3.2. ЭТАПЫ И СХЕМА ПОЛЕТА

Этап полета - это характерный участок, который отличает или определенное состояние КК, или выполняемый режим, или решаемая на участке промежуточная задача полета. Деление на этапы в известной степени условно.

Схема полета - последовательность операций, обеспечивающих выполнение задачи полета, т. е. укрупненный план полета. Часто выделяют баллистическую схему полета, как последовательность динамических операций, формирующих необходимые траектории.

Характерные этапы полета

Выведение на орбиту, или активный участок, представляет собой один из наиболее ответственных и напряженных этапов полета КК. Этап критичен из-за возможных аварий РН, создающих опасность для жизни экипажа.

На участке выведения работают служебные системы КК (задействована система регенерации атмосферы, ведется радиообмен с экипажем, передается телеметрическая информация, телевизионное изображение кабины КК и др.), а система аварийного спасения находится в режиме контроля параметров аварийности и готова к действию. По ходу полета в соответствии с программой выведения происходит сброс ДУ САС, а затем головного обтекателя РН (если он имеется) после выхода РКС из зоны больших скоростных напоров.

Состояние КК резко изменяется при обнаружении аварии РН. Автоматически или по команде, которая может быть выдана экипажем или с наземных пунктов, САС приводит в действие специальные средства и штатные системы для спасения экипажа, состав которых, темп и последовательность работы зависят от участка полета, на котором произошла авария.

Начальный участок орбитального полета характеризуется подготовкой КК к дальнейшему полету и проверкой его систем. Например, на КК «Союз» после отделения от РН гасятся полученные возмущения, раскрываются солнечные батареи и антенны, системы включаются в режим орбитального полета и проверяется состояние бортовых систем и агрегатов.

Автономный орбитальный полет в зависимости от решаемых КК задач может быть основным или промежуточным этапом; на нем, как и на других этапах, постоянно работают системы регенерации атмосферы, терморегулирования, электропитания, управления бортовым комплексом и др., т. е. все то, что составляет дежурный режим КК; как правило, периодически включаются радиосистемы, системы телеизмерений и телевидения; проводятся ориентация КК (или постоянно поддерживается) и маневры для изменения орбиты.

Сближение на орбите разделяется на дальнее и автономное.

Дальнее сближение - это процесс, состоящий из серии маневров (в течение одних или нескольких суток) и в силу достаточного запаса времени позволяющий ограничить импульсы и сократить расходы топлива. При дальнем сближении маневры рассчитываются по параметрам орбит сближающегося КК и цели (станции) и определяются или по данным наземных измерительных пунктов, или бортовыми навигационными системами.

Автономное сближение - процесс, проводимый в зоне, допускающей определение параметров относительного движения КК и цели, измерение которых ведет сближающийся КК как активный объект. На КК «Союз» и «Союз Т» в этих целях используются радиотехнические средства измерений, процесс сближения происходит автоматически. На КК «Аполлон» в процессе сближения участвовал экипаж, при этом использовались радиолиния для измерения дальности и ручные оптические средства (секстан) для измерения угловых параметров.

Причаливание и стыковка завершают этап сближения. Процесс причаливания начинается при относительном расстоянии в несколько сотен метров и характеризуется использованием для координатных перемещений двигателей причаливания и ориентации вместо основной двигательной установки, что позволяет не проводить развороты КК.

На КК «Союз» причаливание, как правило, проходит в автоматическом режиме, при этом экипаж контролирует процесс причаливания через оптический прибор - перископ и телевизионную систему путем наблюдения станции, установленных на ней сигнальных огней и стыковочной мишени; при необходимости эти же средства позволяют причаливать и в ручном режиме. На КК «Аполлон» причаливание проходило только в ручном режиме с наблюдением КА - цели и его стыковочной мишени через иллюминаторы и оптические приборы.

Процесс стыковки представляет собой последовательность механических операций, выполняемых стыковочным агрегатом под управлением бортовой автоматики и по командам экипажа. Начинаясь с касания и механического захвата (сцепки), процесс стыковки переходит б операции гашения энергии относительного движения, выравнивания осей стыкующихся объектов, стягивания, жесткой фиксации и герметизации стыка. На КК «Союз» и «Аполлон» в национальных программах использовались стыковочные агрегаты типа «штырь - конус», где конус играл роль приемного устройства и находился на пассивном КА. В программе «Союз» - «Аполлон» впервые были применены андрогинные стыковочные агрегаты, каждый из которых мог играть как пассивную, так и активную роль, что зависело только от принятого в программе полета решения.

