Иван Шунейко - Пилотируемые полеты на Луну

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.

После 10 оборотов вокруг Луны, 25 декабря в момент времени To +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.

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

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 To +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.

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.

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.

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°.

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 To +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 To +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 To +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 To +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.