В.И.Феодосьев

Ракетно-космическая система "Сатурн-Аполлон"

Для решения таких сложных задач, как полет человека к Луне, а тем более - к Марсу, необходимы более мощные ракеты, чем Р-7, другой стартовый вес, другие удельные тяги, другая автоматика и более развитая система управления и навигации.

Американская космическая программа была рассчитана на полет трех астронавтов с высадкой двух из них на поверхность Луны. Для решения этой задачи была создана ракета-носитель "Сатурн-V" и космический корабль "Аполлон". Эта программа, бесспорно, носила престижный характер, и на ее выполнение ушло более десяти лет научных изысканий и конструкторских разработок.

Обратимся сначала к общей схеме (рис. 2.15) лунной экспедиции.

Рис. 2.15. Последовательность операций при полете корабля «Аполлон» к Луне.

Первый этап - старт с Земли и выход на околоземную орбиту. Второй - переход с начальной орбиты на траекторию полета к Луне с последующей коррекцией этой траектории. Третий - торможение у Луны и выведение корабля на окололунную (селеноцентрическую) орбиту. Здесь функции членов экипажа разделяются. Два астронавта переходят из командного отсека космического корабля в специальный лунный корабль, который отделяется от основного и совершает посадку на поверхность Луны. Третий астронавт несет свою службу на орбите. После выполнения предусмотренных программой работ на Луне астронавты при помощи взлетной ступени того же корабля стартуют с Луны и выходят на орбиту, близкую к той, на которой находится их товарищ. Затем производится сближение, причаливание и стыковка кораблей на орбите. Экипаж воссоединяется, лунный корабль отбрасывается, а астронавты, включив двигательную установку, сообщают кораблю дополнительную скорость и переводят его на траекторию полета к Земле. По пути к Земле проводится коррекция условий входа в атмосферу. Далее следует торможение в атмосфере и спуск обитаемого отсека на парашютах.

Первый вопрос, который возникает при рассмотрении этой и любой другой схемы, заключается, естественно, в том, какой же начальный вес должны иметь основные блоки ракетной системы и каким стартовым весом ракеты-носителя обернется это космическое путешествие.

Сравнительно автономно для этой схемы определяется вес лунного корабля. Он должен обеспечить спуск и мягкую посадку на Луну и возвращение на селеноцентрическую орбиту. Первая космическая скорость для Луны составляет всего 1,7 км/сек, и это упрощает задачу. Но на Луне отсутствует атмосфера, и скорость при спуске может быть погашена только ракетным двигателем. Топливные компоненты, по-видимому, должны быть высококипящими. Более чем трое суток полета до Луны и, скажем, сутки пребывания на ее поверхности - срок достаточно большой, и уберечь сжиженные газы от чрезмерных потерь на испарение можно только специальными мерами. Но удельная тяга, которую можно получить на высококипящих компонентах, как правило, ниже, чем на низкокипящих. Таким образом, на ту удельную тягу, которую дают низкокипящие компоненты, рассчитывать не следует.

Целесообразной для лунного корабля является двухступенчатая схема. Первая ступень - спуск и посадка, вторая - взлет и стыковка с основным блоком на орбите. Общий вид лунного корабля представлен на рис. 2.16. Корабль свободен от каких бы то ни было аэродинамических обводов. Конструкция - чисто космическая. Проектанты уложились в 14,5 тс. Этот вес входит только как одна из составляющих в тот полезный груз, который должен быть выведен ракетой-носителем на околоземную орбиту и дальше - на траекторию полета к Луне.

Рис. 2.16. Лунный корабль (I - посадочная ступень, II - взлетная ступень): 1 - стыковочный узел, 2 - стыковочный прицел, 3 - блок двигателей ориентации, 4 - посадочное шасси, 5 - посадочная пята, 6 - щуп, сигнализирующий о контакте с лунной поверхностью, 7 - посадочный ЖРД, 8 - выходная платформа, 9 - лестница, 10 - передний люк, 11 - окно.

Обитаемый корабль или, как его называют, командный отсек, должен обеспечить относительно сносное существование астронавтов в течение 8-12 суток и иметь необходимую теплозащиту для спуска в земной атмосфере. Вес этого отсека составляет 5,6 тс. Он имеет форму конуса со сферическим днищем. По своей форме командный отсек напоминает снятую с автомашины фару и потому называется иногда "фарообразным" (рис. 2.17).