Полет в пристыкованном положении в схемах обслуживания орбитальных станций, как правило, не требует от КК активных операций. В комплексе «Салют» - «Союз» КК «Союз» обычно переводится в режим консервации: большинство его систем и агрегатов отключены, и работают лишь системы поддержания необходимых условий в КК и контроля его состояния. На отдельных этапах полета возможно использование КК в режимах совместной его работы со станцией, например ориентации станции или изменения (подъема) орбиты за счет запасов топлива КК.

Возвращение экипажа на Землю - этап с тремя участками: торможение и сход с орбиты, спуск в атмосфере и приземление.

Спуск в атмосфере проходит в напряженных условиях: торможение за счет аэродинамических сил со значительными перегрузками и аэродинамическим нагревом (см. раздел 3.5).

Участок приземления критичен в силу неоднозначности и сложности условий посадки, которые определяются состоянием атмосферы (турбулентность и ветер), грунтом и рельефом (или волнением моря), раскачкой на парашюте и другими случайными факторами. Безопасность посадки обеспечивается анализом и нормированием условий приземления, соответствующим выбором параметров систем и контролем соблюдения принятых норм при оперативном планировании времени и места реальной посадки СА (более подробно см. главу 9).

Особенности дальних полетов пилотируемых КК определяются их целями и баллистическими схемами. Для полетов в пределах Солнечной системы КК, покидая орбиту спутника Земли, должен выполнить разгонный маневр с приращением скорости в пределах 3 - 8,4 км/с. Этот маневр аналогичен орбитальному, но резко отличается от него по энергетическим характеристикам. При таких импульсах скорости целесообразно использование специального разгонного блока, отделяемого после выполнения маневра, или последней ступени РН.

Скорость возвращения КК к Земле из дальнего полета выше первой космической, поэтому возможны две принципиально отличные схемы спуска КК на ее поверхность: прямой вход в атмосферу или переход на орбиту спутника Земли с последующим спуском с этой орбиты (см. раздел 3.5).

Целью межпланетных полетов является или выход на орбиту спутника планеты, или посадка на ее поверхность. Динамические этапы перехода на орбиту спутника, посадки, взлета и перехода на траекторию возвращения к Земле требуют очень больших энергетических затрат; они могут быть несколько уменьшены за счет использования для торможения при посадке аэродинамических сил вместо тяги двигательных установок при наличии у планеты атмосферы.

Важной особенностью дальних полетов является их большая продолжительность и дальность. Время только одностороннего перелета, например, к Марсу около года, а расстояние между орбитами Марса и Земли (по радиусу) примерно равно 78х106 км. В этих условиях необходимо проводить не только заранее запланированные маневры орбитальных переходов, но и коррекции орбит перелетов для исправления отклонений, появляющихся в силу накопления ошибок. Такие длительные полеты потребуют специального медико-биологического обеспечения, высокой надежности КК и решения многих проблемных вопросов разработки его систем и конструкции.

Схема полета

В основе схемы полета лежит план проведения динамических операций, необходимых для достижения целей полета, и план того его этапа (или этапов), где эти цели решаются. Например, схему полета КК «Союз» к станции «Салют» определяли маневры сближения и операция причаливания, а решение транспортной задачи (см. главу 4) завершалось стыковкой и переходом экипажа.

При разработке схемы полета большое значение имеют общее допустимое время полета КК и необходимые расходы топлива. Время полета может быть ограничено параметрами системы электропитания (см. раздел 3.3) и всегда ограничено запасами расходуемых для обеспечения жизнедеятельности экипажа материалов (см. главу 7). Потребные расходы топлива определяются планом маневров и затратами на проведение ориентации. В то же время топливо играет большую роль в массовом балансе КК. Так, для КК «Союз» в автономном полете (для ориентации и спуска) потребная масса топлива составляет примерно 4% массы КК, а в транспортной операции -11 - 12%. Поэтому план полета должен быть максимально экономным в отношении затрат топлива, практические запасы которого всегда ограничены необходимым для выполнения задач полета количеством с учетом дополнительных расходов на случай возникновения нештатных ситуаций, например повторная попытка причаливания или увеличение времени полета.

