Корабль "Аполлон"

Параллельно с работами по ракетам-носителям и автоматическим станциям создавался и сам "Аполлон". Максимально использовался предшествующий опыт пилотируемых кораблей. К анализу проектов привлекались специалисты, проектировавшие аппараты "Меркурий" и "Джемнни". Широко применялись уже отработанные технические решения, уделялось особое внимание надежности и безопасности полета. Разработка новых узлов и систем корабля производилась только тогда, когда этого нельзя было уже избежать. Конструкция корабля разрабатывалась максимально простой, с дублированием всех элементов, отказ которых мог привести либо к аварии, либо к трудностям выполнения программы полета. Разработчикам после утверждения соответствующих документов строго запрещалось вносить изменения в конструкцию и оборудование даже в том случае, если новое предложение казалось существенно более эффективным реализованного. Исключением из этого правила были предложения, повышавшие безопасность полетов. Так, в период между июнем 1967 г. и июлем 1969 г. было принято 1341 предложение подобного рода. Предельно упрощалось управление бортовыми системами, широко внедрялась автоматика. Сводились к минимуму связи между отдельными элементами ракетно-космического комплекса, поскольку при таком подходе существенно облегчались автономные испытания и проверки. Так, например, ракета-носитель "Сатурн-V" соединялась с кораблем "Аполлон" всего 100 электрическими проводами, большинство из которых предназначалось для системы обнаружения неисправностей; основной блок корабля с лунной кабиной был связан всего 36 проводами. Достаточно глубоко и разносторонне проводились испытания элементов ракетно-космического комплекса в наземных условиях. В полетах особое внимание уделялось отработке, которую по тем или иным причинам нельзя было осуществить в ходе наземных экспериментов (стыковка, расстыковка и пр.).

В работах по "Аполлону" определяющими были не столько научные, сколько инженерные подходы к решению проблем, поэтому и мнение инженеров об этих подходах, о планировании и пр. было приоритетным, ученым принадлежал лишь совещательный голос. Это объяснялось тем, что, по мнению руководителей программы, ученые склонны к чрезмерной осторожности, преувеличивают опасность и трудность полета, требуют бесконечных испытаний и проверок технических систем.

К этим работам были привлечены кадры как в правительственных организациях, так и в промышленных фирмах и соответствующих учебных заведениях, причем было налажено их тесное сотрудничество. Работы были незасекреченными, так что поток информации шел не только по вертикали (между ниже- и вышестоящими организациями), но и по горизонтали - между смежниками.

Корабль "Аполлон" состоял из основного блока и лунной кабины. Основной блок был разделен на отсек для экипажа и двигательный отсек. Лунная кабина состояла из посадочной и взлетной ступеней.

Основной блок предназначался для полета трех астронавтов на селеноцентрическую орбиту и последующего возвращения их на Землю. С помощью лунной кабины космонавты с селеноцентрической орбиты спускались на поверхность Луны, а затем после пребывания на ней возвращались на селеноцентрическую орбиту на взлетной ступени.

Масса "Аполлона" составляла примерно 43,6 т (номинальное значение) и несколько колебалась от одной модели к другой; лунная кабина весила 14,7 т. Масса топлива у корабля в целом - 29,4 т, у лунной кабины - 10,8 т. Длина корабля - 17,68 м, лунной кабины - 6,98 м, поперечный размер корпуса корабля и кабины - 4,29 м.

Отсек для экипажа основного блока являлся спускаемым (на Землю) аппаратом. Он имел форму конуса с округленной вершиной. Его посадка производилась на воду, хотя он мог садиться и на сушу. Для посадки иа твердую поверхность с одной стороны отсека для экипажа были предусмотрены специальные выступы, разрушающиеся при ударе и демпфирующие тем самым ударные нагрузки. Отсек экипажа и взлетая ступень были соединены между собой переходным тоннелем диаметром 0,8 м.

Система наведения и навигации основного блока автономная, предусматривавшая как участие астронавтов в управлении полетом, так и использование информации с Земли. При этом основным источником информации для бортовых систем служили данные наземных средств, осуществляющих траекторные измерения и расчеты, а также наземный центр управления полетом. За исключением операций по встрече на селеноцентрической орбите и операций по определению ориентации корабля с помощью бортовых инерциальных приборов во время маневров, все определения траектории производились на Земле. Эта система включала в себя бортовую ЦВМ, инерцнальный измерительный блок с гиростабилизированной платформой, сканирующий телескоп и секстант выставки гироплатформы, устройство для контроля работы системы на участке входа спускаемого аппарата в атмосферу Земли. В качестве резервного (аварийного) предусматривалось и ручное управление при спуске на Землю.

Ориентация и стабилизация космического аппарата "Аполлон" осуществлялись системой, подающей команды на включение и выключение микродвигателей и на отклонение маршевого ЖРД.

