Иван Шунейко - Пилотируемые полеты на Луну

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.

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.

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

Центральный ЖРД F-1 ступени S-IC выключился через To +2 мин 5,9 сек, 4 периферийных двигателя выключились в To +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 To +8 мин 45 сек (рис. 42.2).

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

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.

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 To +11 ч (рис. 42.4).

Первый запуск ЖРД служебного отсека для вывода корабля Apollo-8 на траекторию ИСЛ был произведен в To +69 ч 8 мин, скорость полета уменьшилась на 912 м/сек и корабль вышел на эллиптическую орбиту 111х312 км Второй запуск ЖРД в To +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

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.