План полета также должен учитывать периоды работы и отдыха экипажа, характер и условия его деятельности (наблюдения, требующие ориентации КК, проведение экспериментов и т. д.).

На схему полета влияют как внешние условия (например, расположение терминатора - границы света и тени на поверхности Земли), так и особенности бортовых систем самого КК. Если на борту КК используется хотя бы для контроля оптический прибор ручной ориентации, необходимо, чтобы до начала орбитального маневра подстилающая поверхность Земли была освещена Солнцем, ибо лишь тогда экипаж сможет не только определить вертикаль, наблюдая горизонт, но и, видя бег предметов, контролировать курсовой угол КК. В автоматических системах ориентации, использующих датчик инфракрасной вертикали, в момент пролета над терминатором, когда Солнце выходит из-за горизонта и освещает датчик, возможны отклонения с нарушением ориентации, что может стать ограничивающим фактором, если в системе не предусмотрены защитные меры. Во многих случаях выдвигается требование освещенности на орбите, например в целях контроля стыковки по телевидению или освещения стыковочной мишени, что также является ограничением.

На схему полета влияют и возможности командно-измерительного комплекса, его состав и размещение. Станции слежения, расположенные на территории СССР, могут контролировать происходящее на борту КК только на 1/4 витка, и то не на всех витках. Поэтому ответственные этапы полета привязываются к «зонам видимости» станций слежения как для передачи на борт командно-уставочной информации, так и для контроля событий. В целях увеличения возможностей планирования и управления полетом используются специально оборудованные суда («Космонавт Юрий Гагарин» и др.), позволяющие следить за полетом на «невидимых» с наземных станций витках, а также связь через спутники-ретрансляторы.

Для поисково-спасательной службы важно, чтобы посадка происходила в светлое время суток, что ускоряет визуальное обнаружение СА и позволяет своевременно эвакуировать экипаж. Так, для КК «Союз» по окончании длительных полетов посадка планировалась не позднее чем за 1 ч до захода Солнца, хотя могла проводиться и в темноте. Аналогичные по своему характеру требования существовали и для КК «Аполлон».

Отмеченные выше факторы и ограничения дают представление о некоторых особенностях в разработке схем полетов. Влияние этих факторов существенно зависит от того, создается новый КК или рассматривается вариант полета уже существующего. При разработке нового КК выбор схемы полета является одним из элементов проектирования и, как правило, тесно связан с выбором основных параметров КК и РН, характеристик и состава бортовых систем, с определением требований к командно-измерительному комплексу и к наземным службам. При разработке новых схем полета уже существующих КК ограничения, вносимые особенностями РКС и наземных служб, играют, естественно, роль сдерживающих факторов.

В качестве примеров построения схем полетов ниже приведены три принципиально разных варианта схем, разработанных для автономного полета по орбите спутника Земли, полета на Луну и полета со сближением и стыковкой на орбите.

Автономный полет КК «Союз-22» имел целью исследование поверхности Земли путем фотографической съемки одновременно в шести областях спектра с помощью многозональной фотокамеры МКФ-6, разработанной учеными СССР и ГДР и рассчитанной на эксплуатацию в пилотируемом полете (эксперимент «Радуга»), Экипаж должен был со специального пульта включать камеру, устанавливать диафрагму и экспозицию, а также заменять кассеты.

Фотосъемка проводилась в режиме орбитальной ориентации (продольная ось КК направлена по касательной к орбите, боковая перпендикулярна ее плоскости) в течение ряда последовательных витков. Для размещения фотокамеры был разработан дополнйтельный отсек с иллюминатором, обращенным к Земле (в режиме орбитальной ориентации), установленный вместо стыковочного агрегата, а наклонение орбиты, учитывая географическое положение СССР, с традиционного 51.6 - 51,8° было изменено на 65°. Последнее привело к потере примерно 350 кг массы полезного груза РН, так как при старте в восточном направлении с увеличением наклонения уменьшается полезное влияние угловой скорости вращения Земли, но позволило сфотографировать большинство районов Советского Союза вплоть до широты Архангельска.

