Двухнырковая схема посадки спускаемого аппарата

Добавил пользователь Владимир З.
Обновлено: 19.09.2024

Советская программа лунных пилотируемых полётов — ряд проектов и две параллельно выполнявшиеся в СССР программы (лунно-облётная и лунно-посадочная), имевшие своей целью исследование Луны с помощью пилотируемых космических кораблей. Была важным элементом советской космической программы и длительное время была важнейшим проектом по своему значению и приоритетности [1] .

Из-за соперничества между разными конструкторскими бюро проекты аналогичного предназначения одновременно и параллельно разрабатывались в двух, а то и трёх из них. Так, разные варианты лунного корабля разрабатывались в КБ С. П. Королёва и В. Н. Челомея, а сверхмощный носитель для полёта на Луну — в КБ Королёва, Челомея и М. К. Янгеля. Подобное состояние дел было следствием плохой координации лунной программы и приводило к ненужному распылению сил и средств. Такое объяснение причин внезапного срыва лунной программы стало основной версией историков Российской Федерации [2] . Тем не менее, самим брежневским руководством СССР никогда официально не назывались причины сворачивания лунной программы. По крайней мере — на данный момент нет никаких документально подкреплённых объяснений причин ключевыми руководящими фигурами программы.

Технические параметры: вес
Корабля — 43,9 т,
Отсек экипажа — 5,6 т,
Двигательный отсек — 23,2 т,
Лунная кабина — 15,1 т.
Масса посадочной ступени, включая топливо: 10334 кг
Масса взлётной ступени, включая топливо: 4670 кг

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.
Подробнее тут
Мухин
Итого: Чтобы затормозить космический корабль весом 20,7 т (15,1+5,6) использовался двигательный отсек весом 23,2 т.

17.11.1967 - эскизные проекты по ракете УР-700 и лунному кораблю ЛК700
УР-700-ЛК700
Первые три ступени ракеты-носителя УР-700 должны была выводить на околоземную орбиту полезный груз массой 151 тонну в составе разгонного блока и корабля ЛК700 с двумя космонавтами на борту.
При подлете к Луне на высоте 200-500 км включается тормозной двигатель (11Д23), который уменьшает вертикальную скорость до 30 м/с на высоте 4,3 км, после чего выключается. Далее снижение вплоть касания поверхности осуществляется с помощью небольших двигателей 11Д416, использовавшихся на перелете для коррекции.
Масса корабля ЛК700 на трассе перелета составляла 50,5 тонн.
Масса корабля ЛК700 на поверхности Луны — 17,1 тонны.
Масса корабля при старте с Луны — 14,8 тонны.
Масса корабля при подлете к Земле — 5,8 тонны.
Масса возвращаемого аппарата — 3,1 тонны.
В конце концов, 31 декабря 1970 года, уже после высадки американцев на Луну, все работы по ракете УР-700, лунному корабля ЛК700 и двигателю РД-270 были прекращены.
Итого: Чтобы затормозить космический корабль весом 17,1 т со скорости 11 км/с до нуля нужен ракетный блок весом 33,4 т.

ЛК-700: экипаж — 2 чел., длина — 15,0 м, диаметр — 2,9 м.
1 — СА, 2 — блок возврата к Земле, 3 — посадочный блок, 4 — опоры шасси, 5 — тормозной ракетный блок.

Торможение со скорости 11 км/с для посадки на Луну
ЛК-700
5 — тормозной ракетный блок
Чтобы затормозить космический корабль весом 12,5 т до нуля нужен ракетный блок массой 37,5 т
Трехпусковая схема
Чтобы затормозить космический корабль весом 21 т до нуля нужен ракетный блок массой 40 т

Приведённый ознакомительный фрагмент книги Пепелацы летят на Луну. Большой космический обман США. Часть 10 предоставлен нашим книжным партнёром — компанией ЛитРес.

С чего же начать? Может вот с этого? Нет! Пожалуй, начнем вот с чего.

Был теплый апрельский день. Близилась годовщина великой Победы. И дата была круглая (почти как сейчас), 25 лет Победы в Великой Отечественной войне.

Вернемся же к нашим фашистам и космонавтам. Уж не знаю, кто, как отмечал 25 лет смерти великого Рузвельта, но бывший штурмбанфюрер СС фон Браун в этот день занимался подготовкой к отправке трех американских парней на Луну.

