В.И.Левантовский
МЕХАНИКА КОСМИЧЕСКОГО ПОЛЕТА
В ЭЛЕМЕНТАРНОМ ИЗЛОЖЕНИИ
Глава 12. ЭКСПЕДИЦИЯ НА ЛУНУ
§ 1. Особенности траекторий полета человека
Полет человека на Луну выдвигает ряд специфических требований к организации
экспедиции, благодаря чему она имеет особенности, резко отличающие ее от операций,
осуществляемых при запусках автоматических лунных станций (АЛС). Эти особенности
связаны с требованиями безопасности полета и резким возрастанием полезной нагрузки
по сравнению с запусками АЛС.
Полеты человека на Луну могут в принципе происходить по тем же траекториям, что
и полеты АЛС. Пересечение космическим кораблем окружающего Землю пояса радиации
не представляет серьезной опасности для экипажа, так как продолжается лишь несколько часов.
Траектории полета человека должны быть пролетными, а не траекториями попадания.
Это вытекает из требования максимальной безопасности перелета. Траектория должна проходить
на расстоянии нескольких десятков километров от Луны. Вблизи Луны тормозной импульс
должен перевести корабль на окололунную орбиту ожидания. Этот маневр дает свободу в
выборе места посадки, позволяет еще раз проверить надежность систем перед тем, как
начнется спуск на Луну.
Если возникает аварийная ситуация, корабль может вернуться с окололунной орбиты
на Землю. Для этого нужно будет дополнить уже имеющуюся скорость спутника Луны в
нужный момент до скорости, достаточной для полета на Землю, т.е. примерно до 2,5 км/с.
Если бы полет к Луне происходил по траектории попадания, то в случае обнаружения
неисправностей следовало бы перевести корабль с помощью импульса бортового двигателя
на пролетную траекторию с тем, чтобы попытаться, обогнув Луну, вернуться на Землю.
Но если неисправность обнаружена вблизи Луны перед самой посадкой, то такой маневр
провести невозможно. Пришлось бы срочно, погасив скорость падения, сообщить кораблю
затем скорость для возвращения на Землю. Практически это трудно сделать.
Однако и не всякая пролетная траектория, позволяющая вблизи Луны выйти на орбиту
спутника Луны, может оказаться подходящей для экспедиции на Луну. Если существует
неуверенность в том, что двигатель космического корабля включится при попытке
перехода на окололунную орбиту, то пролетная траектория должна быть траекторией
возвращения. Тогда при такой аварийной ситуации будет гарантирован «автоматический»
возврат космонавтов на Землю (хотя бы при условии последующей успешной коррекции
траектории). Траектории же полета к Луне, приводящие к разгону корабля и выбросу его
из сферы действия Земли, несут элемент риска.
Но вернемся к орбитальному движению корабля вокруг Луны.
После окончательного выбора места посадки слабый тормозной импульс переводит корабль
с орбиты ожидания на эллиптическую траекторию спуска. Траектория эта может быть
настолько пологой, что при необходимости корабль посредством слабого дополнительного
импульса может выйти на новую орбиту ожидания. Вблизи выбранного места посадки
начинается окончательное ракетное торможение, причем на последнем этапе медленного
равномерного спуска с помощью верньерных двигателей управление кораблем должно
находиться в руках космонавта.
Такова принципиальная концепция полета человека на Луну, как она трактовалась в
американской научно-технической литературе начала 60-х годов [3.33]. Возможны,
однако, различные варианты ее решения. В настоящей главе мы рассмотрим
сравнительные достоинства и недостатки тех из них, которые не предусматривают
спасения и вторичного использования отработавших ступеней ракет-носителей.
Заметим, что помимо экспедиции на поверхность Луны могут совершаться также
беспосадочные полеты людей, сопровождающиеся превращением космического корабля
в искусственный спутник Луны или простым облетом Луны.
Первая, более сложная, операция требует суммарной характеристической скорости,
равной примерно 14,5 км/с. Она складывается из второй космической скорости выхода
на траекторию полета к Луне (11 км/с), аэродинамических и гравитационных потерь
при запуске (оцениваемых, по разным источникам, в 1,2-:-1,6 км/с), импульсов
выхода на орбиту спутника Луны и схода с нее (каждый не менее 0,8 км/с в
случае низкой круговой орбиты) и резерва скорости на коррекции. Разница
по сравнению с запуском автоматического спутника Луны заключается в
затратах на возвращение на Землю.
Характеристическая скорость простого облета Луны не отличается от
таковой для непилотируемого облета и несколько превышает 12 км/с. Экспедиция
с временным выходом на орбиту искусственного спутника Луны требует больших
энергетических затрат, чем простой «безостановочный» пилотируемый облет Луны,
однако она более проста с точки зрения управления. Безостановочный облет, подобный
полетам аппаратов «Зонд-5-8», происходившим в 1968-1970 гг., требует высокой
оперативности управления и большой точности выведения на траекторию полета.
Невозможно изменить существенно план уже начавшейся операции, например
задержать возвращение на Землю.
Летно-конструкторская отработка аппарата для полетов к Луне проводилась в
автоматическом варианте при экспериментах с советскими станциями «Зонд-4-8».
При этом станции «Зонд-5-8» совершили облет Луны со спуском в земной атмосфере
(см. § 3 гл. 11).
В конце декабря 1968 г. и во второй половине мая 1969 г. в США были, в
порядке подготовки высадки на луне, осуществлены запуски на окололунные
орбиты кораблей «Аполлон-8» и «Аполлон-10» с экипажами по три человека.
корабли совершали переход с первоначальной эллиптической орбиты высотой примерно
112-:-312 км на круговую орбиту высотой 112 км. От корабля «Аполлон-10» отделялся,
кроме того, лунный отсек («Аполлон-8» его не содержал), также совершавший маневры
(переход на эллиптическую орбиту с периселением на высоте 15,2 км, разделение
ступеней отсека, стыковка с основным блоком).