Рис. 2.17. Командный отсек корабля «Аполлон»: 1 - стыковочный узел, 2 - парашютная система, 3 - рабочие места экипажа.

И наконец, в состав полезного груза при выведении корабля к Луне надо включить ракетный блок с двигательной установкой и с запасом топлива для коррекции на траектории, для торможения у Луны и последующего разгона при возвращении на Землю с селеноцентрической орбиты. При этом опять же надо ориентироваться на компоненты не только высококипящие, но и самовоспламеняющиеся, обеспечивающие простоту многократного запуска. Этот так называемый служебный (двигательный) отсек весит около 23 тс. Служебный отсек с пристыкованным к нему командным отсеком (рис. 2.18) называется основным блоком.

Рис. 2.18. Служебный и командный отсеки корабля «Аполлон»: 1 - стыковочный узел, 2 - боковой люк, 3 - радиаторы системы энергопитания, 4 - сопло маршевого двигателя, 5 - радиаторы системы терморегулирования, 6 - антенна, 7 - вспомогательные двигатели, 8 - двигатели системы управления.

Перечисленные три отсека должны быть связаны общей компоновкой в единый корабль (рис. 2.19) весом около 45 тс, которому ракета-носитель должна сообщить скорость 10,8 км/сек (v_x~=12,5 км/сек), необходимую для полета к Луне.

Рис. 2.19. Компоновка корабля «Аполлон»: 1 - посадочная ступень лунного корабля, 2 - взлетная ступень лунного корабля, 3 - командный отсек, 4 - служебный отсек.

Сразу же надо сказать, что представленная, кажущаяся экстравагантной, компоновка трех блоков является более приемлемой, чем другие. Она обеспечивает нормальную работу двигателя (рис. 2.19) при коррекции траектории и при торможении у Луны, а также допускает свободный переход астронавтов через люк из командного отсека в лунный корабль перед его отделением и после стыковки. Но в то же время такая компоновка абсолютно неприемлема для выведения на околоземную орбиту. При такой связке блоков не остается места для системы аварийного спасения (САС), а главное - такое соединение является противоестественным для силовой схемы лунного корабля. Действительно, если выводить лунный корабль "ногами вперед", то его вес, увеличенный в несколько крат возникающей перегрузкой, должен восприниматься как раз наиболее тонкой и ажурной конструкцией блока взлетной лунной ступени 2 и двигательного отсека 4.

Рис. 2.20. Компоновка корабля «Аполлон» на участке выведения: 1 - система аварийного спасения, 2 - предохранительный конус, 3 - командный отсек, 4 - служебный отсек, 5 - переходник, 6 - лунный корабль.

Поэтому для участка выведения предусмотрена иная компоновка, показанная на рис. 2.20. Ее суть понятна без объяснений. Здесь лунный корабль устанавливается внутри переходного отсека, передающего осевую силу. Такое решение полностью согласуется с силовой схемой, но вместе с тем корабль "Аполлон" в целом лишается комплектности. Поэтому в программу полета вводится операция траекторной перестройки отсеков. Система аварийного спасения отбрасывается еще на участке выведения до выхода на околоземную орбиту. Когда корабль после старта с начальной орбиты уже получил необходимую скорость и взял курс на Луну, астронавты отделяют основной блок от переходника третьей ступени, отводят его метров на 15 в сторону и разворачивают на 180°. Переходник разделяется по продольным разъемам и отбрасывается. Затем производится стыковка с лунным кораблем, в результате чего и образуется та самая компоновка, которая была представлена на рис. 2.19. После стыковки последняя ступень носителя отделяется (рис. 2.21), а корабль "Аполлон" в полном комплекте продолжает полет к Луне.

Рис. 2.21. Схема перестройки отсеков системы «Аполлон» на траектории полета к Луне.

Итак, скомпонованный 45-тонный корабль в начале своего полета к Луне имеет начальную скорость 10,8 км/сек. Но до этого он находился на околоземной орбите, где его скорость составляет 7,8 км/сек. Для увеличения скорости на 3 км/сек или увеличения v_x на 3,2 км/сек опять же нужен двигатель и запас топлива, что означает дальнейшее наращивание веса по мере того, как мы в своем описании приближаемся к начальным условиям полета.