Однако момент умерщвления астронавтов все время переносили, видимо пока не знали, на какой именно стадии они должны были встретить героическую смерть.

Их смерть была бы выгодна всем, ну кроме самих несчастных! Никто из них точно не хотел умирать.

Кому и зачем? Это два очень хороших вопроса.

Для того, чтобы на них ответить, мы добавим к списку вопросов еще несколько:

1) чем занимались советские суда в южных широтах Индийского океана летом и осенью 1968 года;

Не торопитесь, всему свое время.

Рис.2 Двойное погружение в атмосферу: 1 — первый вход в атмосферу; 2 — выход из атмосферы; 3 — второй вход в атмосферу; 4 — посадка; 5 — условная граница атмосферы; 6 — коридор входа.

Но, и это еще не все [4] : «Однако обеспечение точного места посадки при этом затруднительно, поскольку, при отклонении скорости на 0,001 (около 8 м/с) от расчетной приводит к отклонению дальности точки вторичного входа в атмосферу на 300 км, а отклонение угла наклона траектории на 0,1°, к отклонению дальности на 180 км. Чтобы эта неопределенность уменьшилась, траектория должна иметь как можно больший угол наклона в точке вылета из атмосферы. Правда, величина этого угла ограничивается запасом аэродинамического качества спускаемого аппарата, а также допустимым пределом максимальных перегрузок (в ином случае будут более глубокие погружения в атмосферу на первом участке). На промежуточном участке полета управление аппаратом невозможно, и поэтому накопленное отклонение по дальности сможет быть скомпенсировано только на участке второго погружения в атмосферу.

На самом деле, в отчете АН СССР под редакцией И. И. Шунейко [1] наши просто пририсовали американцам вторую точку приводнения. У наших, видимо, в голове не укладывалось, что США не учитывали нештатную зону баллистической посадки.

(здесь r — радиус-вектор точки, r = ro+Hвх; μ — гравитационный параметр Земли)

r•v•cos (θ) =const — второй закон Кеплера;

v²/2 — μ/r =const — закон сохранения энергии;

Нам не известны vп и rп в точке перигея, но известно, что в точке перигея θперигей = 0

rвх • vвх • cos (θвх) =rп • vп

vвх²/2 — μ/rвх =vп²/2 — μ/rп

Далее система двух арифметических уравнений с двумя неизвестными сводится к квадратному уравнению:

rп² • (vвх²/2 — μ/rвх) + rп • μ — vвх² • rвх² • cos² (θ) /2 = 0

Сделаем оценку параметра: пусть плотность атмосферы ρ = ρ₀ • exp ( — h / h₀); h₀= ~ 7170 м;

Это означает, что средний профиль траектории Аполлона при прочих равных условиях, для достижения одинаковых перегрузок, должен быть выше на ~2,9 км.

Итак, мы рассчитали параметры коридора входа для СА Аполлон как множество эллиптических орбит с перигеем в диапазоне от 44,9 км (42+2,9) до 58,9 км (56+2,9) при средней линии 51,9 км (49+2,9).

Рис.5. Двойное погружение и прыжок в документах НАСА.

Вопросам реализации численного моделирования спуска капсулы в атмосфере, и сравнению данных разных программ, а также табличным данным атмосферы я решил уделить специальную главу-приложение.

Для того чтобы лететь к Луне космонавтам, вообще затевать пилотируемые полеты со скоростями порядка второй космической ~11 км/с и выше, нужна одна малость. Сущая безделица: возможность вернуться на Землю. И желательно живыми. При спусках даже с первой космической скоростью ~7,8 км/с и даже при минимальных углах входа, спуск симметричной неориентируемой капсулы сопровождается перегрузками до 9 g.

И хотя они не являются смертельными, тем не менее, опасны для здоровья космонавтов, и по возможности желательно их избегать. Модель дана с учетом поправки влияния боковой силы на максимальную перегрузку, которую испытывают астронавты.

Так как у читателей могут возникнуть вопросы, я решил проиллюстрировать вышесказанное графическими построениями численных расчетов при разных параметрах. Красным цветом показана траектория полета, синим значение текущей перегрузки в [м/с²]. На графике показана траектория спуска капсулы при угле входа — 6,5° и параметром управления по крену, исходя из расчетной дальности ~2260 км или ~1220 морских миль. Перегрузка достигла 9,04 g.

