогательной системе зажигания J-2 заменен жестким трубопроводом на ступенях S-II и S-IVB. Тяга ЖРД J-2 ступени S-II увеличена до 103,7 т, состав смеси при запуске 5: 1 и суммарная тяга двигательной установки 518,5 г. Затем состав смеси устанавливается 5,5 : 1 для первой половины интервала работы ЖРД. Для второй половины интервала с целью уменьшения перегрузки устанавливается состав смеси 4,5: 1.

Apollo-8. 21 декабря 1968 г. в 12 ч 45 мин по Гринвичу был запущен к Луне ракетой-носителем Saturn V корабль Apollo-8 с экипажем в составе Ф. Борман, Д. Ловелл и У. Андерс.

На корабле Apollo-8 был совершен первый пилотируемый облет Луны.

Полет преследовал цели комплексной проверки работоспособности ракеты-носителя Saturn V, командного и служебного отсеков корабля Apollo, деятельности экипажа в полете на Луну и наземных служб обеспечения полета.

Одновременно полет должен был продемонстрировать номинальные характеристики ракеты-носителя Saturn V при выводе полезной нагрузки весом 130 т на орбиту ИСЗ, осуществление навигации и управления кораблем в Дальнем космосе, на орбите ИСЛ и радиосвязи с Землей и показать работоспособность системы пассивного терморегулирования корабля.

Фотографирование с орбиты ИСЛ выбранных на Луне мест посадки лунного корабля было одной из главных целей полета.

Полная продолжительность полета по программе, включавшей 10 оборотов по орбите ИСЛ, составляла 147 ч.

Начальный вес Saturn V Apollo-8 2860 т.

Полет Apollo-8 осуществлялся по принципу «шаг-за-шагом» (step-by-step); сущность его состоит в том, что вес полет разбивается на этапы, в точках перехода от предыдущего к последующему этапу перед осуществлением главных маневров Центр управления полетом принимает согласованное с экипажем важное решение «лететь дальше или не лететь», т. е. продолжать ли полет на Луну, возвращаться на Землю или изменить программу полета. Решение принимается на основании анализа работоспособности корабля и состояния экипажа.

Азимут, с которым должна стартовать ракета на Луну, зависит от даты и местного времени старта (рис. 42.1). Старт Saturn V Apollo-8 был осуществлен 21 декабря при первой возможности, как только открылось стартовое окно, в 7 ч 51 мин по местному времени с азимутом 72°.

Рис. 42-1. Стартовое окно для полета Saturn V Apollo-8
в декабре 1968 г.
Номинальная программа полета

Время от старта (ч, мин, сек) 00:00:00 (T0) 00:01:17 00:02:06 00:02:31 00:02:32 00:02:33 00:03:07 00:08:40 00:08:41 00:08:44 00:11:32 02:50:31 02:55:43 (T1) 03:09:14 05:07:54 05:12:54 T1+6 ч T1 + 25 ч Т2-22 ч T2-8 ч 69:07:29 (T2) 69:11:35 73:30:53 73:31:03 89:15:07 89:18:33 (Т3) T3+15 ч T3+ 30 ч T4-2 ч 146:49:00 (T4) 147:00:00

Последовательность операций Старт Максимальный скоростной напор S-IC центральный ЖРД F-1 выключен S-IC периферийные ЖРД F-1 выключены S-IC/S-I разделение ступеней S-II запуск ЖРД J-2 Система аварийного спасения, сброс S-II ЖРД J-2 выключены S-II/S-IVB, разделение ступеней S-IVB, запуск ЖРД J-2 Выход на орбиту ожидания S-IVB, второй запуск ЖРД J-2 Выход на траекторию полета к Луне S-IVB/основной блок, разделение S-IVB, начало слива жидкого кислорода S-IVB, конец слива жидкого кислорода Первая коррекция траектории Вторая коррекция траектории Третья коррекция траектории Четвертая коррекция траектории Начало вывода на траекторию ИСЛ 1 Конец вывода на траекторию ИСЛ 1 Начало вывода на траекторию ИСЛ 2 Конец вывода на траекторию ИСЛ 2 Начало выхода на траекторию полета к Земле Конец выхода на траекторию полета к Земле Пятая коррекция траектории Шестая коррекция траектории Седьмая коррекция траектории Вход в атмосферу Земли Посадка

Полет Apollo-8 к Луне проходил с весьма незначительными отклонениями от номинальной программы.

Старт. Центральный ЖРД F-1 ступени S-IC выключился через T₀+2 мин 5,9 сек, 4 периферийных двигателя выключились в Т₀+2 мин 33,8 сек. Запуск ЖРД J-2 ступени S-II произошел на 1,4 сек позже, двигатели проработали 6 мин 9 сек. В конце работы двигательной установки наблюдались продольные колебания ступени, но в допустимых пределах. Запуск ЖРД J-2 ступени S-IVB произошел в Т0+8 мин 45 сек (рис. 42.2).

Рис. 42.2. Номинальная траектория вывода корабля
Apollo-8 на орбиту ожидания.

Орбита ожидания

Apollo-8 вышел на орбиту ожидания, близкую к расчетной, с высотой над поверхностью Земли 190 км и углом наклона к плоскости экватора 32,5° (рис. 42.3). В течение первого оборота вокруг Земли сохранялась постоянная ориентация корабля вдоль местной горизонтали. Экипаж провел проверку всех систем корабля.

Вывод на траекторию полета к Луне

На втором витке вторично был запущен ЖРД J-2 ступени S-IVB, когда корабль находился в тени; в середине активного участка корабль вышел из тени, ЖРД выключился, когда скорость достигла 10,9 км/сек и корабль вышел на траекторию полета к Луне.

Полет к Луне

С момента выхода на траекторию пассивного полета к Луне до перехода корабля Apollo-8 на орбиту ИСЛ полет длился 66 ч 11 мин.