Интересно отметить некоторые особенности, присущие операции запуска пилотируемого
спутника Луны, а следовательно, и экспедиции на лунную поверхность.
Если траектория полета к Луне является облетной, то ближайшая к Луне ее точка
располагается над обратной стороной Луны. Но именно в этой точке выгоднее всего
сообщать тормозной импульс (см. § 2 гл. 10). Значит, маневр перехода на окололунную
орбиту должен совершаться в условиях
о т с у т с т в и я
р а д и о с в я з и
с Землей.
В случае, если облет Луны близок к плоскому, движение по окололунной орбите должно
быть обратным по отношению к обращению Луны вокруг Земли, так как сам облет совершается
в обратном направлении (см., например, траекторию во вращающейся системе отсчета на рис. 84).
Если первоначальная окололунная орбита была эллиптической с периселением над обратной
стороной (в точке торможения), то переход на круговую или эллиптическую орбиту выгоднее всего
совершать в этой же точке, т.е. опять-таки в условиях отсутствия радиосвязи с Землей.
Наконец, сход с окололунной орбиты для возвращения на Землю также должен совершаться над
обратной стороной Луны (см., например, рис. 99, б), если движение вокруг Луны - обратное.
Перечисленные особенности были присущи окололунным орбитам всех кораблей серии «Аполлон».
§ 2. Прямой полет Земля-Луна-Земля
(первый вариант лунной экспедиции)
Нам известны основные скоростные характеристики каждого этапа полета на Луну и обратно.
Опираясь на них, мы можем рассчитать примерную стартовую массу ракеты-носителя при
некоторых допущениях в отношении конструкции ракеты и используемого в ней топлива.
Это позволяет оценить возможности постройки соответствующего носителя.
[Оценочные расчеты в настоящей публикации опущены; из них следует, что при прямом перелете
Земля-Луна-Земля стартовая масса ракетно-космической системы должна превышать массу
полезной нагрузки в 885 раз. Данное отношение значительно больше того, которое
имеется в проекте упомянутой ниже американской ракеты «Нова»: это объясняется тем,
что проект «Нова» предполагал использование топлива с лучшими энергетическими
характеристиками, чем использованные в расчетах данного параграфа.]
Под массой полезной нагрузки следует понимать, помимо массы возвращающейся на Землю
кабины с космонавтами и системой жизнеобеспечения, также и массу систем связи и управления,
различных вспомогательных установок и т.д., которая, хотя и не возвращается на Землю
(отбрасывается перед входом в атмосферу), все же входит в полезную нагрузку последней
ракетной ступени. Если мы теперь примем, что полезная нагрузка mп=5 т,
то начальная масса ракетного комплекса составит M0=4425 т.
[...]
Для прямого перелета на Луну и обратно с помощью одной ракеты в США в свое время
был принят проект «Нова», предусматривавший постройку гигантской пятиступенчатой
ракетной системы. Две первые ступени должны были выводить корабль на околоземную
промежуточную орбиту, причем первая ступень должна была работать на керосине и
жидком кислороде, а вторая - на кислородно-водородном топливе; третья, использующая
кислородно-водородное топливо, предназначена была для схода с орбиты и выхода на
окололунную орбиту ожидания; четвертая и пятая ступени (на том же топливе) должны
были обеспечить посадку на Луну и взлет с нее. При возвращаемой на Землю полезной
нагрузке 13,6 т ракета «Нова» должна была иметь стартовую массу 3140 т [3.34]. В
дальнейшем проект ракеты «Нова» претерпел различные изменения и в конце концов
начал предусматривать постройку ракеты массой 4500-5000 т. Но разработка и
постройка такой ракеты требовали столько времени, что поставленная в США цель -
высадка на Луне до 1970 г. - не могла бы быть осуществлена. Поэтому от проекта
пришлось отказаться.
§ 3. Встреча в космосе и монтаж корабля
(второй вариант лунной экспедиции)
Постройка огромных ракет, подобных описанным выше, встречает большие трудности.
Дело не только в размерах самих ракет, но и в необходимости постройки больших наземных
стартовых башен, в трудностях транспортировки к месту старта отдельных ступеней, в
сложном поведении колоссальных количеств топлива во время старта. Нельзя ли обойтись
все же ракетами меньшего размера?
Наши трудности, по существу, были вызваны тем, что все необходимое для экспедеции
ракета-носитель должна захватить с собой с Земли. между тем при земных путешествиях
отнюдь не возбраняется запасаться в пути, на промежуточных остановках, всем
необходимым. легко представить себе, насколько лучше бы обстояло дело, если бы мы могли
рассчитывать, скажем, на то, чтобы топливо для возвращения с Луны на Землю ждало бы нас
на самой Луне (пополнение запасов продовольствия и кислорода не имело бы большого значения).
В самом деле, подсчет по формуле (2в) § 1 гл. 1 показывает, что топливо на борту
космического корабля, когда он стартует с поверхности Луны со скоростью 3 км/с, направляясь
к Земле, составляет 63% его массы, если принять скорость истечения w равной 3 км/с,
и 49%, если w=4,5 км/с. Во втором случае это, например, означает, что
ракета-носитель, поднимающаяся с Земли, сможет иметь вдвое меньшую стартовую массу.
Разумеется, топливо на Луну должно быть доставлено с помощью примерно такой же по
мощности второй ракеты, которая может быть, в частности, и непилотируемой, т.е.
автоматической. Конечно, в принципе могут быть использованы несколько, целая
эскадрилья сравнительно небольших ракет, перевозящих на Луну отдельные части
агрегата, предназначенного для возвращения.