Когда ставилась задача расчета спуска в атмосферу со второй космической скоростью, то выяснилось, что даже в случае попадания в очень узкий коридор шириной в 1° то и в таком случае перегрузки будут выше 10 g. На практике они, достигнут значений порядка 15 g ÷ 20 g.

Не надо думать, что такая идея была достоянием только советских ученых.

При чем, что особо интересно — корабль А-7 при возвращении с орбиты ИСЗ имел длину тормозного участка порядка ~3000 км. То есть больше, чем у всех Аполлонов, кроме А-9. Но и тот дальше орбиты ИСЗ не летал.

ОПИСАНИЕ МОДЕЛИ АВТОРА

Модель атмосферы была взята согласно справочного издания Министерства обороны СССР.

Модель для численного счета описывается следующим образом (управление по дальности и боковому маневру реализовано через управление по каналу крена капсулы):

ρ= ρ (h) — плотность воздуха; S — рабочая поверхность капсулы; μ — гравитационный параметр Земли;

C_x C_у — аэродинамические коэффициенты осевой и нормальной силы;

Силы, записанные в соответствующем виде для скоростной системы координат:

Q=C_x*S*ρ (h) *v²/2m — осевая сила сопротивления, приведенная на массу капсулы;

N=C_y*S*ρ (h) *v²/2m — нормальная (подъемная) сила, приведенная на массу капсулы;

P_у=N*cos (γ) — результирующая нормальная сила с учетом параметра управления по крену cos (γ)

Связь для субъективно ощущаемой перегрузкой такова: n= (Q + P_y + P_z) /m — векторное равенство; при этом необходимо учесть, что боковая проекция нормальной силы P_z=N*sin (γ) хотя и не участвует в уравнениях движения в плоской модели (Х,У), но важна для целей определения максимальной перегрузки.

Перегрузка в единицах [м/с 2 ] a’ = n ; или в относительных единицах n= a’ /g0; при этом ускорение ц.м. капсулы в координатах ХУ равно:

a= (Q + P_y + W) /m; где сила тяжести W=mg;

Для прямоугольной системы координат Х,У (начало СК связано с центром Земли, ось У проведена через точку входа в атмосферу, ось Х перпендикулярна У и лежит в плоскости спуска капсулы) проекции на оси Х,У (здесь мы для простоты опускаем боковую проекцию Z и ведем расчет только в плоскости Х,У):

При этом учитываем следующую связь переменных:

При численном решении системы уравнений использовался метод Адамса четвертого порядка вида:

Шаг счета h=0,1 сек. Погрешность решения, найденного многошаговым методом, оценивается как y_i — y_i* 4 ).

ВТОРАЯ МОДЕЛЬ РАСЧЕТА

Работа с программой начинается с введения исходных данных. Все данные автор ввел аналогично собственной программе, за исключением параметра управления К.

Вместо К=0,136 пришлось взять К=0,152 для достижения нужной дальности ~2250 км. Данные вносятся в формочку в таком виде:

Vehicle: m (kg) 5560; S (m2) 11,9; Cx 0,85; K 0,152.

Initial conditions: H (km) 120; V (m/s) 11030; a-6,5S; imulation parameters Dt 1.

Constants: g (stand) 9,8068; g (polar) 9,8322; Earth radius (km) 6378 m 4,0E+14; Air density 1,29.

Landing Time (s) 9,02; Range (km) 2251.

После внесения данных рядом с таблицей программа рисует диаграммы траектории, ускорения и скорости капсулы в каждой точке полета, а также текстовый транскрипт эволюции полета.

ОБСУЖДЕНИЕ РЕЗУЛЬТАТОВ РАСЧЕТА

Так как у читателей возникали вопросы, я решил проиллюстрировать вышесказанное графическими построениями численных расчетов при разных параметрах.

Красным цветом показана траектория полета, синим — значение текущей перегрузки в [м/с²].

На графике показана траектория спуска капсулы.

С учетом угла входа — 6,5° и параметров управления по крену, исходя из расчетной дальности ~2260 км.