Через 20 мин после выхода на траекторию пассивного полета основной блок отделился от ступени S-VIB. Спустя 1 ч 30 мин после разделения произведен слив через камеру ЖРД J-2 остатков жидкого кислорода, ступень S-IVB получила дополнительную скорость ~27,5 м/сек, отклонилась от номинальной траектории полета корабля Apollo-8 и пройдя мимо задней кромки диска Луны вышла на орбиту вокруг Солнца.

Из запланированных четырех коррекций траектории перелета к Луне потребовалось сделать лишь одну 21 декабря в момент времени Т0+11 ч (рис. 42.4).

Выход на траекторию искусственного спутника Луны

Первый запуск ЖРД служебного отсека для вывода корабля Apollo-8 на траекторию ИСЛ был произведен в Т0+ 69 ч 8 мин, скорость полета уменьшилась на 912 м/сек и корабль вышел на эллиптическую орбиту 111х312 км Второй запуск ЖРД в То +73 ч 30 мин 53 сек перевел корабль на близкую к круговой орбиту с высотой 112 км и наклоном к экватору Луны 12°.

Рис. 42.3. Проекция орбиты ожидания на поверхность Земли:
1- выход на орбиту ожидания; 2 - начало активного участка;
3 - выход на траекторию полета к Луне

Рис. 42.4. Проекция на поверхность Земли траектории полета к Луне корабля Apollo-8:
3 - начало тректории полета к Луне; 4 - затмение корабля Apollo-8 Луной

10 оборотов вокруг Луны

Во время движения корабля Apollo-8 по орбите ИСЛ одной из главных задач экипажа было наблюдение за ориентирами на поверхности Луны, изучение мест, выбранных для посадки лунного корабля, их фотографирование, стереосъемка Луны от терминатора до терминатора, фотографирование звездного неба при различных условиях освещенности лунной поверхности, освещенной Землей и Зодикальным светом.

Последние 2 оборота вокруг Луны экипаж готовился к переходу с орбиты ИСЛ на траекторию возвращения к Земле.

В процессе полета корабля вокруг Луны наблюдались резко выраженные не прогнозируемые вариации орбиты. Расстояние в апоселении увеличивалось от витка к витку. Эти вариации подтвердили наличие на Луне «масконов» - концентрации масс в районах лунных морей.

Выход на траекторию возвращения к Земле

После 10 оборотов вокруг Луны, 25 декабря в момент времени Т0+89 ч 15 мин 07 сек, когда Apollo-8 находился за Луной, был включен ЖРД служебного отсека, скорость была увеличена на 1,073 км/сек и корабль вышел на траекторию возвращения к Земле с таким расчетом, чтобы войти в атмосферу Земли на высоте 120 км.

Возвращение к Земле

Полет по траектории возвращения к Земле длился 80 ч 44 мин 18 сек и была произведена лишь одна коррекция 25 декабря в момент времени Т₀+ 104 ч.

На траектории полета к Земле экипаж производил навигационные расчеты по звездам, Луне, земным ориентирам, проводил испытание радиосвязи с Землей и контрольные испытания системы пассивного терморегулирования корабля (рис. 42.5).

Вход в атмосферу и посадка

За 15 мин до входа в атмосферу на высоте 120 км с помощью пиротехнических средств был сброшен служебный отсек. Вход в атмосферу начался в момент времени Т₀+171 ч 05 мин 32 сек со скоростью 11,006 км/сек.

Автоматическая система управления командным отсеком при снижении в атмосфере поддерживала номинальную траекторию.(рис. 42.6).

Посадка произошла в Тихом океане, в точке с координатами 4°55' с. ш. и 165°00' з. д.

Рис. 42.5. Проекция на поверхности Земли траектории возвращения с Луны
корабля Apollo-8:
5 - выход корабля Apollo-8 из-за диска Луны; 6 - выход в атмосферу Земли;
7 - посадка командного отсека в Тихом океане

Рис. 42.6. Траектория входа в атмосферу и посадки
командного отсека Apollo-8. На траектории
сделаны отметки через 1/2 мин.

Apollo-9. 3 марта 1969 г. в 16 ч по Гринвичу стартовала ракета-носитель Saturn V и корабль Apollo-9 с экипажем в составе Джеймс Макдивитт (командир корабля), Дэвид Скотт (пилот командного отсека), Рассел Швейкарт (пилот лунного корабля).

Цель полета - вывод на орбиту ИСЗ полезной нагрузки 135 т, комплексные испытания корабля Apollo на орбите ИСЗ, летные испытания лунного корабля, отработка встречи и стыковки лунного корабля с командным отсеком на орбите ИСЗ.

Программа полета предусматривала квалификационные испытания всех систем лунного корабля на орбите ИСЗ; маневрирование и перестроение отсеков корабля Apollo; отработку навигации и управления при встрече и стыковке лунного корабля с основным блоком; испытания радиолокатора встречи лунного корабля на расстоянии 175 км от основного блока; тренировка экипажа по управлению лунным кораблем в автономном полете, переход Р. Швейкарта из лунного корабля в кабину экипажа и обратно через открытый космос; испытания в открытом космосе скафандра и системы жизнеобеспечения, предназначенных для выхода на поверхность Луны; испытания маршевого ЖРД служебного отсека, оценка способности ЦАП демпфировать колебания Apollo при работе ЖРД служебного отсека; испытания ЖРД лунного корабля.

Общая расчетная продолжительность полета 9 сут 22 ч 44 мин.

Основные весовые характеристики
корабля Apollo-9 (кг)

Командный отсек Служебный отсек Лунный корабль

5 627 16 416 14 508

---

<

/table>

Стартовый вес космической системы Saturn V Apollo-9 (2950 г) был больше на 118 т, чем в предыдущем полете Apollo-8. Первая ступень S-IC пустая была легче на 4080 кги имела новую антикавитационную систему. Вторая ступень S-II была тяжелее номинального веса на 15 400 кг и имела форсированные ЖРД J-2S, развивавшие тягу по 104,6 г.

