«Аполлон VIII». Первый полет пилотируемого корабля вокруг Луны. Основные задачи полета: 1. Испытания модифицированной ракеты-носителя «Сатурн V». 2. Проверка способности третьей ступени ракеты-носителя обеспечить перевод корабля «Аполлон» с геоцентрической орбиты на траекторию полета к Луне (при запуске «Аполлона VI» этого сделать не удалось; см. раздел ИСЗ, с. 501). 3. Испытания в условиях полета к Луне маршевого и вспомогательных двигателей, системы наведения и навигации, системы связи. 4. Проверка действий экипажа и накопление информации, необходимой для повышения эффективности наземных тренировок. 5. Испытания средств командно-измерительного комплекса (КИК) и поисково-спасательного комплекса (ПСК). 6. Разработка методов более точного определения элементов селеноцентрической орбиты при использовании бортовых навигационных средств в сочетании с наземными средствами траекторных измерений. 7. Телевизионные передачи с борта (6 сеансов) с помощью экспериментальной камеры фирмы RCA. 8. Съемка с помощью двух фотокамер и двух кинокамер. Космонавты должны снимать: лунную поверхность вертикально при большом угле возвышения Солнца для изучения отражающих свойств поверхности; терминатор под некоторым углом для изучения возможности визуального определения характера рельефа; участки, намеченные для посадки ЛО корабля «Аполлон»; участки посадки аппаратов «Сервейер»; элементы рельефа, представляющие научный интерес, в частности лунные моря; поверхность Луны при малой освещенности и в отраженном свете Земли; солнечную корону; Землю с большого расстояния; зодиакальный свет; звездное небо. Предусматривалась также съемка космонавтами друг друга во время проведения операций, что имеет значение для будущих полетов.

Выведенный на селеноцентрическую орбиту космический корабль представлял собой ОБК «Аполлон». Он несколько отличался от корабля «Аполлон VII», в частности был снабжен остронаправленной антенной, модифицированными спальными мешками, подвешенными под двумя крайними креслами, и усовершенствованными амортизаторами кресел, рассчитанными на перегрузки до 8,5. Бортовые запасы рассчитаны на 11 суток. Для каждого космонавта предусматривалось 17 часов бодрствования и 7 часов сна в сутки, причем пилот ОБК и пилот ЛО отдыхают вместе, а командир корабля - в одиночестве. В течение 10 часов каждых суток работают все три космонавта и на эти периоды приходятся основные операции. Прием пищи три раза в сутки, суточный рацион каждого космонавта 2500 ккал. Космонавты стартуют в скафандрах с автономной системой жизнеобеспечения. После выхода на траекторию полета к Луне они их снимают и надевают легкие комбинезоны из тефлоновой ткани (вместо шлема надевается шапочка со шлемофоном), в которых и совершают весь полет. На случай возникновения аварийных ситуаций были предусмотрены запасные программы полета.