Описанный метод, конечно, не может привести к экономии энергетических затрат на всю
экспедицию. Вся его идея исходит из единственной предпосылки о том, что построить,
скажем, три ракеты со стартовой массой по 1000 т легче, чем одну ракету в 3000 т.
Недостаток метода заключается в необходимости очень точного управления ракетами,
которое обеспечило бы им возможность посадки на Луну в достаточной близости друг
от друга. Поверхность Луны весьма неровна, и перевозка грузов, особенно на первых
порах, была бы тяжелой задачей.
Итак, заправка (или дозаправка) топливом на Луне могла бы облегчить лунную экспедицию.
Той же цели можно добиться, если осуществлять заправку топливом и монтаж космического
корабля не на лунной поверхности, а еще на пути к Луне, в «пустоте» мирового пространства.
Но заправка на траектории, ведущей к Луне, требует обязательного одновременного старта
двух или нескольких ракет. (В противном случае последующие ракеты должны будут догонять
предыдущие, развивая чрезмерно большую скорость, и затем включать тормозные двигатели
для уравнивания скоростей, затрачивая на это топливо; энергетические затраты увеличатся.)
Это неудобно. Гораздо лучше организовать встречу ракет на околоземной промежуточной орбите,
без предварительного выхода на которую, как правило, все равно нельзя обойтись. Пребывание
на орбитах вполне эквивалентно стоянкам при путешествиях по земной поверхности.
В одном из американских проектов предполагалось использование двух ракет-носителей
типа «Сатурн-5», каждая с начальной массой 2700 т. Одна из ракет выводит на околоземную
орбиту кабину с космонавтами, а другая присоединяет к ней двигательный отсек, позволяющий
осуществить сход с орбиты, посадку на Луну и старт с нее [3.35].
В случае, если предполагается периодическое использование какой-либо промежуточной
орбиты, на которой происходит монтаж лунных кораблей (монтажная орбита),
целесообразно организовать на орбите постоянную подвижную платформу. На ней могла
бы находиться бригада монтажников, а также «заодно» и коллектив исследователей.
Орбита платформы, с учетом энергетических требований, должна быть расположена
возможно ниже - 200-300 км над Землей [3.25]. Того же требуют и соображения
защиты от радиационной опасности (монтажникам, возможно, придется работать вне
космического корабля).
Использование орбитальной стартовой платформы позволяет совершать полеты к
Луне только в те периоды, когда Луна приближается к линии пересечения плоскости
орбиты платформы и плоскости лунной орбиты. В противном случае потребовался бы
большой боковой импульс для выхода из плоскости орбиты платформы. Если бы плоскость
орбиты платформы была неизменна, то в течение сидерического месяца существовало бы
два «окна запуска». Ввиду же прецессии орбиты платформы (см. § 3 гл. 4) Луна как бы
быстрее проходит путь в 180° от узла до узла, так как линия узлов вращается в сторону,
противоположную движению Луны (мы предполагаем орбитальное движение платформы прямым,
т.е. происходящим в сторону вращения Земли). Если, например, круговая орбита стартовой
платформы имеет высоту 485 км и наклонение около 30°, то оптимальный момент запуска
наступает каждые 9,05 сут [3.36].
Помимо описанных встреч на поверхности Луны, на пути к Луне и на околоземной орбите,
возможны в принципе также встреча, стыковка и заправка топливом на окололунной орбите.
Недостаток этого метода - трудность управления, связанная с большим растоянием места
операции от Земли. Не исключены также различные комбинации этих методов [3.37]. Например,
с орбиты вблизи Земли могут стартовать на Луну два собранных на ней корабля -
пассажирский и грузовой, причем грузовой доставляет на Луну топливо, необходимое
пассажирскому кораблю для возвращения на Землю.
Дозаправка топливом на поверхности Луны или на околоземной орбите, или, наконец,
на орбите спутника Луны, хотя и дает ряд выгод, но в принципе не уменьшает количества
энергии, которую нужно затратить для того, чтобы космический корабль определенной массы,
побывав на Луне, вернулся на Землю. Суммарная масса всех ракет, стартующих с Земли, при
прочих равных условиях не будет меньше стартовой массы ракеты, предназначенной для
прямого перелета Земля-Луна-Земля. Что же касается стоимости всего предприятия, то она
даже возрастет, так как стоимость ракеты не пропорциональна ее массе: стоимость систем
управления, навигации, счетно-решающих устройств и т.п. для небольшой ракеты не отличается,
по существу, от стоимости соответствующих элементов большой ракеты. Надежность же операции,
в которой участвует несколько ракет, вообще говоря, снижается.
§ 4. Разъединение и сближение на окололунной орбите
(третий вариант лунной экспедиции)
Сушествует метод, позволяющий резко уменьшить затраты энергии на лунную экспедицию,
а следовательно, и сильно ее удешевить, хотя этот метод и имеет свои специфические трудности.
До сих пор мы считали, что вся полезная нагрузка лунной экспедиции обязана выйти на
траекторию полета, благополучно опуститься на поверхность Луны, затем взлететь с нее,
чтобы через 3-4 дня войти в земную атмосферу. То же касалось и отдельных ступеней ракеты.
Например, последняя ступень, предназначенная для старта с Луны, должна была непременно
целиком, со всем своим топливом, сначала опуститься на Луну, а затем стартовать с нее.
На первый взгляд кажется, что иначе и быть не может. Но нельзя ли оставить по дороге
к Луне часть полезной нагрузки и топлива, чтобы подобрать ее на обратном пути, когда
она понадобится? Зачем, например, тащить на поверхность Луны тепловую защиту, которая
понадобится только при входе в атмосферу?