Расчеты (не очень простые) показывают, что носитель должен для этого вывести предварительно на начальную орбиту примерно 130 т полезного груза. Если же перейти к стартовому весу ракеты, то при самых высоких удельных тягах, которые могут быть обеспечены современным топливом, стартовый вес носителя приближается к 3000 тс. В пятидесятых годах, когда создавалась ракета Р-7, 300 тс ее стартового веса представлялись как полусказочная вершина технических возможностей. За десять прошедших лет стартовый вес, как видим, увеличился в десять раз. Новым носителем с таким стартовым весом и явилась ракета "Сатурн-V".

Ракета-носитель "Сатурн-V"

Ракета имеет три последовательно соединенные ступени. Ее основные размеры даны на рис. 2.22.

Рис. 2.22. Общий вид ракеты «Сатурн-V» с кораблем «Аполлон».

Уникальность этого сооружения заключается не только в его абсолютных размерах, но и в масштабности проводившихся работ. Создание этой ракеты вызвало к жизни множество разнообразных новинок в принципах самого замысла, в силовой конструкции, в двигательной части, в технологии, в системе управления, в способах испытания, освоения и доводки, в стартовой подготовке, контроле и во многих областях, соприкасающихся с ракетной техникой. Многие из этих вопросов настолько специальны, что представляют чисто профессиональный интерес, и о них здесь говорить неуместно. О некоторых будет сказано в последующих главах. Однако есть и общие вопросы, на которые следует обратить особое внимание.

Для такой сложной и ответственной ракеты, как "Сатурн-V", процесс отладки и доводки был бы более длительным и дорогостоящим, если бы проектанты не пошли на создание двух предварительных вариантов двухступенчатых ракет "Сатурн-I" и "Сатурн-IB". Таким образом, под индексом "Сатурн" понимается не только носитель для корабля "Аполлон", а серия из трех типов ракет. Ракета "Сатурн-I" сыграла в данном случае роль такого же трамплина при переходе к "Сатурну-V", как в свое время ракета В2В при переходе к схеме с несущими баками. Она так же, выполнив свое назначение, отошла в прошлое. Модификация же "Сатурн-IB" приобрела и самостоятельное значение, как носитель для выведения на низкую орбиту меньших по весу кораблей. В частности, для выполнения программы "Аполлон-Союз" достаточно было воспользоваться именно этой ракетой, а не столь тяжелой, как "Сатурн-V". Однако проводя эту историческую аналогию между "Сатурном-I" и В2В, не следует забывать и о масштабах. "Сатурн-I" выводил на орбиту 10 т, а "Сатурн-IB" выводит 18 т. По мощности это соответствует примерно ракетам Р-7 и носителю системы "Протон".

В идее создания предварительных модификаций серии "Сатурн" есть еще один чрезвычайно выжный аспект. Вторая ступень ракеты "Сатурн-I" была запланирована как третья для "Сатурна-V". Пройдя первые испытания на ракете "Сатурн-I", она видоизменилась и заняла место второй ступени на "Сатурне-IB" под индексом SIVB, а затем без существенных изменений, как полностью отлаженный и надежный агрегат, была установлена на "Сатурне-V". Такая тщательная и длительная доводка была необходима в связи с новизной и недостаточной изученностью низкокипящего топлива кислород+водород, которое уже давно привлекает внимание своими высокими энергетическими характеристиками, но освоение которого связано с большими трудностями. И еще одна особенность. Двигатель ступени SIVB запускается дважды с довольно длительным перерывом. Две первые ступени "Сатурна-V" еще не обеспечивают выведение корабля на околоземную орбиту. Надо, чтобы еще и третья ступень проработала примерно 150 сек, и только после этого будет достигнута необходимая орбитальная скорость. Но на этой орбите, называемой начальной орбитой, надо задержаться примерно на два с половиной часа, чтобы стартовать в той точке, которая отвечает траектории полета к Луне с минимальной характеристической скоростью на участке разгона. За это время производится заключительная, предусмотренная программой полета проверка системы управления и элементов автоматики всех систем корабля - в предстоящем полете любой отказ мог бы обернуться для экипажа трагической безвыходностью. Естественно, что во время пребывания на начальной орбите двигатель выключен. После проведение необходимых операция и вычисления момента запуска двигатель снова включается и за 300 сек непрерывной работы выводит корабль на траекторию полета к Луне.