Рис. 3.1. Схема полета КК «Союз-22»:1 - участок выведения; 2 - орбита выведения; 3 - переходная орбита; 4 - первый импульс по формированию рабочей орбиты; 5 - второй импульс по формированию рабочей орбиты; 6 - рабочая орбита; 7 - импульс торможения; 8 - траектория спуска

Баллистическая схема этого полета была выбрана на основе изложенных решениЙ с учетом ряда условий и требований: старт и посадка в дневное время суток, в процессе съемки заданных территорий подстилающая поверхность должна быть освещена Солнцем, а полосы фотографирования вдоль трасс с учетом суточного смещения последних должны равномерно распределяться в направлении «восток-запад» по возможности с минимальными пропусками в низких и перекрытиями в высоких широтах. В результате расчетов была принята следующая баллистическая схема:

старт КК в 12 ч 48 мин 30 с по московскому времени 15 сентября 1976 г., т. е. в дневное время для космодрома Байконур и по трассе выведения;

высота рабочей орбиты в начале полета 280 (максимальная) и 250 км (минимальная), что с учетом времени старта обеспечивало условия фотографирования;

двухимпульсный переход (рис. 3.1) с орбиты выведения на рабочую орбиту на пятом витке с сообщением импульсов около и и 20 м/с с интервалом между ними примерно 43 мин;

спуск на первом витке девятых суток полета, с оставлением в резерве еще одних суток на случай появления непредвиденных ситуации, которые не позволили бы закончить полет в назначенный срок.

Для выполнения программы фотосъемок, являвшейся основной рабочей частью полета, КК из состояния закрутки (солнечными батареями на Солнце), т. е. из режима подзаряда буферных химических батареи, переводился в режим орбитальной ориентации. С подходом к намеченным территориям начинался сеанс фотосъемки, при этом в случае зон сплошного облачного покрова экипаж, контролируя обстановку, выключал камеру в целях экономии фотопленки. Продолжительность сеанса устанавливалась около 6 мин и более на каждом рабочем витке при 2 - 6 рабочих витках в сутки, кроме первых и восьмых суток, которые использовались на формирование орбиты и подготовку к спуску. На нерабочих витках КК находился в режиме закрутки на Солнце для восстановления запасов электроэнергии. На 17-м витке полета было проведено фотографирование горизонта Земли в предрассветное время, для чего КК переводился в режим инерциальной ориентации с разворотом иллюминатором фотокамеры на горизонт. Полет КК «Союз-22» был выполнен практически без отклонений от намеченной программы, при этом камерой МКФ-6 было сделано более 2000 шестизональных снимков.

Полет на Луну в рамках американской космической программы «Аполлон» (принята в 1961 г.), имевшей целью высадку людей на Луну и их возвращение на Землю, стал вопросом нацио-нального престижа США и потребовал около 25 млрд. дол.

При разработке программы «Аполлон» шло параллельное проектирование КК, РН и наземного комплекса. Ракета-носитель «Сатурн-V» разрабатывалась исходя из выведения на траекторию полета к Луне КК массой до 40 т (позднее до 47 т) или около 130 т на орбиту спутника Земли. В качестве основы баллистической схемы полета была принята схема с выходом на селеноцентрическую орбиту, делением КК на этой орбите на две части и посадкой на Луну только одной из них. Такое решение позволяло уменьшить количество топлива, потребного на посадку и взлет, и сбалансировать массовые характеристики в рамках полезной нагрузки одной РН «Сатурн-V». Таким образом, в состав пилотируемого комплекса для полета на Луну входили два летательных аппарата: собственно корабль «Аполлон», или лунный орбитальный корабль (основной блок), и лунный экспедиционный модуль (лунная кабина).

При выборе баллистической схемы полета из соображений безопасности предпочтение было отдано так называемым пролетным траекториям, с которых предусматривался переход на селеноцентрическую орбиту. Пролетные траектории в отличие от траекторий попадания гарантировали исключение падения на Луну в случае аварий после разгона до второй космической скорости. Кроме того, пролетная траектория могла быть выбрана и как траектория возвращения, обеспечивающая, по крайней мере, в номинале условия входа в атмосферу Земли. Переход на селеноцентрическую орбиту не только давал энергетический выигрыш, но и способствовал снижению напряженности в проведении операций и повышению безопасности полета (резерв времени для оценки ситуации, планирования дальнейших действий и выбора места посадки, проведение навигационных измерений, возможность при необходимости прервать полет и стартовать к Земле).

Динамические этапы и операции при полетах по программе «Аполлон» показаны на рис. 3.2.