Вспомним, как поступали путешественники, штурмовавшие в свое время Северный или
Южный полюс. техника путешествий в полярных районах тогда также не была еще достаточно
развита... По пути к цели создавались базы, на которых хранились запасы продовольствия,
корм для ездовых собак и т.п.; это предназначалось для использования на обратном пути,
чтобы уменьшить нагрузку, выпадавшую на долю людей и животных.
Но каким образом в пространстве между Луной и Землей можно создать аналогичные базы?
Они могут быть созданы только на околоземной или окололунной орбите. Что полезного для
дальнейшего пути могли бы найти на орбите спутника Земли возвращающиеся с Луны
путешественники? Разве лишь спускаемый аппарат.
Но это приобретение было бы получено чрезмерно высокой ценой: колоссальным возрастанием
стартовой массы ракеты-носителя из-за необходимости уменьшить при выходе на околоземную
орбиту скорость корабля на 3 км/с.
Остается рассмотреть окололунную орбиту. Что можно здесь оставить? Прежде всего,
то оборудование, которое нужно специально для входа в земную атмосферу, затем топливо,
необходимое для дополнения скорости искусственного спутника Луны до величины порядка
2,5 км/с (см. § 1 гл. 11). Это значит, что на поверхность Луны нужно будет опустить
и затем поднять с нее значительно меньшую массу, следовательно, расход топлива на
торможение при посадке и при взлете сильно уменьшится, а значит, при старте с Земли
можно будет сэкономить еще во много крат больше топлива. В результате резко
уменьшится стартовая масса ракеты-носителя.
Идея выхода космического корабля на окололунную орбиту с последующим отделением от него
посадочного отсека с целью получения энергетического выигрыша была впервые выдвинута
советским ученым Ю.В.Кондратюком.
§ 5. Экспедиции по программе «Аполлон»
Изложенный выше третий вариант лунной экспедиции был положен в основу
американской программы «Аполлон». По этой программе было совершено шесть
удачных экспедиций и одна неудачная, которые стартовали: «Аполлон-11» -
16 июля 1969 г., «Аполлон-12» - 14 ноября 1969 г., «Аполлон-13» - 11 апреля
1970 г. (неудачная), «Аполлон-14» - 31 января 1971 г., «Аполлон-15» - 26 июля
1971 г., «Аполлон-16» - 16 апреля 1972 г., «Аполлон-17» - 7 декабря 1972 г.
Осуществление программы стало возможным после создания мощной ракеты-носителя
«Сатурн-5», первый запуск которой состоялся в 1967 г.
Общая длина ракетно-космической системы «Сатурн-5-Аполлон» составляет 111 м,
а начальная масса примерно 2950 т. На рис. 105, а указаны некоторые размеры
частей системы.
|
|
Рис. 105. Ракетно-космическая система «Сатурн-5-Аполлон»:
а) структура системы в целом, б) компоновка корабля «Аполлон».
S-IC - первая ступень, S-II - вторая ступень, S-IVB - третья ступень;
1 - бак горючего первой ступени,
2 - бак окислителя первой ступени,
3 - переходник между первой и второй ступенями,
4 - бак окислителя второй ступени,
5 - бак горючего,
6 - переходник между второй и третьей ступенями,
7 - бак окислителя третьей ступени,
8 - бак горючего третьей ступени,
9 - приборный отсек IU,
10 - лунный отсек,
11 - переходник LMA,
12 - служебный отсек,
13 - командный отсек,
14 - система аварийного спасения (САС),
15 - маршевый двигатель служебного отсека,
16 - блоки двигателей системы ориентации и стабилизации,
17 - теплозащитный экран,
18 - ферма САС,
19 - основной РДТТ САС,
20 - РДТТ для отбрасывания САС,
21 - вспомогательный РДТТ,
22 - аэродинамические рули САС.
|
Первая ступень ракеты «Сатурн-5», имеющая обозначение S-IC, имеет массу
2280 т, причем масса топлива равна 2149 т. На ступени установлены пять двигателей F-1:
четыре - в кардановых подвесах, способные отклоняться на угол 7°, и один,
фиксированный - в центре, направление тяги которого всегда совпадает с продольной
осью ракеты. Двигатели F-1 рассчитаны на однократное включение и действуют в течение
примерно 150 с. Кроме того, на корпусе ступени S-IC установлены восемь тормозных РДТТ
тягой 39 тс каждый, предназначенных для отделения первой ступени после расцепки.
Вторая ступень S-II имеет массу 485 т (с переходником), в том числе 444 т топлива
(жидкий водород и жидкий кислород). На ней установлены пять двигателей J-2 (четыре - по
периферии в кардановых подвесах, пятый, неподвижный - в центре). Двигатели работают в
течение 370 с. На ступени установлены также пять РДТТ (каждый тягой 10,2 тс), сообщающих
ступени после некоторого периода невесомости искусственную тяжесть на период 4 с для
осадки топлива, и четыре тормозных РДТТ (каждый тягой 17 тс) для отделения ступени.
Третья ступень S-IVB имеет массу 122 т (с переходником), в том числе 107 т топлива
(жидкий водород и жидкий кислород). Она содержит один двигатель J-2, включающийся примерно
на 160 с при выведении корабля «Аполлон» на околоземную орбиту ожидания и на 320 с
при выведении его на траекторию полета к Луне. Имеются также два двигателя для осадки
топлива (тягой по 1,45 тс).
К верхней части ступени жестко прикреплен приборный отсек IU (Instrumental Unit)
массой 1,95 т, который содержит аппаратуру инерциальной системы управления,
счетно-решающее устройство, телеметрическую систему, радиоаппаратуру для траекторных измерений,
источники электроэнергии, а также систему терморегулирования.
Полезная нагрузка ракеты состоит из трех отсеков космического корабля «Аполлон»,
переходника и системы аварийного спасения (рис. 105, б). Ее масса при полете корабля
«Аполлон-11» составляла 49 762 кг, при полете «Аполлона-15» - 53,5 т.