Старт и вывод на орбиту ИСЗ

ЖРД первой ступени имели суммарную тягу у Земли 3510 т и на высоте 60 км 4170 т, проработали 2 мин 30 сек;в момент отделения первой ступени ракета находилась на высоте 67,14 км на расстоянии 93,1 км от м. Кеннеди и имела скорость 2774 м/сек. ЖРД второй ступени суммарной тягой 523 т проработали 6 мин 11 сек, высота увеличилась до 191,1 км, дальность 1550 км и скорость полета возросла до 7027,2 м/сек.

ЖРД третьей ступени проработал 112 сек и корабль Apollo-9 через 10 мин 59 сек после старта вышел на орбиту с высотой в апогее 193 км и в перигее 190 км, периодом обращения 88,19 мин и наклоном к экватору 32,58°.

Выполнение программы полета

После выхода на орбиту ИСЗ при проверке систем корабля был обнаружен ряд неисправностей: бортовая ЭЦВМ неправильно определяла параметры орбиты; плохо действовала радиосвязь; индикатор давления в баллоне с гелием системы подачи топлива в маршевый ЖРД служебного отсека показывал нулевое давление, но в Центре управления полетом установили, что давление в баке нормальное.

На втором витке экипаж начал перестроение отсеков Apollo. В момент времени Т0+1 ч 43 мин (Т0-время старта) основной блок отделился со скоростью 0,3 м/сек и отошел от ступени S-IVB на 15 м. Д. Макдивитт повернул основной блок вокруг центра масс на 180°, осмотрел ступень S-IVB и убедившись, что створки переходника отделились, начал сближение со скоростью 0,22 м/сек. После стыковки с лунным кораблем корабль Apollo отделился от ступени S-IVB с помощью пружинных толкателей, и включением ЖРД РСУ на 3 сек Apollo был отведен от ступени S-IVB.

Затем ступень S-IVB двумя последовательными включениями ЖРД J-2 на 62 и 241 сек вначале перешла на эллиптическую орбиту ИСЗ 200/300 км, а потом вышла на орбиту вокруг Солнца.

В Т0+5 ч 59 мин, когда корабль был над Гавайскими о-вами, маршевый ЖРД служебного отсека проработал 5 сек, сообщил приращение скорости 10,6 м/сек и перевел корабль на орбиту 200,3/231,4 км.

4 марта проводились основные эксперименты и исследования. Включение маршевого ЖРД служебного отсека было произведено в Т0+22 ч 12 мин на 1 мин 05 сек.

С целью проверки прочности стыковочного узла корабля Apollo и способности ЦАП демпфировать колебания они возбуждались отклонениями работающего ЖРД на 0,2° в разных направлениях. ЖРД возбуждал плавную раскачку с малой угловой скоростью по тангажу 0,1 град/сек; ЦАП демпфировал колебания менее, чем за 5 сек. Колебаний по углу рыскания не наблюдалось, не наблюдалось и изгибных колебаний основного блока и лунного корабля относительно стыковочного узла. В процессе этого эксперимента корабль перешел на орбиту 199,2/350,8 км.

В Т0+25 ч 17 мин было произведено второе включение ЖРД служебного отсека на 4 мин. 22 сек, скорость увеличилась на 784,1 м/сек и корабль перешел на орбиту 202,4/ /502,8 км,плоскость которой наклонена на 10° в восточном направлении; расход топлива составил 8460 кг.

В процессе работы ЖРД Д. Макдивитт с помощью ручного управления изменял направление вектора тяги и, по его заключению, на режиме ручного управления в дополнение к слабым колебаниям по тангажу и рысканию ощущались колебания и по крену.

Третье включение маршевого ЖРД служебного отсека на 28,2 сек было произведено в Т0+28 ч 24 мин; приращение скорости, направленное на восток, составило 91,7 м/сек, плоскость орбиты сместилась на 1°, а ее параметры стали 202/502,5 км.Этот маневр был рассчитан на Земле и точно реализован экипажем.

После проверки бортовых систем лунного корабля и телевизионной передачи с борта в Т0+45 ч 42 мин Д. Макдивитт выпустил посадочное шасси лунного корабля. В Т0+49 ч. 42 мин был включен ЖРД посадочной ступени на 367 секвектор тяги был направлен под углом к плоскости орбиты, приращение скорости составило 523 м/сек. Д. Макдивитг вручную дросселировал ЖРД и проверял способность ЦАП демпфировать колебания, новые параметры орбиты 209,5/483 км.

Пробыв в лунном корабле 9 ч и закончив эксперименты, астронавты вернулись в командный отсек.

В момент времени Т0+54 ч 24 мин было произведено пятое включение маршевого ЖРД служебного отсека на 43,2 сек; изменение скорости составило 175,5 м/сек и корабль перешел на орбиту 228/238,8 км.

6 марта Р. Швейкарт должен был выполнить эксперимент по переходу через открытый космос из лунного корабля в командный отсек и обратно. Эксперимент предназначался для проверки возможности аварийного возвращения в командный отсек после взлета с Луны, если не удастся состыковать лунный корабль и основной блок или после стыковки не удастся открыть внутренний люк в туннеле перехода. Кроме этого, необходимо было испытать автономную систему жизнеобеспечения в открытом космосе. Весь эксперимент был рассчитан на 2 ч. По настойчивой просьбе командира корабля руководители полета заменили этот эксперимент испытанием скафандра в открытом космосе по сокращенной программе.

В момент времени Т0+73 ч 20 мин все три астронавта были одеты в скафандры с автономной системой жизнеобеспечения, Д. Скотт оставался в командном отсеке, а Д. Макдивитт и Р. Швейкарт были в лунном корабле. Командный отсек и лунный корабль разгерметизировали, Р. Швейкарт открыл передний люк лунного корабля, вышел на площадку и в течение 37 мин вел наблюдения, фотографирование и телепередачу.