Как видите, максимальная перегрузка достигла 9,04 g.

Согласно данных текстового транскрипта, на 81-й секунде отмечено прохождение максимума перегрузки а=99 м/с² или ~10 g при скорости 9 км/с на высоте 54,3 км.

Вторая программа не позволяет делать расчеты траекторий спуска длиннее 7000 км.

Поэтому был взят расчет семитысячного прыжка. Согласно данных текстового транскрипта, на 90-й секунде отмечено прохождение максимума перегрузки а=57,5 м/с² или ~5,8 g при скорости 9,7 км/с на высоте 59,7 км. Для сравнения: в авторской программе максимум достигался на 100-й секунде при скорости 9,7 км/с на высоте ~55,8 км.

Значение перегрузки а=~47,6 м/с² или ~4,9 g. Имеется также второй максимум а=48,3 м/с² или ~4,9 g на 1150-й секунде перед самой посадкой на высоте 43,2 км и скорости 4,3 км/с.

КРАТКОЕ РЕЗЮМЕ ПО ИТОГАМ РАСЧЕТОВ.

Есть один нюанс, на который бы хотелось обратить внимание. Дело в том, что крутизна траектории определяется не самим углом, а комбинацией угол входа — высота счисления угла. Из-за того, что Земля круглая, один и тот же угол входа на разных высотах отвечает разным траекториям.

Скажем, при входе с углом — 6,5° на высоте отсчета 120 км (или 400.000 футов), траектория пересекает высоту ~90 км (или 300.000 футов) уже под углом — 5,3°. Таким образом — 6,1°/120 км и — 5,3°/91 км это одно и тоже.

Я решил произвести расчет спуска на стандартную дальность при условии, что угол отсчитывается от высоты 90 км. И вот что получилось (не правда ли — точная копия рис.2):

Красным цветом показана траектория полета в [км], синим — значение текущей перегрузки в [м/с²]. Угол входа — 6,5° на высоте 90 км при скорости 11025 м/с. Как видно из графика — максимальная перегрузка 13,5 g. Не сложно заметить, что подтасовка контрольных высот отсчета углов входа в атмосферу вполне могла быть на руку НАСА, ибо 13,5 g это уже очень и очень, как говорил Свирид Петрович Голохвастов.

Если же ставить задачу минимального рассеивания, то тогда не нужен и мощный океанский флот, не нужна разветвленная поисково-спасательная служба ВМФ. Правда, из-за перегрузок свыше 20 g мы можем начать терять астронавтов.

Зато капсула гарантировано упадет рядом с каким-нибудь авианосцем с минимальным рассеиванием!

Вот мы и разобрались с первым вопросом. Остался второй.

На рис.7: Оптико-механическая панорамная телекамера.

Панорамная развертка окружающего пространства производится в этих камерах с помощью сканирующего зеркала, совершающего колебательное и вращательное движения от электродвигателя и кулачкового механизма. Светоприемником, элементом, преобразующим свет в электрический сигнал, служит малогабаритный фотоэлектронный умножитель (ФЭУ). Световой поток от объекта передачи отклоняется зеркалом и, прежде чем попасть на ФЭУ, собирается объективом и проходит через установленную в его фокусе диафрагму. Диафрагма вырезает часть потока, соответствующую одному элементу изображения. Таким образом, размеры диафрагмы определяют угловую разрешающую способность и четкость изображения. Параметры изображения: 500 элементов х 6000 строк в полной панораме. Камера выполнена в виде цилиндра размером 80 х 205 мм, состоящего из корпуса 1, имеющего крепежный фланец 2 и электрический герморазъем 3, и колпака 4 с окнами, затянутыми тонкой прозрачной пластмассовой пленкой 5. На колпаке установлены стравливающий клапан 6 для выравнивания давления внутри и снаружи камеры и теплоизоляционная накладка 7.

Внешний вид малокадровой телевизионной системы.

Малокадровая телевизионная камера является полностью электронным телепередающим устройством и выполнена на передающей трубке типа видикон. Основное отличие видикона, используемого в данной малокадровой системе, состоит в способности сравнительно длительного и регулируемого запоминания (от 3 до 20 сек) сигналов изображения. При этом передающая камера работает в режиме короткого экспонирования слоя с помощью затвора. Электромеханический затвор, установленный перед видиконом, имеет основную выдержку 1/25 сек: при такой выдержке не происходит заметного смазывания изображения во время движения лунохода.