Командный отсек CM (Command Module) массой 5561,5 кг (указываются, если нет
оговорок, массы для корабля «Аполлон-11»; значения в других полетах мало отличаются от
приведенных), в том числе 111 кг топлива, является той частью всей ракетно-космической системы,
которая после завершения экспедиции должна благополучно возвратиться на Землю. Кабина имеет
объем 6 м3. На конической части отсека расположены 12 двигателей
(каждый тягой 42,2 тс) системы управления ориентацией, которые используются
только при входе в атмосферу. С их помощью регулируется подъемная сила (путем изменения
угла крена), возникающая из-за отклонения центра масс отсека от продольной оси.
Служебный (двигательный) отсек SM (Service Module) имел массу 23 264,3 кг,
в том числе 18,5 т топлива для маршевого двигателя (горючее - 50% смесь безводного
гидразина с несимметричным диметилгидразином, окислитель - четырехокись азота) и
608 кг топлива для вспомогательных двигателей. Маршевый двигатель может отклоняться на 8°,
рассчитан на 50 включений, тяга его равна 9,3 тс (не регулируется), удельный импульс 308 с,
запас зарактеристической скорости 2,5 км/с. Он используется для маневров на пути к Луне,
вблизи Луны и возвращении на Землю. Вокруг отсека расположены 16 двигателей системы управления
ориентацией и стабилизацией, собранных в четыре блока (тяга каждого двигателя 45,4 кгс).
Они используются также при операциях стыковки, так как могут сообщать и поступательное движение.
Командный и служебный отсеки вместе образуют основной блок корабля «Аполлон».
Он существует как одно целое до момента, предшествующего входу в земную атмосферу.
Лунный отсек LM (Lunar Module), или лунный корабль, предназначен для
высадки двух космонавтов на Луну и возвращения их на окололунную орбиту (рис. 106). Масса
отсека 15 075,1 кг, в том числе 10,5 т топлива (того же, что и в служебном отсеке).
Расстояние между противоположными пятами выпущенного шасси 9,5 м. Отсек состоит из
посадочной ступени массой около 10 т и взлетной ступени массой около 4 т; каждая
ступень имеет свои двигатели и топливные баки. Хрупкая конструкция отсека
рассчитана на слабое лунное притяжение.
|
|
Рис. 106. Лунный отсек корабля «Аполлон»:
1 - стыковочный люк,
2 - антенна метрового диапазона волн,
3 - стыковочная мишень,
4 - хвостовая секция взлетной ступени для размещения оборудования,
5 - блок вспомогательных двигателей,
6 - антенна, работающая в диапазоне частот С,
7 - источник света,
8 - посадочное шасси,
9 - тарельчатая пята ноги шасси,
10 - антенна радиолокатора системы управления посадкой,
11 - средняя секция взлетной ступени,
12 - двигатель посадочной ступени,
13 - площадка у переднего люка,
14 - лестница для спуска на поверхность Луны,
15 - передний люк для выхода на поверхность,
16 - треугольное окно для командира корабля,
17 - импульсный источник света,
18 - серповидная антенна приемника метрового диапазона,
19 - фиксированная антенна, работающая в диапазоне частот S,
20 - антенна радиолокатора для встречи на орбите,
21 - герметичная кабина космонавтов,
22 - поворотная антенна, работающая в диапазоне частот S,
23 - инерциальный измерительный блок,
24 - окно в потолке для наблюдения при встрече и стыковке с основным блоком.
|
Посадочная ступень (сухая масса 2035,3 кг) снабжена шарнирно подвешенным двигателем
с регулируемой тягой, максимальная величина которой равна примерно 4,5 тс. При двух
различных режимах работы двигателя тяга составляет 10-65% и 95-100% максимальной тяги.
Удельный импульс двигателя 313 с, максимальная продолжительность работы 1000 с,
характеристическая скорость 2,3 км/с (запас топлива 8217 кг).
Взлетная ступень (сухая масса без космонавтов 2181,0 кг) содержит кабину (объем
6,7 м3, в том числе 4,53 м3 - свободный объем для двух космонавтов),
основную часть системы жизнеобеспечения, системы навигации и управления, источники
электроэнергии. Кабина лишена кресел; космонавты поддерживаются ременной системой.
Основной двигатель взлетной ступени имеет постоянную тягу 1,59 тс и не поворачивается;
характеристическая скорость равна 2,3 км/с (запас топлива 2367,2 кг). 16 вспомогательных
двигателей собраны в четыре блока (тяга каждого двигателя 45,4 кгс) и служат для
ориентации и стабилизации всего лунного отсека или взлетной ступени, а также для
отделения лунного отсека от основного блока, горизонтальных перемещений при висении
над лунной поверхностью и т.д. (запас топлива 274,2 кг).
Начальная масса корабля «Аполлон-11», складывающаяся из перечисленных выше трех
отсеков корабля, равнялась 43 900,9 кг. По мере осуществления программы «Аполлон»
корабль подвергался некоторым модификациям. Увеличилась масса основного блока. В нем
стал размещаться комплект научных приборов и «субспутник», выводившийся на
самостоятельную орбиту вокруг Луны. Расширение программы пребывания космонавтов
на Луне (в частности, использование вездехода) привело к увеличению массы лунного
отсека. Масса корабля «Аполлон-15» уже составляла 48 760 кг.
Лунный отсек при старте с Земли помещен внутри переходника LMA
(Lunar Module Adapter) массой 1816 кг, который предохраняет отсек от
аэродинамических нагрузок при прохождении плотных слоев атмосферы. К переходнику
(а не к лунному отсеку!) пристыкован основной блок.