Отработка кислородно-водородной ступени, да еще и с повторным запуском двигателя - серьезная инженерная задача, и многое отлаживалось не только на стенде, но и на опытных модификациях "Сатурн-I и IB", а в дальнейшем и при беспилотных пусках носителя "Сатурн-V".

Рис. 2.23. Блок первой ступени ракеты «Сатурн-V»: 1 - переходник, 2 - бак окислителя, 3 - демпферы колебаний окислителя в баке, 4 - устройство, предотвращающее образование воронки на входе в трубопровод, 5 - крестообразная перегородка, 6 - переходник между баками, 7 - бак горючего, 8 - тоннель для трубопровода окислителя, 9 - трубопровод окислителя (внутри тоннеля), 10 - рама двигательной установки, 11 - верхнее кольцо рамы двигателей, 12 - нижнее кольцо рамы двигателей, 13 - обтекатель периферийного двигателя, 14 - лопасть стабилизатора, 15 - двигатель F1, 16 - тормозной двигатель, 17 - трубопровод газообразного кислорода, 18 - баллоны с гелием, 19 - блок аппаратуры, 20 - тоннель.

Блок первой ступени ракеты "Сатурн-V" имеет весьма внушительные размеры - 42,5 м в длину и 10,1 м в диаметре (рис. 2.23). В бак окислителя 2 заливается 1400 т жидкого кислорода, а в бак горючего 7 - 600 т керосина. В верхней части бака окислителя имеется переходник 1 для для стыковки со второй ступенью ракеты. В средней части корпуса имеется межбаковый отсек 6. Как и во всех ракетах, пространство между баками и между ступенями используется для размещения аппаратуры.

Обечайки обоих баков имеют продольные подкрепления с Т-образным поперечным сечением, полученным фрезерованием из листов с исходной толщиной 51 мм. Оставленная в промежутках между стрингерами оболочка в баках горючего и окислителя имеет толщину 6,3 и 4,6 мм соответственно. Нижняя часть бака горючего для более равномерной раздачи усилий от двигателя выполнена с переменной толщиной. В баках установлены широкие шпангоуты, выполняющие не только силовые функции, но и являющиеся одновременно гасителями колебаний жидкости. На днищах обоих баков установлены крестообразные перегородки - воронкогасители, предупреждающие образование вихревого всасывания с возможным прорывом газа из бака в двигатель.

Наддув бака горючего осуществляется гелием, который в жидком состоянии хранится под высоким давлением в баллонах 18, размещенных в баке окислителя. В самом же кислородном баке наддув гелием производится только на старте. В дальнейшем для этой цели используется кислород, который отбирается из магистрали высокого давления и газифицируется в теплообменнике. Такая система наддува кислородного бака берет свое начало еще от "Фау-2".

Двигательная установка первой ступени скомплектована из пяти однокамерных двигателей F1 15, каждый из которых дает на Земле тягу 690 тс и имеет собственный ТНА и собственные топливные магистрали. Таким образом, через бак горючего проходит не одна тоннельная труба, как обычно, а пять, и внутри каждой из них проложена с зазором магистраль окислителя. Центральный двигатель укреплен неподвижно на крестообразной раме 10, а четыре периферийных - на карданах, связанных с той же рамой. Боковые двигатели могут отклоняться на небольшой угол от оси ракеты, чем обеспечивается управление первой ступенью. Турбонасосный агрегат каждого двигателя укреплен непосредственно на самой камере и поворачивается вместе с нею. Это обеспечивает компактность монтажа, а главное, позволяет избежать гибких сочленений в трубопроводах, находящихся под высоким давлением.