Запуск корабля был произведен в расчетное время 21 декабря в 12 час. 51 мин. (Т - 0) ракетой-носителем «Сатурн V» (AS-503) со стартовой площадки А комплекса № 39 на мысе Кеннеди. На борту находились космонавты Фрэнк Борман (командир корабля), Джеймс Ловелл (пилот ОБК) и Уильям Андерс (пилот ЛО). Стартовый вес ракеты-носителя с полезной нагрузкой составлял 2821 т, общий вес полезной нагрузки - 43 815 кг, в т. ч. ОБК - 28 870 кг (ОЭ - 5620 кг, ДО -23 250 кг), САС - 4037 кг, переходник -1882 кг и экспериментальный образец ЛО (LTA-B) - 9026 кг. Третья ступень с кораблем (общий вес на орбите 127 900 кг) вышла на геоцентрическую орбиту с перигеем 179,4 км и апогеем 190,14 км (расчетная орбита круговая высотой 191 км), при полете по которой проводилась проверка бортовых систем. В расчетное время (Т ч+ 2 час. 50 мин. 31 сек.) был повторно включен двигатель ступени, который перевел ее на траекторию полета к Луне. В Т + 3 час. 09 мин. корабль отделился от ступени, развернулся на 180° и некоторое время совершал с ней групповой полет. Космонавты фотографировали отделение переходника и оставшийся на ступени образец ЛО. По завершении группового полета космонавты включили вспомогательные двигатели корабля, которые обеспечили его удаление от ступени. Затем был слит жидкий кислород через основной двигатель ступени и включены ее вспомогательные двигатели. Это обеспечило расчетное приращение скорости (27 м/сек), однако вследствие недостаточного контроля ориентации ступень сблизилась с кораблем до 150-300 м. Было принято решение произвести не предусмотренное программой включение вспомогательных двигателей корабля, чтобы удалить его на безопасное расстояние. Большую часть времени на трассе Земля - Луна корабль ориентировался так, чтобы его продольная ось была под углом 90 ± 20° к направлению на Солнце. Для поддержания заданного температурного режима корабль проворачивался относительно продольной оси со скоростью 0,1 град/сек. В Т + 5 час. 40 мин. была установлена в рабочее положение остронаправленная антенна, которая обеспечила высокое качество связи. В Т 4+ 10 час. 55 мин. (расчетное время Т + 9 час.) на расстоянии ~ 9600 км от Земли была проведена первая коррекция траектории с помощью маршевого двигателя. Задержка коррекции была обусловлена тем, что для проведения ее был использован маршевый двигатель (а не вспомогательные) с целью его испытаний перед включением для перевода корабля на селеноцентрическую орбиту. В Т+ 31 час. 14 мин. на расстоянии 255 000 км от Земли начался первый сеанс телевизионной передачи с борта. Качество изображений кабины и космонавтов было удовлетворительным, а при съемке Земли с помощью телеобъектива - неудовлетворительным. В Т + 55 час. был проведен второй телевизионный сеанс. Качество съемки телеобъективом удалось улучшить, была показана Земля с расстояния 330 000 км. В Т + 61 час. была проведена вторая и последняя коррекция траектории на трассе Земля - Луна (от коррекций, запланированных на Т + 27 час. 30 мин. и Т + 47 час. 11 мин., отказались). В Т + 69 час. 08 мин., когда корабль находился на расстоянии 126 км от Луны, был включен маршевый двигатель, который обеспечил перевод корабля на эллиптическую селеноцентрическую орбиту с периселением 113 км (расчетн. 112 км), апоселением 312 км (315 км) и наклонением к плоскости лунного экватора 12°; период обращения 130 мин. Во время полета по этой орбите космонавты фотографировали поверхность Луны, проводили визуальные наблюдения и навигационные эксперименты. В Т + 71 час. 34 мин. был проведен третий телевизионный сеанс; космонавты показывали Луну. В Т + 73 час. 35 мин., совершив два витка вокруг Луны, космонавты включили (в периселении) маршевый двигатель, который перевел корабль на близкую к расчетной орбиту (расчетная орбита круговая высотой 111 км) с периодом обращения ~2 час. Во время полета по этой орбите космонавты продолжали съемку поверхности Луны и навигационные эксперименты. На шестом витке, в связи с переутомлением экипажа, Борман приказал прекратить все эксперименты. В Т + 85 час. 40 мин. был проведен четвертый телевизионный сеанс; космонавты показывали Луну. В Т + 89 час. 19 мин. 16 сек. на 10-м витке был включен маршевый двигатель для перехода с орбиты на траекторию полета к Земле. Скорость корабля в момент выхода на эту траекторию составляла - 2700 м/сек. На трассе Луна - Земля была проведена только одна коррекция траектории в Т + 104 час., когда корабль находился на расстоянии 310 000 км от Земли. От последующих двух коррекций, запланированных на Т + 119 час. и Т + 144 час., отказались, поскольку корабль двигался практически по расчетной траектории. В Т + 104 час. 24 мин. был проведен пятый телевизионный сеанс; космонавты показывали оборудование кабины, а также Землю. В Т + 127 час. 59 мин. был проведен шестой и последний телевизионный сеанс; была показана Земля с расстояния 180 000 км. По просьбе руководителей полета космонавты выполнили некоторые, не предусмотренные программой задания, в частности фотографировали Землю. В Т + 146 час. 31 мин. были подорваны пироболты, скрепляющие ОЭ с ДО, и последний с помощью вспомогательных двигателей был отброшен назад и в сторону. ОЭ вошел в атмосферу, угол входа 6,43° (расчетный 5,4-7,4°), скорость - 11 073 м/сек, температура на днище достигала 2650°С, в кабине не поднималась выше 21 °С. ОЭ приводнился в заданном районе Тихого океана в 15 час. 51 мин. 11 сек. 27 декабря в 5,4 км от авианосца «Йорктаун». Полет продолжался 147 час. 00 мин. 11 сек. (расчетн. 147 час.). На воде отсек перевернулся днищем вверх, но с помощью надувных шаров-поплавков был установлен в нормальное положение. В 17 час. 13 мин. космонавты были подняты на борт вертолета, который доставил их на авианосец. Средства КИК, обслуживающие полет корабля «Аполлон VIII», включали 14 наземных станций слежения, четыре корабельные станции и шесть специально оборудованных самолетов ARIA. Все эти средства входят в систему MSFN*. Кроме них, для обслуживания полета привлекались станции слежения системы STADAN и Министерства обороны США. Вся информация со станций собирается в Научно-исследовательском центре Годдарда и передается в Центр управления МСС. Команды из Центра управления на станции слежения передаются через Центр Годдарда. Центр управления обслуживали 1600 человек. Средства ПСК были дислоцированы в районе стартовой площадки; в районах по трассе полета; в основном, а также в запасных районах посадки. Центр управления средствами ПСК находился при Центре МСС (г. Хьюстон, штат Техас). Общая численность персонала, обслуживающего ПСК, составляла ~ 10 000 чел.