Особенностью энергообеспечения "Аполлона" являлось отсутствие панелей солнечных батарей. В двигательном отсеке основного блока располагались водородно-кислородные топливные элементы. Каждая из трех таких батарей вырабатывала среднюю мощность 1,42 кВт (максимальную - 2,2 кВт). Необходимую мощность для бортовых систем могли обеспечить всего две батареи, третья, следовательно, была резервной. В период потребления максимальной мощности в работу вступали серебряно-цинковые химические батареи. Когда двигательный отсек отделялся от спускаемого аппарата (отсека экипажа), оборудование и системы последнего работали от трех размещенных в нем химических батарей, две из которых обеспечивали энергией аппарат до посадки, а третья - после посадки.

В двигательном отсеке размещался маршевый ЖРД с баками для топлива. Его функция состояла в переводе аппарата с траектории полета к Луне на селеноцентрическую орбиту, коррекции этой орбиты к последующего перевода "Аполлона" на траекторию полета к Земле. Этот ЖРД, известный под индексом Эй-Джей-10-138, был разработан в 1962-1964 гг. для ракетной ступени "Транстейдж", использовавшейся в качестве верхней ступени на ракете-носителе "Титан-III". Первое огневое испытание двигателя состоялось в июле 1963 г. (при этом он имел обозначение Эй-Джей-10-137). Двигатель работал на двухкомпонентном самовоспламеняющемся топливе, представлявшем собой смесь четырехокисн азота (окислитель) и азрозина-50. Он имел тягу в пустоте 35,5 кН при давлении в камере 0,7 МПа. Большая геометрическая степень расширения сопла, равная 40, способствовала повышению удельного импульса, достигавшего в пустоте 2960 м/с. Двигатель был рассчитан на многократное включение в течение примерно 7 ч общей продолжительности работы. Камера сгорания и начальный участок сопла, включая его критическое сечение, имели абляционное охлаждение. Эти части были изготовлены (изнутри) из рефразилового волокна, пропитанного фепольной смолой, затем шел изоляционный слой из асбестового волокна, также пропитанного фе-нольной смолой, и наконец, сверху конструкция покрывалась внешним слоем из стекловолокна, пропитанного эпоксидкой смолой. Остальная часть сопла изготавливалась из жаропрочного сплава (ниобиевый сплав, в конце сопла - титановый сплав) и была неохлаждаемой (т. е. поступающее на его стенки тепло от газов излучалось в космос при допустимом уровне температур). Система подачи топлива вытеснительная. Наддув баков осуществлялся гелием. Смесительная головка камеры изготавливалась из алюминиевого сплава и имела несколько сотен отверстий для впрыска топлива. Отверстия располагались по концентрическим окружностям. Двигатель мог отклоняться в двух взаимно перпендикулярных плоскостях от нейтрального положения по углу тангажа на ±6° и по углу рыскания - на ±10°.

В двигательном отсеке размещалось также 16 вспомогательных ЖРД Р-4Д, служивших для нужд ориентации при маневрах, увода отсека после его разделения со спускаемым аппаратом и незначительной коррекции траектории. Эти двигатели были сгруппированы в четыре блока, в каждый из которых входили четыре крестообразно расположенных ЖРД.

Двигатель Р-4Д был создан фирмой "Марквардт" специально для космического корабля "Аполлон". Топливом для него служили четырехокись азота и аэрозин-50 (впоследствии монометилгидразин). Вообще следует отметить, что все двигатели "Аполлона" работали на одинаковом топливе. Двигатель работал в импульсном режиме и мог обеспечивать импульсы длительностью 0,01 с и частотой 30 с^-1. Номинальное значение тяги составляло 445 Н при давлении в камере 0,67 МПа. Такую тягу он мог развивать только при непрерывной работе длительностью 1 с. Удельный импульс в непрерывном режиме работы составлял 2750 м/с, в импульсном режиме эта величина снижалась. Двигатель имел массу 2,3 кг, высоту - 34 см, диаметр - 16,5 см. Был он довольно прост - в его состав входило всего 70 деталей.

На спускаемом аппарате применялись 12 ЖРД СЕ-8, служивших для его ориентации при спуске. Эти двигатели входили в состав двух автономных систем, каждая из которых содержала по 6 таких ЖРД.

Двигатель обладал тягой 450 Н и работал в импульсном режиме. Он имел абляционное охлаждение и вытеснительную систему подачи топлива.

Спускаемый аппарат был снабжен двумя тормозными, тремя вытяжными и тремя основными парашютами, а также двумя надувными баллонами для поддержания аппарата на плаву в нужном положении.

Система жизнеобеспечения поддерживала достаточно комфортную температуру в отсеке для экипажа (21-27° С). Кабина заполнялась почти чистым кислородом (2% азота) при давлении 0,035-0,039 МПа, относительная влажность находилась в пределах 40-70%.

Свободный объем кабины составлял 6,1 м³. В кабине размещались три кресла для членов экипажа. Система жизнеобеспечения была рассчитана на работу в течение примерно 11 сут, а также на дополнительные 4 сут на случай аварийной ситуации.