Рис. 3.2. Схема полета на Луну по программе «Аполлон»: 1 - старт с Земли и выведение на орбиту; 2 - полет по промежуточной орбите; 3 - участок разгона к Луне; 4 - перестроение комплекса и отделение III ступени; 5 - полет к Луне; 6 - коррекция траектории; 7 - торможение и переход на селеноцентрическую орбиту; 8 - отделение лунного модуля; 9 - импульс перехода лунного модуля на эллиптическую орбиту; 10 - орбита ожидания КК «Аполлон»; 11 - торможение и посадка лунного модуля; 12 - старт с Луны и выведение на промежуточную орбиту; 13 - переход на круговую орбиту, сближение и стыковка; 14 - переход экипажа в КК «Аполлон», отделение лунного модуля и подготовка к старту; 15 - импульс перехода на траекторию возвращения; 16 - разделение корабля и вход командного модуля в атмосферу; 17 - спуск и приводнение

После выведения на промежуточную круговую орбиту (наклонение 32° и высота около 190 км) и проверки состояния комплекса он разгонялся с помощью III ступени РН «Сатурн-V» для перехода на траекторию полета к Луне (приращение скорости около 3 км/с). Затем происходило перестроение комплекса и отделение III ступени РН. В процессе полета к Луне выполнялись коррекции траектории. Переход на селеноцентрическую орбиту высотой 110 - 115 км примерно через 3 сут после старта осуществлялся за счет торможения с помощью двигателя лунного орбитального корабля (импульс около 0,8 км/с); на этой орбите проводилась подготовка систем к посадке и переход двух из трех астронавтов в лунный экспедиционный модуль.

После отделения от орбитального корабля лунный модуль с помощью силовой установки посадочной ступени переводился на переходную эллиптическую орбиту. В районе переселения на высоте 15 км (скорость около 1,7 км/с) вновь включался двигатель посадочной ступени, и лунный модуль переходил на участок снижения и выполнял посадку с вертикальной скоростью около 1 м/с.

При старте с Луны посадочная ступень лунного модуля оставалась на ее поверхности, а сам лунный модуль с помощью взлетной двигательной установки выводился на орбиту, где происходили его сближение и стыковка с орбитальным кораблем. После перехода экипажа, отделения лунного модуля и проверки систем орбитального корабля ему сообщался импульс около 1 км/с для возвращения к Земле, в процессе которого проводились коррекции с целью обеспечения необходимых условий (ограничений) при входе в атмосферу Земли со второй космической скоростью. За 15 мин до входа и примерно через 2,5 сут с момента старта с селеноцентрической орбиты орбитальный корабль разделялся, и спускаемый аппарат (командный модуль), совершив управляемый спуск в атмосфере, приводнялся в акватории океана. При длительности пребывания на Луне 21,5 ч весь полет занимал около 8 сут.

Рис. 3.3. Схема стартов по программе «Союз» - «Аполлон» с выведением КК «Союз» и «Аполлон» в одну плоскость: 1 - космический центр им. Кеннеди в момент старта КК «Союз»: 2 - космодром Байконур; 3 - плоскость орбиты КК «Союз»; 4 - старт КК «Аполлон» через 7,5 ч после старта КК «Союз»

Экспериментальный полет по программе «Союз» - «Аполлон» проводился в соответствии с заключенным в мае 1972 г. между СССР и США соглашением о сотрудничестве в исследовании и использовании «космического пространства в мирных целях.

В основе программы лежало создание совместимых средств сближения и стыковки и их проверка в экспериментальном полете с использованием пилотируемых КК «Союз» и «Аполлон».

В результате совместных проработок специалистами двух стран была принята следующая баллистическая схема полета (рис. 3.3): первым стартует КК «Союз» с космодрома Байконур (СССР) в северо-восточном направлении с выходом на орбиту наклонением 51,8°, что соответствует традиционному направлению стартов кораблей «Союз», а вторым - корабль «Аполлон» с Космического центра им. Кеннеди (м. Канаверал, США); при этом КК «Аполлон» выводится в плоскость орбиты КК «Союз», для чего время его старта должно соответствовать моменту, когда Космический центр им. Кеннеди вследствие вращения Земли войдет в плоскость орбиты КК «Союз». В процессе проработок вариантов схем полета было принято, что орбита встречи будет круговой с высотой 225 км, а сближение будет осуществлять КК «Аполлон».

Орбита выведения КК «Союз» имела минимальную высоту 188 км и максимальную 228 км; это потребовало для перехода на орбиту встречи проведения двух маневров (на 4-м и 17-м витках).