Угол зрения камеры в горизонтальной плоскости составляет около 50°, а в вертикальной 38°, причем ось визирования камер наклонена вниз на 15°. Телевизионное изображение передавалось на Землю на несущей частоте 750 кГц. Система обеспечивала сквозную четкость изображения около 400 линий для объектов с высоким контрастом и 300 линий для малоконтрастных. На краях поля четкость падала примерно на 50 линий. Узкополосный телевизионный сигнал, передаваемый малокадровой системой, после преобразования в стандартные параметры, подавался на видеоконтрольные устройства пульта управления для водителей, штурманов и других членов экипажа, непосредственно управляющих движением лунохода с Земли. Одновременно изображение транслировалось группе научно-технического руководства, а также в Координационно-вычислительный центр.

Дорого бы дали американцы, чтобы узнать, была там телекамера, или не была? А если была, то могла она зафиксировать самые критические фазы полета, или нет?

Теперь, просуммировав все сказанное, давайте делать выводы:

1) существует масса нестыковок как фактического материала (флаги на ветру, пыль столбом, свет и тени со всех сторон), так и организационного порядка (недостаточность мер безопасности для пилотируемой миссии, странная организация поиска и спасения и т.д.);

Дальше вы знаете: бюллетени в стиле здоровье умирающего Арафата, публику готовят к тому, что экипаж может не вернуться на землю. Потом видимо прикинули, что три труппа, как ни крути, это комиссия по расследованию. Будут проверки. Еще не дай Бог, докопаются до правды. Видимо решили, что народ попугали достаточно, и можно астронавтов вытащить из-за кулис.

Ссылки. Используемая Литература:

2.Использованы официальные фото из коллекции НАСА.

Любопытно, но в изначальных планах и "Союзы" и "Аполлоны" должны были стать аппаратами второго поколения. Но в США достаточно быстро осознали, что между последним полетом "Меркурия" и первым полетом "Аполлона" пройдет несколько лет, и для того, чтобы это время не пропало зря, была запущена программа "Джемини". А СССР ответил на "Джемини" своими "Восходами".

Также, для обоих аппаратов главной целью была Луна. США не жалели денег на лунную гонку, потому что до 1966 года СССР имел приоритет во всех значимых космических достижениях. Первый спутник, первые лунные станции, первый человек на орбите и первый человек в открытом космосе - все эти достижения были советскими. Американцы изо всех сил стремились "догнать и перегнать" Советский Союз. А в СССР задача пилотируемой лунной программы на фоне космических побед затмевалась другими насущными задачами, например, надо было догонять США по количеству баллистических ракет. Пилотируемые лунные программы - это отдельный большой разговор, а здесь мы поговорим про аппараты в орбитальной конфигурации, такой, в какой они встретились на орбите 17 июля 1975 года. Также, поскольку корабль "Союз" летает много лет и претерпел множество модификаций, говоря о "Союзе", мы будем иметь в виду версии близкие по времени к полету "Союз-Аполлона".

Средства выведения

Ракета-носитель, про которую обычно редко вспоминают, выводит космический корабль на орбиту и определяет многие его параметры, главными из которых будут максимальный вес и максимальный возможный диаметр.

В СССР для вывода нового корабля на околоземную орбиту решили использовать новую модификацию ракеты семейства "Р-7". На РН "Восход" заменили двигатель третьей ступени на более мощный, что увеличило грузоподъемность с 6 до 7 тонн. Корабль не мог иметь диаметр больше 3 метров, потому что в 60-х годах аналоговые системы управления не могли стабилизировать надкалиберные обтекатели.

Слева схема РН "Союз", справа - старт корабля "Союз-19" миссии "Союз-Аполлон"

В США для орбитальных полетов использовалась специально разработанная для "Аполлонов" РН "Saturn-I" В модификации -I она могла вывести на орбиту 18 тонн, а в модификации -IB - 21 тонну. Диаметр "Сатурна" превышал 6 метров, поэтому ограничения на размер космического корабля были минимальными.