Одновременно Д. Скотт через открытый люк командного отсека вел съемку Земли и Р. Швейкарта на фоне Земли. Окончив эксперимент, Д. Макдивитт и Р. Швейкарт вернулись в командный отсек.

7 марта был произведен самый ответственный эксперимент программы Apollo-9. Было осуществлено отделение лунного корабля от основного блока, лунный корабль с двумя астронавтами осуществил самостоятельный полет, была сброшена посадочная ступень, а взлетная ступень, управляемая астронавтами с помощью автономной системы управления и навигации, осуществила встречу и стыковку с основным блоком.

Порядок операций был следующим.

1. В Т0+92 ч 39 мин на исходной орбите корабля Apollo (232/239 км) произведена расстыковка лунного корабля и основного блока; ЖРД РСУ включились на 10,9 сек, приращение скорости составило 1,53 м/сек.

2. В Т0+93 ч 47 мин 34 сек включился ЖРД посадочной ступени лунного корабля на 24,9 сек, приращение скорости составило 27,7 м/сек,корабль вышел на фазирующую орбиту с параметрами 220/252км.

3. В То+95 ч 39 мин 07 сек в апогее орбиты был включен ЖРД посадочной ступени лунного корабля на 24 сек (приращение скорости 24,8 м/сек), обеспечивший выход лунного корабля на орбиту, близкую к круговой (262,4/267 км); лунный корабль отстает от основного блока, двигаясь по орбите с большим периодом.

4. В Т0+96 ч 16 мин 04 сек произведено отделение взлетной ступени лунного корабля.

5. В Т0+96 ч 22 мин (первый маневр сближения) включен ЖРД РСУ взлетной ступени на 31 сек, торможение скорости 12,2 м/сек, переход на орбиту 209/255 км. В перигее орбиты взлетная ступень ниже основного блока на 18,5 км и догоняет основной блок.

6. В Т0+96 ч 58 мин 14 сек был включен ЖРД взлетной ступени на 3,1 сек, приращение скорости составило 11,6 м/сек.По данным радиолокатора встречи расстояние до основного блока было 139 км, а скорость сближения 32,6 м/сек;Д. Скотт секстантом определил расстояние в 124 км и сближение со скоростью 34,2м/сек. В результате этого маневра взлетная ступень перешла на почти круговую орбиту (220,5/224 км).

7. В Т0+97 ч 57 мин 45 сек, постепенно сближаясь с основным блоком, взлетная ступень оказалась на 18,5 км ниже и в 37 км позади основного блока; на 18 сек были включены ЖРД РСУ и вектор тяги был направлен по линии визирования основного блока, в результате чего приращение скоростисоставило 6,8 м/сек.

8. В Т0+98 ч 27 мин с помощью ЖРД РСУ было произведено торможение взлетной ступени и уравнивание ее скорости со скоростью основного блока.

На расстоянии 1800 м от основного блока Д. Макдивитт развернул взлетную ступень по тангажу на 180°. Взлетная ступень и основной блок медленно сближались в течение 35 мин до расстояния 30 м, Макдивитт затормозил взлетную ступень и перевел ее на режим автоматического разворота по тангажу со скоростью 2 град/сек. После визуального осмотра взлетной ступени Д. Скотт, вручную управляя основным блоком, осуществил причаливание и стыковку со взлетной ступенью лунного корабля в Т0+98 ч 59 мин 38 сек.

Таким образом, лунный корабль находился в самостоятельном полете 6 ч 20,5 мин.

После стыковки Д. Макдивитт и Р. Швейкарт вернулись в командный отсек. Взлетная ступень с помощью пиротолкателей была отделена от основного блока; Д. Скотт отвел основной блок от взлетной ступени на 900 м. В Т0+101 ч 52 мин 44 сек по команде с Земли был включен ЖРД взлетной ступени на 5 мин 42 сек до полного израсходования топлива, при, этом имитировался взлет с Луны; приращение скорости составило 2265 м/сек, ступень вышла на орбиту 240/6954 км с периодом существования на орбите около 19 лет.

После завершения трудной и важной программы астронавтам был предоставлен длительный отдых.

В дальнейшем программа экспериментов в полете Apollo-9 была менее напряженной; экипаж продолжил испытания бортового оборудования основного блока и проверку функционирования ряда систем командного отсека, осуществлял слежение за пятью указанными ориентирами на территории США и в Южной Америке, проводил навигационные эксперименты, фотографировал участки земной поверхности.

По программе командный отсек должен был произвести посадку в Атлантическом океане на 370 кмюго-западнее Бермудских о-вов, но поскольку погодные условия в этом районе были неблагоприятными, руководители полетом приняли решение посадить корабль в 1000 км юго-восточнее м. Кеннеди.

Вследствие изменения района посадки Apollo-9 должен был совершить один дополнительный виток.

13 марта в конце 138-го витка- командный отсек Apollo-9-совершил посадку в Атлантическом океане в 545 км севернее-Пуэрто-Рико и в 290 км восточнее Багамских о-вов. Полная продолжительность полета Apollo-9 составила 241 ч 0 мин53 сек.

Руководство NASA оценило полет Apollo-9 вполне успешным. Испытание оборудования систем корабля Apollo показало его готовность к выполнению операций по полной программе с посадкой на поверхности Луны; впервые успешно осуществлена на орбите встреча и стыковка лунного корабля и основного блока; успешно прошел испытания скафандр с ранцевой автономной системой жизнеобепечения; ЦАП успешно демпфировал колебания корабля при работе маршевого ЖРД.

Apollo-10. 18 мая 1969 г. в 16 ч 49 мин по Гринвичу стартовала ракета-носитель Saturn V и корабль Apollo-10 с экипажем в составе Томас Стаффорд (командир корабля), Джон Янг (пилот командного отсека) и Юджин Сернан (пилот лунного корабля).