На самом верху системы «Сатурн-5-Аполлон» крепится система аварийного спасения
LES (Launch Escape Tower) массой 4045 кг. Ее ферма укреплена на теплозащитном экране,
предохраняющем командный отсек на участке подъема в атмосфере. Система состоит из трех РДТТ:
в случае угрозы аварии одновременно включаются два РДТТ, и командный отсек, отделившись
от служебного, уносится в море. В верхней точке включается третий РДТТ, отбрасывающий
систему спасения, после чего раскрываются парашюты. Если аварии не произошло, этот двигатель
отбрасывает систему спасения вместе с теплозащитным экраном на высоте 70-80 км.
Перейдем теперь к последовательному изложению операций, которыми сопровождается
экспедиция на Луну.
|
|
Рис. 107. Некоторые этапы полета по программе «Аполлон»:
а) перестроение отсеков на пути к Луне (отход основного блока от третьей ступени,
поворот на 180°, отделение и отход перестроенного корабля от третьей ступени);
б) корабль вблизи Луны (шасси в рабочем положении);
в) отделение лунного отсека от основного блока;
г) сход лунного отсека с окололунной орбиты;
д) посадка лунного отсека;
е) старт взлетной ступени лунного отсека;
ж) стыковка взлетной ступени с основным блоком;
з) вход командного отсека в земную атмосферу (AA - продольная ось отсека,
v, X, Y - направления векторов скорости, силы лобового сопротивления
и подъемной силы).
|
В соответствии с программой в момент Т+2 мин 15 с (Т - момент
отрыва от стартового стола) должен быть выключен центральный двигатель первой
ступени, а в момент Т+2 мин 40,8 с - остальные. Еще через 2,4 с
включаются двигатели второй ступени S-II, а через 25 с после этого сбрасывается
система аварийного спасения вместе с теплозащитным экраном. Двигатели второй
ступени выключаются в момент Т+9 мин 11,4 с на высоте 185,9 км при дальности
1640 км и скорости 6,94 км/с. В момент Т+9 мин 15,4 с включается двигатель J-2
третьей ступени S-IVB, который, не выработав всего топлива, выключается в момент
Т+11 мин 40,1 с. В результате третья ступень вместе с приборным отсеком IU
и кораблем «Аполлон» (масса 136 т) достигает скорости 7,79 км/с на расстоянии
2713 км от мыса Канаверал и выходит на орбиту высотой 188 км и наклонением
32,6°.
В момент Т+2 ч 44 мин 14,8 с на втором витке повторно включается
двигатель J-2 ступени S-IVB и через 5 мин 48,3 с сообщает приращение скорости
3041,2 м/с. В результате третья ступень с кораблем «Аполлон» (общая масса 63 т)
выходит на траекторию полета к Луне на высоте 322,7 км с начальной скоростью
10 846,7 м/с.
На пути к Луне производится перестроение отсеков корабля (рис. 107, а).
После этого корабль принимает конфигурацию, показанную на рис. 107, б,
повторно разворачивается на 180° и после получения слабого импульса
(6 м/с при полете «Аполлона-11») удаляется от ступени S-IVB.
Ступени S-IVB при полетах кораблей «Аполлон-11» и «Аполлон-12» затем получали
небольшой импульс путем слива остатков топлива и, перейдя на новую орбиту,
разгонялись потом в сфере действия Луны и покидали сферу действия Земли.
Во всех последующих полетах ступени направлялись на Луну для искусственного
возбуждения сейсмических колебаний лунной коры, эквивалентных последствиям взрыва
11 т тринитротолуола (скорость удара при падении порядка 2,5 км/с). На фотоснимках,
сделанных с окололунной орбиты в ходе операций программы «Аполлон», были обнаружены
кратеры диаметром несколько десятков метров, образовавшиеся на Луне при падении ступеней
S-IVB.
При первой экспедиции на Луну траектория корабля «Аполлон-11» являлась траекторией
свободного возвращения: в случае отказа маршевого двигателя служебного отсека корабль,
обогнув Луну на расстоянии 110 км от поверхности, вернулся бы полого в атмосферу Земли и
и в момент Т+145 ч 04 мин приводнился в запасном районе Тихого океана, причем
необходимые корекции могли быть совершены с помощью маломощных двигателей ориентации
и стабилизации командного отсека. Благодаря уверенности в том, что маршевый двигатель
«не подведет», последующие полеты к Луне проходили иначе. Сначала корабль двигался по траектории,
отстоящей на 3000 км от лунной поверхности. Без дополнительных импульсов корабль при этом,
выйдя из сферы действия Луны, стал бы двигаться по геоцентрической траектории и, пройдя на
расстоянии 82 000 км от Земли, вышел бы из сферы действия Земли. Для входа в атмосферу
понадобились бы коррекции, производимые с помощью маршевого двигателя или или вспомогательных
двигателей основного блока, или двигателей лунного отсека. При невозможности их осуществить
корабль обречен на вечное движение по орбите вокруг Солнца... Однако в действительности
обязательная вторая коррекция, производимая после 31 часа полета к Луне (из четырех возможных
на пути к Луне), переводит посредством импульса 19,5 м/с корабль на «гибридную» траекторию,
проходящую на растоянии примерно 120 км от Луны. Преимущество «гибридной» траектории - в
экономии топлива и в лучших условиях управления и слежения с Земли на начальном участке
и в момент посадки на Луну.
Около ближайшей к Луне точки траектории (над обратной стороной Луны) включается
примерно на 6 мин маршевый двигатель основного блока, уменьшающий селеноцентрическую скорость
примерно с 2,5 км/с до 1,7 км/с и корабль переходит на эллиптическую окололунную орбиту с
апоселением на высоте примерно 315 км.