При сопоставлении двигательной установки первой ступени "Сатурн-V" и уже знакомых нам двигателей РД-107 и РД-108 не следует отождествлять связку двигателей со связкой камер. В двигателе РД-107 мы видели связку камер, работающих от общего ТНА, от которого питаются и управляющие камеры. Здесь же поворачиваются сами двигатели. Для каждого из них имеются по две рулевые гидравлические машины, рабочей жидкостью в которых служит само горючее, отбираемое из магистрали высокого давления. В этом, кстати, также заключается существенное отличие от РД-107, где привод для поворота управляющих камер не является частью двигателя и с режимом его работы никак не связан. И наконец, еще одна особенность управляющих двигателей ракеты "Сатурн-V". Каждый из них поворачивается не в одной, а в двух плоскостях. Такое решение на первый взгляд кажется надуманным. Действительно, в ракете Р-7 управляющие камеры блоков Б и Г и соответственно - В и Д поворачиваются только относительно общих поперечных осей пакета. Для управления ракетой по трем углам этого вполне достаточно. Но в случае отказа одного из двигателей ракета, естественно, теряет управляемость. Именно это обстоятельство и послужило причиной тому, что каждому из управляющих двигателей F1 было обеспечено две степени свободы. В случае отказа двигателя ситуация остается аварийной, но контроль над создавшимся положением сохраняется.

Хвостовой отсек первой ступени имеет обтекатели 13, которые предохраняют периферийные двигателя от аэродинамических воздействий. Нижняя часть хвостового отсека, изготовленная из титана и нержавеющей стали, имеет экран, защищающий ТНА и арматуру двигателей от чрезмерного нагрева со стороны истекающих газов.

После выключения двигателей для отделения и отвода первой ступени включаются восемь тормозных твердотопливных двигателей 16, каждый из которых дает тягу 39 тс и работает 0,66 сек.

Первая ступень работает 150 сек и выключается на высоте 67 км, сообщив ракете скорость 2,38 км/сек.

Блок второй ступени ракеты "Сатурн-V" (рис. 2.24) имеет длину 25 м при том же диаметре, что и блок первой, и обладает не менее интересными особенностями. Это - кислородно-водородная ступень.

Рис. 2.24. Блок второй ступени ракеты «Сатурн-V»: 1 - дренажный клапан горючего, 2 - переднее днище бакового отсека, 3 - распределитель газообразного водорода для наддува бака горючего, 4 - бак горючего, 5 - датчик уровня, 6 - межбаковая перегородка, 7 - бак окислителя, 8 - дренажный трубопровод окислителя, 9, 11 - плоскости разделения, 10 - вспомогательный двигатель системы обеспечения запуска, 12 - обтекатель для кабелей, 13 - демпфер колебаний окислителя в баке, 14 - распределитель газообразного кислорода для наддува бака окислителя, 15 - система контроля уровня окислителя в баке, 16 - датчик уровня, 17 - рециркуляционный трубопровод, 18 - трубопровод горючего, 19 - элемент конструкции рамы двигателя, 20 - трубопровод окислителя, 21 - приборы, 22 - двигатель J2, 23 - теплозащитный экран.

Водород кипит при -253°С, и для баков, во избежание чрезмерноых потерь на испарение, необходима теплоизоляция. Жидкий водород имеет низкую плотность - всего-навсего 0,071 г/см³, а это влечет за собой более чем заметное увеличение емкости баков горючего.

В цилиндрический бак горючего 4 на второй ступени заливается около 70 т жидкого водорода, а в сферический бак окислителя 7 - 360 т кислорода. Эти баки имеют общее днище, состоящее из двух оболочек с пенопластовым теплоизолирующим заполнителем. Верхнее днище, а главное, обечайка водородного бака имеют более мощное теплоизолирующее покрытие, расположенное с внешней стороны бака и имеющее в нижней части толщину около 40 мм. Это - опять же пенопласт, закрытый снаружи слоистой фенольной оболочкой, защищающей от аэродинамического нагрева на атмосферном участке траектории. При создании этого теплоизолирующего покрытия учитывалась возможность нарушения его герметичности, что может повлечь за собой конденсацию атмосферного кислорода в охлажденных полостях теплоизоляции. Во избежание этого теплоизолирующий слой в дополнение к покрытию воздухонепроницаемыми пленками подвергается предварительной продувке гелием. Сама обечайка водородного бака имеет вафельную конструкцию и фрезеруется из листа толщиной 51 мм до 3,8 мм. Прочность алюминиевых сплавов при низких температурах обычно повышается. Это позволяет несколько уменьшить толщину баков и тем самым частично компенсировать весовые потери, связанные с необходимым теплоизолирующим покрытием.