Полет Apollo-10 являлся генеральной репетицией перед полетом Apollo-11 с посадкой на Луну.

Программа предусматривала выполнение всех операций и маневров, которые предстояло выполнить кораблю Apollo-11, за исключением этапа торможения и посадки на Луну и взлета с Луны.

Основные задачи полета Apollo-10.

1. Испытание лунного корабля на орбите ИСЛ с проведением всех маневров, необходимых для посадки на Луну и снижения до высоты 15 км над поверхностью Луны; проверка управления лунным кораблем основной и аварийной системами навигации и управления.

2. Испытания радиолокатора встречи на орбите ИСЛ на дальности 565 км.

3. Испытание аварийного дальномера, установленного на основном блоке. Он используется для обеспечения встречи на орбите ИСЛ, если откажет ЖРД взлетной ступени, и активную роль в обеспечении встречи будет играть основной блок.

4. Испытания посадочного радиолокатора в течение 800 сек, когда лунный корабль будет дважды проходить над местом посадки № 2.

5. Осмотр и фотографирование с высоты 111 км из командного отсека и с высоты 15 км из лунного корабля места посадки № 2 с координатами 0°43'56" с. ш. и 23°33'51" в. д., выбранного в качестве основного для посадки Apollo-11. Важной задачей экипажа являлось изучение ориентиров на подходе к месту посадки. Изучение и фотографирование запасного места посадки № 3.

6. Навигация на орбите ИСЛ и изучение влияния на траекторию аномалий гравитационного поля Луны. По опыту полета Apollo-8 ошибки прогнозирования на борту параметров траектории настолько велики, что было принято решение орбиту ИСЛ Apollo-10 наклонить на 1,2°, сделав ее аналогичной орбите Apollo-11 и с помощью наземной сети слежения за Apollo-10 уточнить влияние аномалий гравитационного поля, чтобы можно было внести соответствующие коррективы при полете Apollo-11.

Общая продолжительность полета по программе 192 ч 05 мин.

Основные данные Saturn V Apollo-10

Суммарный вес Система аварийного спасения Переходник крепления Apollo

36 551 2 950 1 863

Ступень S-IC
Сухой вес уменьшен Начальный вес в момент зажига- ния увеличен	с 134 202 до 133 567 кг с 2281,9 до 2284,1 т
Ступень S-II
Сухой вес ступени уменьшен Вес переходника между S-IC и S-II уменьшен Стартовый вес увеличен Увеличена номинальная тяга J-2 в ва- кууме, максимальная тяга ступени возросла	с 38 408 до 38 156 кг с 5306 до 4536 кг с 484,4 до 486,9 т с 522,1 до 530,6 т
Ступень S-IVB
Сухой вес увеличен Вес переходника Стартовый вес увеличился	с 11 490 до 11 690 кг 3670 кг с 117,7 до 118,9 т
Корабль Apollo-10
Вес взлетной ступени без топлива, кг Вес посадочной ступени без топлива, кг Топливо для РСУ, кг Топливо для ЖРД посадочной ступени, кг Топливо для ЖРД взлетной ступени, кг Стартовый вес лунного корабля, кг Вес командного отсека, кг Вес служебного отсека, кг	2 174 2 136 278 8 242 1 190 14 020 5 574 23 400

Номинальная программа вывода корабля Apollo-10 на орбиту ожидания дана в табл. 19. Полет корабля Apollo-10 на Луну и возвращение на Землю представлены в табл. 20.

Старт. Ракета-носитель Saturn V с кораблем Apollo-10 стартовала в расчетный момент времени 18 мая 1969 г. в 16 ч 49 мин по Гринвичу с азимутом 72°. На геоцентрическую орбиту ожидания высотой в апогее 190 км, высотой в перигее 185 км и наклоном к экватору 32,5° S-IVB и Apollo вышли на 0,3 сек позже расчетного времени.

На участке выведения во время работы ЖРД J-2 ступени S-IVB наблюдались колебания с частотой 17-19 гц и амплитудой, достигавшей ±0,25 g; колебания начались в Т_о+ 624 сек. Наложение ВЧ-колебаний на низкочастотные наблюдались и во время работы ЖРД J-2 на этапе вывода на траекторию полета к Луне.

Время ч:мин:сек	Операции	Высота, км	Скорость, км/сек	Вес, m
00:00:-08,9	Зажигание	0,00	0	2955
00:00:00	Начало движения	0,06	0	2915
00:00:12	Начало отклонения	0,222	0,0015
00:01:21	Максимальный скоростной напор	12,94	0,80
00:02:15	Центральный ЖРД выключен	44,40	1,999	1104
00:02:40	Периферийные ЖРД выключены	64,70	2,735	837
00:02:41	Разделение ступеней S-IC/S-II	66,60	2,742	666
00:02:42	S-II, зажигание	68,50	2,740	665,7
00:03:11	S-II, сброс переходника	72,15	2,867
00:03:16	Сброс системы аварийного спасения	94,40	2,80
00:03:21	Начало итерационного управления	98,15	2,93
00:07:39	Центральный ЖРД выключен	179,60	5,63	293,064
00:09:14	Периферийные ЖРД выключены	188,80	6,88	214,247
00:09:15	Разделение ступеней S-II/S-IVB	188,80	6,89	165,500
00:09:18	S-IVB, зажигание	188,80	6,89	166,460
00:11:43	S-IVB, первое выключение	190,50	7,76	134,066
00:11:53	Выход на орбиту ожидания	190,50	7,77	134,0