Слева Saturn-IB в разрезе, справа - старт корабля "Apollo" миссии "Союз-Аполлон"

По размерам и весу "Союз" легче, тоньше и меньше "Аполлона". "Союз" весил 6,5-6,8 т. и имел максимальный диаметр 2,72 м. "Аполлон" имел максимальную массу 28 т (в лунном варианте, для околоземных миссий топливные баки были не полностью залиты) и максимальный диаметр 3,9 м.

Внешний вид

"Союз" и "Аполлон" реализовывали ставшую уже стандартной схему деления корабля на отсеки. Оба корабля имели приборно-агрегатный отсек (в США он называется сервисным модулем), спускаемый аппарат (командный модуль). Спускаемый аппарат "Союза" получился очень тесным, поэтому на корабль был добавлен бытовой отсек, который также мог использоваться как шлюзовая камера для выхода в открытый космос. В миссии "Союз-Аполлон" американский корабль также имел третий модуль, специальную шлюзовую камеру для перехода между кораблями.

"Союз" по советской традиции запускался целиком под обтекателем. Это позволяло не заботиться об аэродинамике корабля на выведении и располагать на наружной поверхности хрупкие антенны, датчики, солнечные батареи и прочие элементы. Также, бытовой отсек и спускаемый аппарат покрыты слоем космической теплоизоляции. "Аполлоны" продолжали американскую традицию - аппарат на выведении был закрыт лишь частично, носовую часть прикрывала баллистическая крышка, выполненная конструктивно вместе с системой спасения, а с хвостовой части корабль был закрыт переходником-обтекателем.

"Союз-19" в полете, съемка с борта "Аполлона". Темно-зеленое покрытие - теплоизоляция

"Аполлон", съемка с борта "Союза". На маршевом двигателе, похоже, местами вспучилась краска

"Союз" более поздней модификации в разрезе

"Аполлон" в разрезе

Форма спускаемого аппарата и теплозащита

Спуск корабля "Союз" в атмосфере, вид с земли

Спускаемые аппараты "Союза" и "Аполлона" похожи друг на друга больше, чем это было в предыдущих поколениях космических кораблей. В СССР конструкторы отказались от сферического спускаемого аппарата - при возвращении с Луны он потребовал бы очень узкого коридора входа (максимальная и минимальная высота, между которыми нужно попасть для успешной посадки), создал бы перегрузку свыше 12 g, а район посадки измерялся бы десятками, если не сотнями, километров. Конический спускаемый аппарат создавал подъемную силу при торможении в атмосфере и, поворачиваясь, менял ее направление, управляя полетом. При возвращении с земной орбиты перегрузка снижалась с 9 до 3-5 g, а при возвращении с Луны - с 12 до 7-8 g. Управляемый спуск серьезно расширял коридор входа, повышая надежность посадки, и очень серьезно уменьшал размеры района посадки, облегчая поиск и эвакуацию космонавтов.

Расчет несимметричного обтекания конуса при торможении в атмосфере

Спускаемые аппараты "Союза" и "Аполлона"

Диаметр 4 м, выбранный для "Аполлона", позволил сделать конус с углом полураствора 33°. Такой спускаемый аппарат имеет аэродинамическое качество порядка 0,45, а его боковые стенки практически не нагреваются при торможении. Но его недостатком были две точки устойчивого равновесия - "Аполлон" должен был входить в атмосферу ориентированным дном по направлению полета, потому что в случае входа в атмосферу боком, он мог перевернуться в положение "носом вперед" и погубить астронавтов. Диаметр 2,7 м для "Союза" делал такой конус нерациональным - слишком много места пропадало впустую. Поэтому был создан спускаемый аппарат типа "фара" с углом полураствора всего 7°. Он эффективно использует пространство, имеет только одну точку устойчивого равновесия, но его аэродинамическое качество ниже, порядка 0,3, а для боковых стенок требуется теплозащита.

В качестве теплозащитного покрытия использовались уже освоенные материалы. В СССР применяли фенол-формальдегидные смолы на тканевой основе, а в США - эпоксидную смолу на матрице из стеклопластика. Механизм работы был одинаковый - теплозащита обгорала и разрушалась, создавая дополнительный слой между кораблем и атмосферой, а сгоревшие частицы принимали на себя и уносили тепловую энергию.