При полетах кораблей «Аполлон-11, -12» далее с помощью нового тормозного импульса
маршевого двигателя корабль переводился на слабоэллиптическую орбиту высотой от 100
до 120 км, которая вследствие возмущений из-за нецентральности поля тяготения Луны
сама затем по расчетам должна была превратиться в круговую высотой 111 км. С этой
«базовой» орбиты и совершается переход отделившегося лунного отсека с двумя
космонавтами на эллиптическую орбиту снижения с периселением на высоте примерно
15 км вблизи избранного места посадки. Тормозной импульс сообщается двигателем
посадочной ступени.
По более позднему варианту плана (начиная с полета «Аполлона-13») на орбиту снижения
с высотой периселения 15 км с помощью маршевого двигателя основного блока должен был
переводиться в е с ь корабль «Аполлон» прямо с начальной
эллиптической орбиты, и отделение лунного отсека производится уже после этого. Основной
блок затем с помощью разгонного импульса переходит на базовую орбиту ожидания высотой
111 км. Этот маневр позволял экономить топливо посадочной ступени лунного отсека для
увеличения времени зависания над Луной в конце посадки.
Заключительный этап посадки начинается включением двигателя посадочной
ступени вблизи периселения, на высоте 15 км и расстоянии 480 км от места посадки.
Через 26 с тяга двигателя делается максимальной. Еще через 4 мин бортовой
радиолокатор начинает сообщать высоту, а через 2 мин после этого - скорость корабля
относительно поверхности. При этом тяга уменьшается до 60% от максимальной.
Через 8 мин 24 с торможения на высоте 2,35 км и расстоянии 8,2 км от места посадки,
при горизонтальной скорости 152 м/с и вертикальной 45,7 м/с начинается этап дальнего
подхода с возможностью ручного управления. Наконец, через 10 мин 6 с после начала
торможения начинается этап ближнего подхода - до места посадки 550 м, высота 159 м,
горизонтальная составляющая скорости 16,8 м/с, спуск почти вертикален. Вертикальное
снижение начинается на высоте 46 м, причем автоматически поддерживается постоянной
скорость 0,9 м/с. Предусмотрена возможность зависания над Луной, для чего тяга
должна уменьшаться в точном соответствии с массой корабля, чтобы не начался подъем.
Двигатель выключается космонавтами через 1 с после того, как получен сигнал о касании
поверхности одним из щупов (стержни длиной 170 см) на пятах посадочных опор. Такова
расчетная схема посадки корабля «Аполлон-11».
Пребывание двух космонавтов на Луне сопровождалось в каждой экспедиции их
двух-трехкратным выходом на поверхность для установки научной аппаратуры, проведения
экспериментов, прогулок к заданным объектам (например, при полете «Аполлона-12» -
к аппарату «Сервейер-3», совершившему посадку на расстоянии 180 м в 1967 г.),
сбора образцов минералов. При полете «Аполлона-14» в распоряжении космонавтов
была ручная тележка, а начиная с полета «Аполлона-15» - вездеход массой 208 кг
(рис. 108), способный развивать максимальную скорость 13 км/ч (рекордная скорость
17 км/ч на небольшом склоне при полете «Аполлона-16»), обладающий ходом до 92 км
и выдерживающий нагрузку до 490 кг. Шесть экспедиций доставили на Землю около 400 кг
лунных образцов. Из доставлявшихся на Луну каждой экспедицией комплектов «Алсеп» -
приборов, предназначенных для многолетних послеполетных экспериментов, - особо
должны быть отмечены сейсмометры и лазерные отражатели (все они были выключены лишь
в сентябре 1977 г. из-за истощения источников энергии и, главным образом, сокращения
ассигнований на наземное обслуживание). В полетах кораблей «Аполлон-15, -16, 17»
большой комплект научной аппаратуры находился в одной из секций служебного отсека.
Необходимые материалы забирались отсюда при выходе в космос пилота командного отсека.
|
|
Рис. 108. Вездеход на пути к горе Хэдли, освещенные
гребень и вершина которой видны вдали (экспедиция на
«Аполлоне-15»). Фото NASA AS15-86-11603.
|
Возвращение двух космонавтов с Луны (рис. 109) начинается вертикальным стартом
взлетной ступени с помощью основного двигателя. Затем ступень отклоняется от вертикали
и через 7 мин после старта выходит (в точке 2, рис. 109) на начальную орбиту с периселением
на высоте 16,7 км и апоселением на высоте 83,3 км. Последующее сложное маневрирование
производится с помощью двигателей системы ориентации и стабилизации.
|
|
|
Рис. 109. Немасштабная схема встречи взлетной ступени с основным блоком
в ходе полетов кораблей «Аполлон-11,-12».
|
Рис. 110. Немасштабная схема встречи взлетной ступени с основным блоком
в ходе полетов кораблей «Аполлон-14-17».
|
Взлетные ступени при первых двух экспедициях на Луну сначала посредством импульса
15,07 м/с в апоселении 3 выходили на круговую орбиту, затем, после исправления,
если было необходимо, плоскости орбиты в точке 4, переводились в точке 5
импульсом 1,37 м/с на близкую к круговой эллиптическую орбиту, имеющую ту же линию
апсид, что и орбита ожидания основного блока (разность выот орбит была повсюду почти
одинакова - около 28 км). Теперь космонавты могли ждать подходящего момента для
начала заключительного маневра сближения с основным блоком (нестрашно было его и
пропустить и дождаться следующего). После импульса 7,5 м/с начала маневра в точке
6 и коррекций 7 и 8 взлетная ступень, находясь в точке 9
ниже и впереди нагонявшего ее основного блока, начинала разгон (13,7 м/с), чтобы в точке
10 выйти на орбиту основного блока. (Это выравнивание скоростей воспринималось с
борта основного блока как торможение приближающейся взлетной ступени. Указанные выше значения
импульсов и параметры орбит - расчетные, фактические значения от них несколько отличались.)