Время ч:мин:сек	Операции	Изменение скорости, м/сек
00:11:53	Выход на орбиту ожидания (185 км)	7804,9
00:33:26(T1)	Выход на траекторию полета к Луне	3068
03:10:00	Отделение основного блока	-
04:09:00	Отделение Apollo от S-IVB	0,305
04:29:00	Отклонение орбиты S-IVB	6,01
T1+9ч	Первая коррекция траектории
T1+24ч	Вторая коррекция траектории
T1-22ч	Третья коррекция траектории
T1-5ч	Четвертая коррекция траектории
75:45:43 (T2)	Вывод на орбиту ИСЛ (111/315 км)	-906,57
80:10:45	Вывод на круговую орбиту (111 км)	-42,24
98:10:00	Отделение лунного корабля	0,763
99:33:59	Выход лунного корабля на траекторию снижения до высоты 14,8 км	-21,65
100:46:21	Подъем лунного корабля на высоту 359 км	59,47
102:43:18	Имитация взлета взлетной ступени лунного корабля	63,135
103:33:46	Выход взлетной ступени на концентрическую орбиту	15,30
104:31:42	Выход на постоянную разность высот	1,037
105:09:00	Сближение	7,503
105:54:00	Встреча
106:20:00	Стыковка	-
108:38:57	Торможение ЖРД взлетной ступени Сброс и вывод взлетной ступени на гелиоцентрическую орбиту	1170,28
137:20:22(T3)	Выход на траекторию полета к Земле	1104,86
T3+15ч	Пятая коррекция траектории
Вход в атмосфе- ру-15 ч	Шестая коррекция траектории
Вход в атмосфе- ру-3 ч	Седьмая коррекция траектории
191:35:00	Разделение командного и служебного отсеков
191:50:32	Вход в атмосферу	11074,55
192:04:47	Посадка

Последующий анализ телеметрической информации показал, что через 4 мин 31 сек после включения ЖРД J-2 ступени S-IVB и до конца работы имели место колебания с частотой 15-16 гц и амплитудой ±0,1 g, было высказано предположение, что амплитуда колебаний могла быть усилена креслами космонавтов в 2 раза.

Выход на траекторию полета к Луне

Через полтора оборота по орбите ожидания вторично был запущен ЖРД J-2 ступени S-IVB, скорость возросла до 10873,55 м/ceh. и в 19 ч 23 мин по Гринвичу (Т0+2 ч 33 мин 26 сек) над Австралией Apollo-10 вышел на траекторию полета к Луне (рис 42.7).

Это траектория свободного возвращения; после 149 ч 49 мин полета по ней корабль может произвести посадку в океане в точке с координатами 24,9° ю. ш , 84,3° в. д.

Перестроение корабля Apollo-10

Через 25 мин после выхода на траекторию полета к Луне, на расстоянии 3000 км от Земли Д Янг управляя основным блоком, произвел перестроение и стыковку основного блока с лунным кораблем. После стыковки переходной туннель был заполнен кислородом из расходного бака командного отсека. Во время этой операции струя кислорода разрушила облицовку теплозащитной стекловаты. Частички стекловаты разлетелись, проникли в командный отсек и лунный корабль и доставили астронавтам много неприятностей.

Рис. 42.7 Схема полета корабля Apollo-10


Рис. 42.8 Перестроение отсеков корабля Apollo-10 на траектории полета
к Луне (НПкЛ - начало полета к Луне)

Корабль Apollo-10 отделился от S-IVB со скоростью 0,3 м/сек, сообщенной четырьмя пружинами, установленными в точках крепления лунного корабля к переходнику (рис. 42.8).

После слива остатков жидкого топлива через камеру ЖРД J-2 ступень S-IVB получила приращение скорости около 38 м/сек, отошла от Apollo-10, и в момент времени T0+ 78 ч 50 мин, пройдя мимо задней кромки лунного диска на расстоянии 3150 км, вышла на орбиту вокруг Солнца.

Пассивная траектория перелета к Луне

Вывод на траекторию перелета к Луне оказался настолько точным, что вместо четырех запланированных коррекций была сделана лишь одна. В момент времени Т0+26 ч 32 мин 56 сек, когда корабль находился на расстоянии около 200 000 км от Земли, был включен на 7 сек ЖРД служебного отсека и скорость увеличилась на 14,9 м/сек.

Движение по траектории свободного возвращения без коррекции обеспечивало облет Луны на минимальном расстоянии 536 км от ее поверхности; в результате коррекции высота в перицентре траектории облета уменьшилась до 112,5 км.Вектор корректирующего импульса был направлен под углом 6° к плоскости траектории полета и был обеспечен переход корабля на селеноцентрическую орбиту с заданным наклоном к экватору.

Однако отказ от выполнения трех коррекций привел к сдвигу всех операций на орбите ИСЛ на 10 мин позже расчетного времени, но это не оказало большого влияния на выполнение задачи полета.

Для стабилизации теплового режима при непрерывном освещении Солнцем корабль медленно вращался вокруг продольной оси.

Вывод на траекторию ИСЛ

21 мая в 20 ч 45 мин по Гринвичу (То+75 ч 56 мин), когда корабль находился за Луной, был включен ЖРД служебного отсека для выхода на орбиту ИСЛ. Двигатель проработал на 2 сек больше расчетного времени и уменьшение скорости было больше расчетного на 1,8 м/сек; вес корабля до включения ЖРД был 42311 кг, после выключения 31 522 кг. ApolLo-10 перешел на начальную орбиту ИСЛ с высотой в апоселении 313 км и в периселении 109 км.

После двух витков по начальной орбите 22 мая в 1 ч11 мин, по Гринвичу, когда корабль находился за Луной, был вторично включен ЖРД на 14 сек, скорость уменьшилась на 42,2 м/сек и корабль был переведен на орбиту, близкую к круговой, с высотой в апоселении 113,8 км и в периселении 108,5 км. После этого включения ЖРД вес Apollo-10 стал 31 003 кг.

Маневрирование лунного корабля на орбите ИСЛ

Корабль Apollo-10 находился на орбите ИСЛ 61 ч 40 мин. лунный корабль спускался до высоты 14,8 км над поверхностью Луны, астронавты провели встречу и стыковку лунного корабля и основного блока, экипаж произвел обширные наблюдения ориентиров на поверхности Луны.