Наддув баков горючего и окислителя производится газифицированным водородом и кислородом соответственно.

У носителей "Сатурн" применен принцип так называемого "холодного" разделения блоков: запуск последующей ступени производится после отброса блоков предыдущей ступени, когда ступень движется по инерции, т.е. - в условиях невесомости. Недостаток такого разделения состоит в том, что запуску двигателей должна предшествовать операция осадки топлива. Топливо надо сместить к днищу баков, чтобы нормально работали заборники. Эта операция выполняется вспомогательными небольшими двигателями, как правило твердотопливными, сообщающими ракете небольшое ускорение. Такие двигатели называются двигателями системы обеспечения запуска. В противоположность "холодному" практикуется и "горячее" разделение ступеней. Двигатели последующей ступени запускаются в момент, пока тяга двигателей предыдущей ступени еще не упала до нуля. При таком способе разделения вспомогательные двигатели не нужны, но требуется тепловая защита отбрасываемого блока от воздействия струи запускаемого двигателя.

На переходнике между блоками первой и второй ступеней "Сатурн-V" установлено восемь вспомогательных твердотопливных двигателей системы обеспечения запуска. Переходник представляет собой силовую подкрепленную оболочку. После выхода двигателей второй ступени на режим он отбрасывается. На блоке второй ступени имеется также и верхний силовой переходник для стыковки с третьей ступенью. На нем установлены четыре вспомогательных твердотопливных двигателя разделения ступеней.

Силовая установка второй ступени, как и первой, имеет пять двигателей: один в центре и четыре по периферии. Поворотом последних достигается управление ракетой. Схема компоновки та же, но двигатели другие. Они имеют индекс J2. Каждый из них дает тягу 102 тс, а низкокипящее топливо кислород+водород обеспечивает удельную тягу в пустоте 430 единиц. На каждой камере установлено по два ТНА: один - для горючего, другой - для окислителя. Горячий газ из генератора, работающего на основных компонентах, подается сначала на турбину горючего, а затем на турбину окислителя. Система двух ТНА позводяет гибко регулировать соотношение компонентов в камере сгорания, которое меняется, как и на всех современных ракетах, по условию одновременного опорожнения баков (см. гл. VIII). Но на второй ступени "Сатурна-V" применено, кроме всего прочего, и регулирование суммарного секундного расхода из условия обеспечения заданного закона нарастания ускорения с тем, чтобы уменьшить отклонения от номинальных условий полета.

Двигательная установка второй ступени работает примерно 390 секунд и выключается на высоте 186 км при скорости полета 6,88 км/сек.

Рис. 2.25. Блок третьей ступени ракеты «Сатурн-V»: 1 - передний переходник, 2 - бак горючего, 3 - бак окислителя, 4 - баллоны с охлажденным сжатым гелием, 5 - переходник, 6 - двигатель J2, 7 - вспомогательные двигатели, 8 - баллоны с неохлажденным сжатым гелием, 9 - топливный бачок системы повторного запуска двигателя, 10 - датчик уровня в баке горючего, 11 - датчик уровня в баке окислителя.

Блок третьей ступени "Сатурна-V" (рис. 2.25), как и второй, - кислородно-водородный и имеет ту же самую компоновку, но емкости и абсолютные размеры, естественно, уменьшены. Жидкого водорода заливается примерно 17 т, а кислорода 87 т. Длина блока вместе с коническим переходником 17,8 м, а диаметр по бакам 6,6 м. Конструкция баков во многих деталях, даже с сохранением основных геометрических пропорций, повторяет конструкцию второй ступени, хотя и имеются различия в теплоизоляции водородного бака и в системе наддува. Главная особенность ступени заключается в своеобразном комплексе двигательных установок и довольно сложной последовательности выполняемых ими функций. На третьей ступени установлен всего один двигатель J2, укрепленый на кардановом подвесе, но вместе с тем имеется целая система твердотопливных и жидкостных вспомогательных двигателей на высококипящих компонентах. Абсолютная тяга этих двигателей невелика и измеряется десятками килограмм, но на них, кроме предпусковой осадки топлива, возложено выполнение и ряда других операций.