* Manned Space Flight Network - сеть (станций слежения) для пилотируемых космических полетов.

Руководители программы «Аполлон» считают, что все задачи полета выполнены и он прошел исключительно успешно. Основные достижения: проведение сравнительно детальной разведки лунной поверхности; демонстрация способности человека проводить исследования лунного рельефа с полнотой, недоступной для автоматических аппаратов; некоторое уточнение гравитационных аномалий; демонстрация способности ОБК «Аполлон» и его экипажа совершать сложные космические полеты; получение большого количества ценной информации; резкое увеличение популярности американской космической программы в США и за границей.

Общие затраты на полет корабля «Аполлон VIII» составили 310 млн. долл., в т. ч. на изготовление ракеты-носителя - 185 млн. долл., корабля-55 млн. долл. и на обеспечение полета и пр.- 70 млн. долл.

Рис. 9. Основной блок космического корабля «Аполлон» с САС. 1 - юбка РДТТ 30; 2 - рама САС; 3 - верхняя секция корпуса отсека экипажа (перед развертыванием парашютов эта секция отделяется); 4 - колпак защитного чехла, надеваемого на ОЭ и сбрасываемого вместе с САС; 5 - разрывные болты; 6 - тормозные парашюты и «мортирки» для их выбрасывания; 7 - окно для наблюдения в период встречи и стыковки с взлетной ступенью ЛО на селеноцентрической орбите; 8 - амортизаторы кресел космонавтов; 9 - штеккерный разъем на ОЭ; 10 - гибкая юбка защитного чехла; 11 - двигатели ориентации по тангажу; 12, 13 - штеккерные разъемы на двигательном отсеке; 14 - антенна; 15 -трубки «радиатора» системы терморегулирования; 16 - верхняя часть переходника между ракетой-носителем и ОБК (внутри переходника размещается ЛО); 17 - сопло маршевого двигателя; 18 - баки горючего и окислителя для маршевого двигателя; 19 - водородо-кислородные элементы; 20 - панель для монтажа блока 22; 21 - баллон с гелием; 22 - блок вспомогательных двигателей; 23 - двигатели ориентации по крену; 24-двигатели ориентации по рысканию; 25 - оборудование системы ориентации и стабилизации (система SCS); 26 - оборудование системы навигации и наведения; 27 - основные парашюты; 28 - люк для перехода в ЛО; 29 - сопловой блок РДТТ 30; 30 - основной РДТТ САС; 31 - РДТТ для отбрасывания САС; 32 - вспомогательный РДТТ САС; 33 - аэродинамические поверхности САС; 34 - балласт; 35 - датчик ориентации по тангажу и рысканию. Американские космонавты У.Андерс, Дж.Ловелл и Ф.Борман - члены экипажа космического корабля «Аполлон-8».

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.

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 Т0+11 ч (рис. 42.4).

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.

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.

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).

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.