Групповой полет заканчивался сближением с помощью вспомогательных двигателей основного блока
и стыковкой в точке 11 (через 3 ч 37 мин после старта). Маневры были рассчитаны так,
что происходили при удобных условиях связи взлетной ступени с основным блоком и освещенности
на последнем этапе сближения. Их сложность обеспечивала высокий уровень безопасности, за
которую, правда, платилось лишней затратой топлива и большой длительностью всей операции.
Начиная с полета «Аполлона-14», после выхода в точке 2 (рис. 110) на начальную орбиту
и увеличения в точке 3 скорости на 4,6 м/с осуществлялся переход в точке 4
на траекторию перехвата, затем следовали коррекции 5, 6, разгон 7,
выход 8 на орбиту основного блока и стыковка; вся операция от старта до стыковки
занимала лишь 1 ч 45 мин. Переход к ней объяснялся возросшей уверенностью в надежности
двигательных систем лунного корабля.
После перехода двух космонавтов в основной блок, взлетная ступень лунного корабля
отделялась. Начиная с полета «Аполлона-12», она затем с помощью тормозного импульса
основного двигателя по очень пологой траектории сбрасывалась на Луну. Скорость удара
1,68 км/с позволяла провести сейсмический эксперимент.
Основной блок после некоторого периода обращения вокруг Луны разгонялся с помошью маршевого
двигателя на 0,9-:-1,0 км/с, что доводило его селеноцентрическую скорость до примерно
2,5 км/с.
Перед входом в атмосферу Земли, через 2,5-3 сут, отделялся служебный отсек, а командный
отсек совершал спуск с аэродинамическим качеством до 0,4 (возможны маневры по дальности от 100
до 5000 км), завершавшийся приводнением на парашютах в Тихом океане со скоростью 10 м/с.
Минимальная продолжительность экспедиции («Аполлон-11») составила 195 ч 17 мин 53 с,
максимальная («Аполлон-17») - 301 ч 51 мин 5 с.
После трех первых возвращений космонавтов с Луны они проходили карантин в виду возможности
(хотя и весьма маловероятной) занесения на Землю чужеродных микроорганизмов. Эта мера была
отменена, начиная с полета «Аполлона-15».
Чуть было не закончился трагически полет корабля «Аполлон-13». 14 апреля 1970 г.
в 3 часа по Гринвичу на пути к Луне при расстоянии от Земли 330 000 км
вследствие неисправности электропроводки в служебном отсеке произошел взрыв
кислородного бака, который питал водородно-кислородные топливные элементы и
систему жизнеобеспечения. вышли из строя все три топливных элемента,
расположенных в служебном отсеке и служивших источником электроэнергии для
основного блока и питьевой воды для космонавтов, а следовательно, и все
двигатели служебного отсека; отказала система жизнеобеспечения командного
отсека. В запасе остались лишь батареи командного отсека и запас кислорода в нем,
предназначенные для этапа спуска в атмосфере. Лунный отсек стал играть роль
спасательной шлюпки. В режиме крайней экономии использовались его ресурсы
электроэнергии, воды и кислорода. Ориентация и коррекция траектории осуществлялись
с помощью двигателей системы ориентации лунного отсека и посадочного двигателя.
Ориентация часто нарушалась истечением газов из служебного отсека. Корабль был
окружен в полете роем осколков.
Корректирующий импульс 11,3 м/с перевел в 8 ч 43 мин корабль на траекторию облета
Луны с возвращением в атмосферу. После облета Луны (минимальное расстояние - 250 км)
15 апреля в 02 ч 40 мин был сообщен корректирующий импульс 265 м/с (посадочный
двигатель работал 4 мин 24 с), что сократило на 10 ч полет до Земли и обеспечило
приводнение в Тихом океане. 17 апреля в 12 ч 53 мин на расстоянии 72 000 км
от Земли с помощью двигателей системы ориентации лунного отсека была проведена
последняя коррекция, увеличившая угол входа в атмосферу до 6,85°. В 13 ч 16 мин
был отделен служебный отсек, а в 16 ч 43 мин на расстоянии 21 000 км от Земли -
лунный (до этого двое космонавтов помещались в лунном отсеке, а один - в переходном
туннеле). Благополучное приводнение командного отсека с космонавтами произошло
17 апреля в 18 ч 08 мин в расчетной точке юго-восточнее островов Самоа (время всюду
по Гринвичу).
Затраты на каждую лунную экспедицию составляли около 400 млн. долл. (в том числе
185 млн. долл. - стоимость ракеты-носителя и 95 млн. долл. - корабля «Аполлон»).
Стоимость всей программы «Аполлон» с учетом теоретических и экспериментальных
разработок, отработки различных систем, экспериментальных полетов вокруг Земли
и вокруг Луны оценивается в 25-26 млрд. долл.
§ 6. Лунная транспортная космическая система
Чрезвычайно высокая стоимость полетов человека на Луну привела, как известно,
к сокращению первоначально планировавшегося числа экспедиций на Луну по программе
«Аполлон». По-видимому, до конца нынешнего столетия нога человека не ступит на Луну.
Создание же постоянной научной станции на Луне с периодически сменяемым экипажем
нельзя себе даже представить в условиях, когда «билет на Луну» стоит более 100
миллионов долларов!
Выход заключается в создании лунной транспортной системы, подобной той, которая
рассматривалась в §§ 5, 6 гл.7...
[Дальнейшая часть главы, посвященная перспективным проектам освоения
Луны и окололунного пространства, в настоящей публикации опущена.]
Источник: В.И.Левантовский, "Механика космического полета в элементарном изложении",
издание третье, дополненное и переработанное, М., "Наука", ГРФМЛ, 1980, гл. 12,
стр. 268-290.