В ходе подготовки лунного корабля к самостоятельному полету возникли неисправности. Сразу же после перехода Т. Стаффорда и Ю. Сернана в кабину лунного корабля перед расстыковкой было необходимо стравить давление из переходного туннеля-шлюза, но клапан сброса давления не сработал (по-видимому он был забит частицами стекловаты, а резкий перепад давления при расстыковке мог привести к повреждению стыковочного узла). Поэтому, по рекомендации с Земли была разгерметизирована кабина лунного корабля и давление из шлюза стравливалось через кабину. Нарушение работы клапана затруднило проверку герметичности люков туннеля-шлюза, которая была проведена не по программе эксперимента, а путем разгерметизации кабины командного отсека и лунного корабля.

После обнаружилось, что в результате проверки работы РСУ лунного корабля произошло смещение стыковочного кольца командного отсека относительно приемного конуса лунного корабля на 3°. В результате этого из-за углового рассогласования ввод данных из системы управления командного отсека в основную и аварийную системы лунного корабля было решено произвести после расстыковки. Кроме того, были прекращены дальнейшие испытания РСУ чтобы не произошло смещения элементов стыковочного узла, превышающего предельную величину 6°.

22 мая в 19 ч 11 мин по Гринвичу (Т0+98 ч 22 мин) была произведена расстыковка основного блока и лунного корабля (рис. 42.9).

Дальше началось самостоятельное маневрирование лунного корабля. В 20 ч 35 мин по Гринвичу (Т0+99 ч 46 мин) астронавты включили ЖРД посадочной ступени лунного корабля, он проработал 15 сек на тяге, равной 10% максимальной, и 12,4 сек на тяге, равной 40% максимальной; торможение скорости соответствовало расчетному, а расход топлива соответствовал заданному с точностью до 0,1%; лунный корабль перешел на эллиптическую траекторию снижения с высотой в апоселении 113,2 км и высотой над поверхностью Луны в периселении 14,3 км. Угловое расстояние от точки периселения до места посадки № 2 составляло 15°. Д. Янг вел наблюдения за снижающимся кораблем до 23 км.

Рис. 42.9. Маневр расстыковки лунного корабля от основного блока Apollo-10

Вблизи периселения были проведены испытания посадочного радиолокатора; в течение 6 мин астронавты вели наблюдения и исследования места посадки № 2 и подходов к нему; лунный корабль двигался со скоростью 1650 м/сек (рис. 42.10, 42.11). Селеноцентрическая орбита лунного корабля оказалась сильно возмущенной аномалиями гравитационного поля Луны; применявшиеся модели гравитационного поля не давали точного описания аномалий, поэтому лунный корабль не прошел над местом посадки № 2, как планировалось, а отклонился в южном направлении на 6- 8 км.

Последующий анализ показал, что возмущения орбиты были весьма существенными, каждый час полета наклон орбиты к экватору уменьшался на 0,01°.
Впоследствии Т. Стаффорд рассказывал о своих наблюдениях места посадки № 2; он считал, что вокруг и на подходе к месту посадки поверхность Луны менее пересеченная, чем это представлялось на снимках АМС Lunar Orbiter, однако для посадки пригодно только 25-30% площади. Т. Стаффорд считал, что посадка возможна, если лунный корабль будет иметь достаточно топлива для горизонтального полета на небольшой высоте над поверхностью Луны с целью выбора под-ходящего места посадки, а также топлива для висения над выбранным местом для его оценки (рис. 42.11).

Рис. 42.10. Снижение лунного корабля Apollo-10 до высоты 15 км над поверхностью Луны.

Рис. 42.11. Пролет корабля Apollo-10 вблизи поверхности Луны, маневрирование
места посадки для корабля Apollo-11:

(Tо - время пролета периселения; Tо-900 сек,-прием инструкций от центра управления; Tо-600 сек, проверка управляемой антенны при повороте корабля от положения лицом вниз до положения лицом вверх и поворот относительно оси тангажа до вертикального положения корабля; программа Р-16, 10-3; Tо-400 сек. проверка посадочного радиолокатора в положении 2, программа Р-16. 14-1: То - 200 сек, тангаж 10° вниз; То+100 сек, осмотр поверхности Луны, программа Р-20, 86-4; То+200 сек, осмотр места посадки, фотографирование; конец испытаний радиолокатора, угол тангажа 90° вниз; Т о+600 сек, установка необходимой ориентации корабля перед запуском ЖРД: Тц +900 сек, запуск ЖРД и переход на траекторию фазирования. Скорость изменения угла тангажа 0,05 град/сек).

Через 15 мин после прохождения периселения был включен ЖРД посадочной ступени лунного корабля; он проработал 42 сек, vis них 26 сек на тяге, равной 10% максимальной, и 16 сек на максимальной тяге, в результате чего корабль перешел на фазирующую орбиту с высотой в апоселении 359 км и высотой в периселении 22 км (рис. 42.12).

Этот маневр перевел лунный корабль на «задерживающую» орбиту, основной блок начал перегонять лунный корабль и когда лунный корабль вторично проходил над местом посадки № 2, то он оказался в 50 км за основным блоком в положении, соответствующем имитации взлета с поверхности Луны после посадки.

Рис. 42.12. Маневр фазирования взлетной ступени лунного корабля Apollo-10

В То+102 ч 45 мин, когда лунный корбаль находился на высоте 22 км над местом посадки № 2, была сброшена посадочная ступень лунного корабля (вес лунного корабля перед разделением ступеней был равен 3863,7 кг). Ю. Сернан включил ЖРД РСУ и, увеличив скорость на 0,6 м/сек, отвел взлетную ступень на безопасное расстояние от посадочной. чтобы предотвратить их столкновение. Внезапно взлетную ступень начало бросать в разные стороны, поворачивать по крену на 180° и по тангажу на 233°. Т. Стаффорд взял управление, выключил автопилот и с помощью ручного управления стабилизировал взлетную ступень.