Материал теплозащиты "Аполлона" до и после полета

Двигательная система

И "Аполлоны" и "Союзы" имели маршевые двигатели для коррекции орбиты и двигатели ориентации для изменения положения корабля в пространстве и выполнения точных маневров по стыковке. На "Союзе" система орбитального маневрирования была установлена впервые для советских космических кораблей. По каким-то причинам конструкторы выбрали не очень удачную компоновку, когда маршевый двигатель работал от одного топлива (НДМГ+АТ), а двигатели причаливания и ориентации - от другого (перекись водорода). В сочетании с тем, что на "Союзе" баки вмещали 500 кг топлива, а на "Аполлоне" 18 тонн, это привело к разнице запаса характеристической скорости на порядок - "Аполлон" мог изменить свою скорость на 2800 м/с, а "Союз" только на 215 м/с. Больший запас характеристической скорости даже недозаправленного "Аполлона" делал его очевидным кандидатом на активную роль при сближении и стыковке.

Корма "Союза-19", хорошо видны сопла двигателей

Двигатели ориентации "Аполлона" крупным планом

Система посадки

Системы посадки развивали наработки и традиции соответствующих стран. США продолжали сажать корабли на воду. После экспериментов с системами посадки "Меркуриев" и "Джемини" был выбран простой и надежный вариант - на корабле стояли два тормозных и три основных парашюта. Основные парашюты были резервированы, и безопасная посадка обеспечивалась при отказе одного из них. Такой отказ произошел при посадке "Аполлона-15", и ничего страшного не случилось. Резервирование парашютов позволило отказаться от индивидуальных парашютов астронавтов "Меркурия" и катапультных кресел "Джемини".

Схема посадки "Аполлона"

В СССР традиционно сажали корабль на сушу. Идеологически система посадки развивает парашютно-реактивную посадку "Восходов". После сброса крышки парашютного контейнера срабатывают последовательно вытяжной, тормозной и основной парашюты (на случай отказа системы установлен запасной). Корабль спускается на одном парашюте, на высоте 5,8 км сбрасывается теплозащитный экран, а на высоте ~1 м срабатывают реактивные двигатели мягкой посадки (ДМП). Система получилась интересная - работа ДМП создает эффектные кадры, но комфортность посадки изменяется в очень широком диапазоне. Если космонавтам везет, то удар о землю практически неощутим. Если нет, то корабль может чувствительно удариться о землю, а если совсем не повезет, то еще и опрокинется на бок.

Схема посадки

Совершенно нормальная работа ДМП

Дно спускаемого аппарата. Три круга сверху - ДМП, еще три - с противоположной стороны

Система аварийного спасения

Любопытно, но, идя разными путями, СССР и США пришли к одинаковой системе спасения. В случае аварии специальный твердотопливный двигатель, стоявший на самом верху ракеты-носителя, отрывал спускаемый аппарат с космонавтами и уносил его в сторону. Посадка производилась штатными средствами спускаемого аппарата. Такая система спасения оказалась самой хорошей из всех использованных вариантов - она простая, надежная и обеспечивает спасение космонавтов на всех этапах выведения. В реальной аварии она применялась один раз и спасла жизни Владимира Титова и Геннадия Стрекалова, унеся спускаемый аппарат от горящей в стартовом сооружении ракеты.

Слева направо САС "Аполлона", САС "Союза", различные версии САС "Союза"

Система терморегуляции

В обоих кораблях использовалась система терморегуляции с теплоносителем и радиаторами. Покрашенные в белый цвет для лучшего излучения тепла радиаторы стояли на сервисных модулях и даже выглядели одинаково:

Средства обеспечения ВКД

И "Аполлоны" и "Союзы" проектировали с учетом возможной необходимости внекорабельной деятельности (выхода в открытый космос). Конструкторские решения также были традиционными для стран - США разгерметизировали весь командный модуль и выходили наружу через стандартный люк, а СССР использовал бытовой отсек в качестве шлюзовой камеры.

ВКД "Аполлона-9"

Система стыковки

И "Союз" и "Аполлон" использовали стыковочное устройство типа "штырь-конус". Поскольку при стыковке активно маневрировал корабль, и на "Союзе" и на "Аполлоне" были установлены штыри. А для программы "Союз-Аполлон", чтобы никому не было обидно, разработали универсальный андрогинный стыковочный агрегат. Андрогинность означала, что могли состыковаться любые два корабля с такими узлами (а не только парные, один со штырем, другой с конусом).