Управление по крену, т.е. поворот ракеты относительно продольной оси, двигатель J2 самостоятельно осуществить не может. Это возлагается на вспомогательные двигатели. После выхода на начальную орбиту двигатель J2 выключается, но угловая ориентация ракеты находится под контролем, и управляющие функции несут вспомогательные двигатели. После выключения основного двигателя производится пробувка магистралей и баков, для чего снова надо осадить топливо. Необходима осадка топлива и перед вторым запуском J2 для выхода на траекторию полета к Луне. И наконец, после выхода на траекторию полета к Луне производится перестройка блоков, для которой предусматривается специальная ориентация ракеты в пространстве; все эти операции также выполняют вспомогательные двигатели.

За время летных испытаний "Сатурна-V" имел место по существу один серьезный отказ, когда на беспилотном испытательном пуске "Аполлон-6" вышел из строя один из боковых двигателей второй ступени. Однако летное испытание не было прервано, хотя от выполнения полной програмы и пришлось отказаться. И еще был один серьезный отказ, уже при полете на Луну.

Всем известен полный драматизма полет "Аполлона-13" в апреле 1970 г., когда в служебном отсеке корабля, находившегося на расстоянии 330 тыс. км от Земли, произошел взрыв кислородного баллона электроэнергетической системы, вырабатывающей к тому же и кислород для жизнеобеспечения астронавтов. Служебный отсек взрывом был выведен из строя полностью, но жилой отсек корабля не пострадал. Необходимо было в кратчайший срок возвращаться на Землю. Проявляя и самообладание и мужество, устраняя на каждом шагу новые возникающие неполадки, астронавты сумели воспользоваться системой жизнеобеспечения лунного корабля и с крайне ограниченными запасами кислорода на четвертые сутки аварийного полета совершили благополучную посадку.

Для тех, кто склонен к обощениям жизненных наблюдений, это происшествие может служить примером того, как трагичность положения способна обернуться общим триумфом. Но инженер, представляющий себе пути развития техники, может сделать вывод не только о надежности системы "Сатурн-Аполлон". То обстоятельство, что имевшие место серьезные отказы не вывели систему из-под контроля, говорит еще и о ее живучести.

В технике под живучестью понимается свойство системы подобно живым организмам компенсировать отказ одного элемента передачей его функций другим. Так, в частности, выход из строя бокового двигателя второй ступени "Аполлон-6" не повлек за собой потери управления. Эти функции взяли на себя другие двигатели. Функции многих систем основного отсека "Аполлона-13" взяли на себя системы лунного корабля. Но отказ отказу - рознь. Поэтому понятие живучести весьма относительно. В него включаются не только свойства корабля и ракеты-носителя, но и всех наземных средств, способных оперативно вмешиваться в создавшуюся обстановку.

Ракета "Сатурн-V" выполнила поставленные перед ней задачи; программа "Аполлон" была успешно завершена. На Луне побывали 12 человек, а ее облет совершили 27 астронавтов.

Но, конечно, что касается Луны, то это пока только самоое начало. И здесь уместно провести аналогию с историей изучения Антарктиды. Когда-то, лет 150 назад, к берегам необитаемого континента подошли первые парусные шлюпы, а на карту земного шара с этого момента постепенно, по частям стали наноситься контуры береговой линии. В начале века экспедиции Амундсена и Скотта вышли на ледовый щит и достигли Южного полюса. Конечно, это тоже была большая победа, но и она не могла удовлетворить человеческую пытливость. когда техника последних десятилетий дала в руки полярников совершенные океанские и воздушные корабли, радиосвязь, вездеходы и другие технические средства, началось планомерное изучение континента. Возникли береговые поселки со сменным персоналом, стали забрасываться внутрь континента зимовочные группы, а вся антарктическая эпопея явила собою пример плодотворного научного сотрудничества многих стран.

Не надо быть пророком, чтобы предвидеть нечно похожее и в изучении Луны. Но на современном уровне создать носитель более мощный, чем "Сатурн-V", и трудно и безумно дорого. Поэтому нужны новые технические решения, которые могли бы сделать обыденным то, что до недавнего времени рассматривалось как сенсация.

Источник: В.И.Феодосьев, "Основы техники ракетного полета", издание второе, исправленное, М., "Наука", ГРФМЛ, 1981, стр. 75-89.