Приводилось несколько объяснений этого происшествия, но, по-видимому, наиболее вероятно то, что тумблер управления был ошибочно установлен ка автоматический поиск после проверки скоростного гироскопа, который давал неправильные показания о скорости разворота относительно оси рыскания.

После стабилизации взлетной ступени Т. Стаффорд начал осуществлять сближение и встречу с основным блоком по этапам.

В Т0+102 ч 55 мин 01 сек был включен взлетный ЖРД на 15 сек, скорость уменьшилась на 63,2 м/сек, взлетная ступень перешла на орбиту 86,4/20,2 км, оказалась ниже на 26,2 км и отставала от основного блока на 274 км(рис.42.13).

В Т0+103 ч 45 мин были включены ЖРД РСУ на 27,3 сек, топливо расходовалось из основных баков, скорость увеличилась на 13,82 м/сек и взлетная ступень перешла на орбиту 88,3/77,5 км.

Рис. 42.13. Выход взлетной ступени лунного корабля Apollo-10 на орбиту
высотой 86,4/20,2 км над поверхностью Луны

В Т0+104 ч. 44 мин были включены ЖРД РСУ и вектор тяги направлен вдоль лунного радиуса, взлетная ступень перешла на концентрическую орбиту с постоянной разностью высот 27,8 км с орбитой основного блока (рис. 42.14 и 42.15).

Момент окончательного фазирования был начат над центром не освещенной стороны Луны, угол возвышения был 26,6°, радиолокатор встречи вел непрерывно слежение и рассчитывался маневр встречи.

В Т0+105 ч 22 мин 50 сек были включены ЖРД РСУ на 15 сек, вектор тяги направлен по линии визирования основного блока, приращение скорости составило 7,62 м1сек. Маневр торможения был выполнен за диском Луны, после появления из-за лунного диска взлетная ступень и основной блок совершили полет строем на расстоянии нескольких метров друг от друга. Причаливание и стыковку Д. Янг завершил в Т0+106 ч 21 мин, автономное маневрирование лунного корабля продолжалось 8,5 ч.

После возвращения Т. Стаффорда и Ю. Сернана в командный отсек взлетная ступень была отделена от основного блока, который затем был отведен на безопасное расстояние. По команде с Земли был включен ЖРД взлетной ступени до полного израсходования топлива, чтобы перевести ее на гелиоцентрическую орбиту, но необходимую ориентацию вектора тяги обеспечить не удалось и ступень перешла на селеноцентрическую орбиту 216/17 км.

Последующие 29 ч, в течение которых основной блок оставался на орбите ИСЛ, астронавты вели наблюдения за лунными ориентирами, фотографировали отдельные участки лунной поверхности, вели навигационные эксперименты.

Рис. 42.14. Выход взлетной ступени лунного корабля Apollo-10 на концентрическую
орбиту и постоянную разность высот.

Рис. 42.15. Маневр выхода на постоянную разность высот и конечная фаза
встречи взлетной ступени с основным блоком корабля Ароllо-10

В общей сложности основной блок корабля Apollo-10 находился на орбите ИСЛ 61 ч 40 мин.

Вывод на траекторию возвращения к Земле

В момент времени Т0+137 ч 36 мин 28 сек, когда основной блок находился за Луной, был включен ЖРД служебного отсека; двигатель проработал 2 мин 44 сек (на 3 сек меньше расчетного времени), приращение скорости составило 1107,5 м{сек, скорость основного блока в момент выключения ЖРД была 2732,2 м/сек. Перегрузка во время работы ЖРД была 0,75.

Основной блок был выведен на траекторию, близкую к расчетной. Единственная коррекция траектории возвращения была сделана в Т0+188 ч 49 мин 56 сек, ЖРД служебного отсека проработал 6,6 сек, и приращение скорости составило 0,49 м/сек.

Вход в атмосферу Земли и посадка

Перелет к Земле продолжался около 54 ч. В момент времени Т0+191 ч 34 мин 30 сек служебный отсек был отделен от командного отсека, а в Т0+191 ч 49 мин 11 сек командный отсек вошел в атмосферу Земли на высоте 122 км со скоростью 11 030 м/сек (расстояние от точки входа в атмосферу до точки посадки было 2770 км). В момент времени Т0+191 ч 57 мин 11 сек открылись тормозные парашюты на высоте 7800 м, спустя 43 сек на высоте 3000 м открылись главные парашюты. Посадка произошла 26 мая в 16 ч 52 мин 25 сек пэ Гринвичу в точке с координатами 15,01° ю. ш. и 164,41° з. д. в 6-8 км от авианосца «Принстон». Полная продолжительность полета Apollo-10 192 ч 3 мин 25 сек.

Результаты полета Apollo-10

Полет Apollo-10 по достигнутым результатам оказался вполне успешным.

Космическая система Saturn V Apollo продемонстрировала готовность к выполнению главной задачи-высадки астронавтов на Луну, была доказана эффективность принятой методики встречи и стыковки взлетной ступени с основным блоком на орбите ИСЛ, проведены испытания посадочного радиолокатора, успешно прошла испытания всех систем лунного корабля-двигательных установок, посадочной и взлетной ступеней, основной и аварийней системы навигации и управления и радиооборудования.

Визуальные исследования места посадки № 2, проведенные астронавтами с близкого расстояния и анализ кинофотоснимков показали пригодность участка для посадки корабля Apollo-11.

Астронавты приобрели опыт навигации и управления лунным кораблем на орбите ИСЛ. Физическое состояние астронавтов было отличным, они не жаловались на недомогание или укачивание в полете.

Существенных неисправностей космической системы Saturn V Apollo, которые могли бы препятствовать полету с посадкой на Луне, не наблюдалось. [6-16].
назад

к началу

S-IVB - Хл

неправильно! - Хл

Реклама на epizodsspace.narod.ru

Закрыть [x]