Посадочная ступень лунной кабины после выполнения своей задачи оставалась на Луне. Она имела шасси, на концах которых были предусмотрены тарельчатые опоры диаметром 0,9 м. На этих опорах были расположены специальные отламывающиеся при посадке щупы. С их помощью регистрировался факт контакта с поверхностью Луны и подавалась команда на выключение двигателя посадки. Длина каждого щупа в развернутом положении 1,7 м. Каждая стойка шасси могла укорачиваться на 0,8 м, что позволяло лунной кабине занимать горизонтальное положение, даже если эти стойки попадали на разные уровни лунного грунта. Электропитание посадочной ступени обеспечивалось четырьмя серебряно-цинковыми батареями. Эта ступень была обеспечена ЖРД, разработанным в 1963-1967 гг. В 1970 г. он был усовершенствован для космического корабля "Аполлон". Двигатель работал на четырехокиси азота и аэрозине-50. Его средний удельный импульс в вакууме составлял 2990 м/с, давление в камере - 0,73 МПа, геометрическая степень расширения сопла равнялась 54. Система подачи топлива вытеснительная, наддув баков производился гелием. На внутренней поверхности стенки камеры создавался избыток горючего для ее внутреннего охлаждения. Двигатель крепился к лунной кабине на карданном подвесе и мог отклоняться в двух взаимно перпендикулярных плоскостях на угол ±6°. Масса двигателя - 174 кг, длина - 2,3 м, диаметр выходного сечения сопла - 1,5 м. Этот ЖРД был рассчитан на многократные (до 20 раз) включения, его ресурс составлял 1000 с. Камера сгорания изготовлена из титанового сплава с внутренним абляционным покрытием на основе фенольной смолы, армированной двуокисью кремния. Неохлаждаемый насадок на сопло был изготовлен из ниобиевого сплава и разрушался при посадке аппарата на Луну. С помощью этого двигателя лунная кабина меняла круговую селеноцентрическую орбиту на эллиптическую и в результате последующего торможения осуществляла посадку на поверхности Луны.

На взлетной ступени размещалась кабина для астронавтов свободным объемом 4,5 м³, соединенная одним люком с отсеком экипажа основного блока. Второй люк служил для выхода астронавтов на поверхность Луны. Лунная кабина снабжалась системой наведения и навигации, включавшей в себя бортовую ЦВМ, пульт управления с системой отображения информации, инерци-альный измерительный блок, перископический телескоп, радиолокатор, обеспечивавший посадку лунной кабины на Луну, радиолокатор, предназначенный для обеспечения встречи взлетной ступени с основным блоком "Аполлона", приемоответчик дальномера и пять блоков согласования данных.

Для обеспечения старта с Луны на взлетной ступени располагался ЖРД PC-18 фирмы "Белл". Он работал на том же топливе, что и остальные двигатели "Аполлона". Его тяга в пустоте составляла 15,6 кН, удельный импульс - 3043 м/с при давлении в камере 0,84 МПа. Система подачи топлива вытеснительная. Камера имела абляционное охлаждение и, кроме того, охлаждалась изнутри горючим, подававшимся в пристеночный слой продуктов сгорания через периферийный пояс отверстий в головке.

Испытания отдельных элементов корабля в полете начались и проводились по мере готовности этих элементов или их макетов. Первый эксперимент, который условно можно отнести к летным, был проведен 7 ноября 1963 г. При этом была осуществлена отработка системы аварийного спасения экипажа (САС) при возникновении аварийной ситуации на стартовом столе. В мае 1964 г. эта же система отрабатывалась при имитации аварии в полете. Для проведения эксперимента макет основного блока с системой аварийного спасения был запущен по баллистической траектории с помощью ракеты "Литтл Джо-2". В ходе полета был осуществлен отстрел макета с помощью этой системы. Подобного рода эксперименты проводились регулярно до апреля 1968 г. При этом решались такие задачи: изучались условия выведения основного блока и САС на геоцентрическую орбиту, отрабатывалась САС при максимальном скоростном напоре, на большой высоте, при потере ориентации, изучался вход в атмосферу, отрабатывались лунная кабина, система обнаружения неисправностей. Для экспериментов использовались макет основного блока, его экспериментальный образец, лунная кабина, а также ракеты "Лнттл Джо-2", "Сатурн-I", "Сатурн-IБ" и "Сатурн-V".

Первый пуск, обозначенный как "Аполлон-I", состоялся 26 февраля 1966 г., когда был запущен экспериментальный образец основного блока и САС. Затем последовали аналогичные запуски беспилотных "Аполлонов-II-VI".

Запуски кораблей с экипажами на борту качались несколько позже, чем предусматривалось первоначально, поскольку 17 января 1967 г. из-за пожара в кабине "Аполлона" во время наземных экспериментов погибли три астронавта: В. Гриссом, Э. Уайт и Р. Чаффк.

Беспилотные полеты "Аполлона" были окончены в апреле 1968 г. За ними началась серия полетов с экипажами на борту.