Орбита выведения КК «Аполлон» имела минимальную высоту 150 км и максимальную 167 км, а сближение должно было проходить по шестиимпульсной схеме, как в программе «Скайлэб».

Уникальность первой международной программы требовала максимальной вероятности встречи двух КК на орбите. Для этого был разработан план действий на случай, когда старт КК «Аполлон» откладывается, а КК «Союз» уже выведен на орбиту. Это могло произойти из-за капризов погоды во Флориде, где в летнее время часты грозы, или из-за технических неполадок в процессе стартовой подготовки. Названные факторы были учтены, и КК «Аполлон» получил пять стартовых возможностей (пять последовательных дат старта). При неполадках в наземной подготовке КК «Союз» его запуск и запуск КК «Аполлон» откладывались, т. е. назначалась новая дата старта.

По штатному плану полета сближение и стыковка намечались примерно через 2 сут после старта КК «Союз», расчетная длительность работы которого на орбите 6 сут. При полете космических кораблей в состыкованном состоянии (около 2 сут) планировались взаимные переходы членов экипажа из одного КК в другой, совместная их деятельность и отдых. После разделения КК в течение следующих суток в автономном полете должны были проводиться совместные эксперименты, а затем полет по своим независимым программам. При использовании КК «Аполлон» второй стартовой возможности на сближение отводились уже только 1 сут, при еще более поздних стартах потерянное время компенсировалось за счет сокращения сначала автономного, а потом и совместного полета. Таким образом, общая схема полета (рис. 3.4) выдерживалась при старте КК «Аполлон» в любой из оговоренных пяти дней.

Сложным вопросом было определение суточного времени старта КК и допустимого его отклонения, т. е. интервала времени старта, или стартового «окна». Для КК «Союз» существовали ограничения по времени приземления (не позднее чем за 1 ч до захода Солнца из условий эвакуации экипажа) и по планированию точки начала торможения при спуске (в течение 8 мин до включения двигателя полет должен проходить над освещенной поверхностью Земли для контроля экипажем правильности ориентации КК), а для КК «Аполлон» - по времени приземления (не позднее чем за 3 ч до захода Солнца), что связано с поиском СА в океане в случае аварии на участке выведения. После длительных проработок было выработано компромиссное решение: для КК «Аполлон» уменьшен запас светлого времени суток на поиск в Атлантическом океане, а для КК «Союз» снято ограничение по контролю ориентации на основном посадочном витке (первый суточный) с сохранением его на втором резервном. В результате этого появились «окна» старта, в которых эти ограничения увязывались. Для заранее намеченной основной даты начала полета (15 июля 1975 г.) старт КК «Союз» должен был состояться в 15 ч 20 мин по московскому времени с задержкой не более 10 мин, при этом «окна» старта были согласованы для всех дат по 15 июля 1976 г. включительно.

Рис. 3.4. Схема полета по программе «Союз» - «Аполлон»: 1,2 - старты КК «Союз» и «Аполлон»; 3, 4 - выведение на орбиту; 5 - маневры КК «Союз»; 6 - маневры КК «Аполлон»; 7 - стыковка и работа в состыкованном состоянии (2 сут); 8 - разделение; 9, 10 - спуск с орбиты КК «Союз» и «Аполлон»; 11 - посадка СА КК «Союз» на территории СССР; 12 - приводнение СА КК «Аполлон» в Тихом океане

При выборе времени и точки стыковки учитывалось, что для обеих сторон была желательна связь с КК через свои наземные станции при наиболее ответственных операциях в процессе сближения и стыковки, что на этапе причаливания КК должны находиться на светлой части орбиты, что стыковочная мишень КК «Союз» должна освещаться Солнцем, а сближение целесообразно проводить в «спокойном» темпе, т. е. не сжимать по времени. В итоге было принято решение, что в штатном случае стыковка произойдет 17 июля 1975 г. в 19 ч 15 мин по московскому времени в зоне видимости станции «Евпатория» за 10 мин до входа КК в тень.

Экспериментальный полет «Союз» - «Аполлон» был начат и развивался точно по намеченному плану. Программа «Союз» - «Аполлон», включавшая стыковку на орбите, отличалась от национальных программ рядом интересных особенностей: схемой полета при стартах из разных географических пунктов, определением «окон» старта, решением проблемы совместимости КК, планированием совместных действий и др.