Стыковочный механизм "Аполлона". Он, кстати, использовался и в программе "Союз-Аполлон", с его помощью командный модуль стыковался со шлюзовой камерой

Схема стыковочного механизма "Союза", первая версия

"Союз-19", вид спереди. Хорошо виден стыковочный узел

Кабина и оборудование

По составу оборудования "Аполлон" заметно превосходил "Союз". Прежде всего, в состав оборудования "Аполлона" конструкторы сумели добавить полноценную гиростабилизированную платформу, которая с высокой точностью хранила данные о положении и скорости корабля. Далее, командный модуль имел мощный и гибкий для своего времени компьютер, который при необходимости можно было бы перепрограммировать прямо в полете (и такие случаи известны). Интересной особенностью "Аполлона" было также отдельное рабочее место для астронавигации. Оно использовалось только в космосе и было расположено под ногами астронавтов.

Панель управления, вид с левого кресла

Панель управления. Слева расположены органы управления полетом, по центру - двигателями ориентации, сверху аварийные индикаторы, снизу связь. В правой части индикаторы топлива, водорода и кислорода и управление электропитанием

Несмотря на то, что оборудование "Союза" было проще, оно было самым продвинутым для советских кораблей. На корабле впервые появился бортовой цифровой компьютер, а в состав систем корабля входило оборудование для автоматической стыковки. Впервые в космосе использовались многофункциональные индикаторы на электронно-лучевой трубке.

Панель управления кораблей "Союз"

Панорама спускаемого аппарата корабля "Союз-35"

Система жизнеобеспечения

Система жизнеобеспечения была традиционной для стран. В США использовалась кислородная атмосфера при пониженном давлении, в СССР - кислородно-азотная смесь при атмосферном давлении. Эта ситуация делала невозможной прямую стыковку кораблей. Пришлось делать специальный шлюзовой отсек. Причем если из "Аполлона" в "Союз" можно было перейти очень быстро, то для обратного перехода приходилось три часа сидеть в шлюзовом отсеке, дыша чистым кислородом, чтобы удалить из крови азот. Даже советские комбинезоны становились пожароопасными в атмосфере "Аполлонов", и пришлось разрабатывать специальную ткань, в которой советские космонавты смогли бы навестить "Аполлон". Как показала практика, неудобства кислородной атмосферы перевесили ее достоинства, уже на Спейс Шаттлах атмосфера была близка к земной, и сейчас на чисто кислородной атмосфере никто не летает.
Специфика атмосферы означала, что на старте "Аполлона" астронавты должны были быть в скафандрах. На "Союзах" же летали в спортивных костюмах до катастрофы "Союза-11", после чего для безопасности старт и посадка стали происходить только в скафандрах.
С точки зрения удобства кабина "Союза" маленькая и тесная, но это компенсируется бытовым отсеком.
Бытовые удобства на "Союзе" были заметно лучше - на "Аполлонах" стоял очень некомфортный туалет.

Система электропитания

"Аполлоны" использовали очень удобную для полетов длительностью 2-3 недели систему - топливные элементы. Водород и кислород, соединяясь, вырабатывали энергию, а полученная вода использовалась экипажем. На "Союзах" в разных версиях стояли разные источники энергии. Были варианты с топливными элементами, а для полета "Союз-Аполлон" на корабле установили солнечные батареи.

Заключение

И "Союзы" и "Аполлоны" оказались по-своему очень удачными кораблями. "Аполлоны" успешно слетали к Луне и станции "Скайлэб". А "Союзы" получили крайне долгую и успешную жизнь, став основным кораблем для полетов к орбитальным станциям, с 2011 года они возят на МКС и американских астронавтов, и будут возить их, как минимум, до 2018 года.

Но за этот успех была заплачена очень дорогая цена. И "Союз" и "Аполлон" стали первыми кораблями, в которых погибли люди. Что еще печальнее, если бы конструкторы, инженеры и рабочие меньше спешили и после первых успехов не перестали бы бояться космоса, то Комаров, Добровольский, Волков, Пацаев, Гриссом, Уайт и Чеффи были бы живы.

Читайте также: