В этом году исполняется тридцать пять лет со дня полета космического корабля "Аполло-8", впервые в мире совершившего пилотируемый полет к Луне и возвращение на Землю со второй космической скоростью.

Событие знаменательное во многих отношениях.

Во-первых, это был первый пилотируемый полет к другому небесному телу в пределах Солнечной системы.

Во-вторых, но не по важности, этот был первый полет, позволивший пилотируемому кораблю облететь Луну и совершить несколько витков вокруг Луны.

В-третьих, это был первый полет с орбиты Луны к Земле опять же пилотируемого аппарата.

В четвертых, это было первое возвращение пилотируемого корабля на Землю со второй космической скоростью.

Событие это имело еще одно значение, но это уже вне сферы технической. Этот полет окончательно показал, что США опередили СССР в области пилотируемых полетов к другим телам Солнечной системы. Это было бесспорное достижение приоритетного характера для пилотируемой космонавтики.

Здесь для нас в историческом аспекте интересна интрига, связанная с принятием решения о совершении такого полета.

В старых источниках, которые нам были доступны, это решение освещалось сдержанно, в основном как предложение Вернера фон Брауна, который предложил свернуть дальнейшую программу беспилотных пусков, ввиду сокращения ассигнований НАСА на эту программу, и сразу приступить к пилотируемым полетам. Это так. Но вот вышла книга В.С. Сыромятникова, который активно в течение многих лет общался с американцами. В том числе и теми, кто участвовал в этих делах и знал "подоплеку" некоторых решений.

Вот как она была ему изложена свидетелями этих полетов. Инициатива полета к Луне и не просто полета к Луне, а облета Луны, выдвинута была "низами". В частности по версии, изложенной В.С. Сыромятниковым, эту идею выдвинул Дж. Лоу, в то время он был заместителем руководителя Центра в Хьюстоне, и занимался перестройкой лунной программы после гибели астронавтов во время пожара в КК Apollo. Первоначально его идея была поддержана руководителями основных центров НАСА, а потом центральным руководством НАСА и, наконец, президентом США Л. Джонсоном. Решение о полете было принято достаточно быстро, и американцы воспользовались самой первой возможностью такого полета.

Однако такая трактовка событий будет не совсем полной. Необходимо учесть и фактор лунной гонки, которая, несомненно, сыграла свою роль. После поражения с первым полетом человека в космос, отдать СССР первый пилотируемый полет к Луне с точки зрения США было бы просто не простительно. А СССР торопил.

Напомним, что первый КК Зонд-4 из серии советских лунных кораблей стартовал 02.03.1968 года, пуск его был не удачным, но встревожил американцев. В том же году, но чуть позже совершил свой полет Зонд-5, запущенный 15.09.1968 года, напомним, что он 18 сентября совершил облет Луны, а 21 сентября впервые в мире после совершения облета Луны приводнился в Индийском океане, войдя со второй космической скоростью в атмосферу Земли. Последним аргументом стал полет КК Зонд-6, запущенный 10.11.1968 года, который после облета Луны приземлился уже на территории СССР, совершив управляемый спуск в атмосфере, то есть по схеме, принятой для посадки КК Apollo. Напомню, что первый пилотируемый полет корабля Apollo 7 был выполнен 11.10.1968 - 22.10.1968.

Поэтому будет совсем нелишним вспомнить все-таки о том, что именно здесь проявил твердость Вернер фон Браун, который оказал решающее влияние на решение о запуске Apollo 8 в пилотируемом варианте и прямо в облет Луны.

Тем не менее, окончательное решение о возможности пуска корабля Apollo 8 к Луне было, по-видимому, принято после успешного полета корабля Apollo 7, полет которого состоялся по орбите ИСЗ 11.10.1968 - 22.10.1968. А полет советского аппарта Зонд-6 окончательно укрепил это решение американского руководства.

Теперь коротко об этом полете.

Сначала хроника полета, попутно несколько слов о самом корабле, его комплектации и характеристиках в этом полете.

21 декабря 1968 года в 12:45 по Гринвичу с площадки А комплекса 39 (м. Канаверал) был запущен к Луне ракетой-носителем Saturn V (SA-503) корабль Apollo 8 (CSM-103) с экипажем в составе: полковник Ф.Борман (Frank Frederick Borman II (USAF)), командир, капитан Д.Ловелл (James Arthur Lovell, Jr. (USN)), пилот командного модуля, майор У. Андерс (William Alison Anders (USAF)), командир лунного модуля.

Полет преследовал цели комплексной проверки работоспособности ракеты-носителя Saturn V, командного и служебного отсеков корабля Apollo, деятельности экипажа в полете на Луну и наземных служб обеспечения полета.

Одновременно полет должен был продемонстрировать номинальные характеристики ракеты-носителя Saturn V при выведении на орбиту Земли полезной нагрузки массой 130 тонн, осуществление навигации и управления кораблем в Дальнем космосе, на орбите ИЗЛ и радиосвязи с Землей и показать работоспособность системы пассивного терморегулирования корабля.

Фотографирование с орбиты ИСЛ выбранных на Луне мест посадки лунного корабля было одной из главных целей полета.

Полная продолжительность полета по программе, включавшей 10 оборотов по орбите ИСЛ, составляла 147 часов.

Начальная масса системы Saturn V Apollo 8 составила 2860 тонн.

Кстати, это был третий пуск РН Saturn V, до этого эта РН запускалась: 09.11.1967 (при выведении беспилотного корабля Apollo 4 - полет был испытательным, максимальная высота подъема 17400 км за счет работы ступени S-IVB, после включения двигателя корабля была достигнута высота 18350 км, при возвращении на Землю был обеспечен вход в атмосферу Земли со скоростью 11144 м/с, угол входа к местному горизонту 7,08 градуса, время полета составило 8 ч. 37 мин. Максимальная температура на теплозащитном экране оказалась более 2482 град Цельсия, глубина обугливания колебалась от 0,76 см до 1, 27 см, против ожидаемых 1,27 - 1,9 см);

04.04.1968 (при выведении беспилотного корабля Apollo 6 - полет был испытательным, при этом на орбиту ИСЗ была выедена масса примерно 120 т, масса основного блока - собственно корабль - составила 28600 кг, максимальная высота подъема 22200 км за счет работы ступени S-IVB, после отделения ступени S-IVB, она достигла высоты 517000 км, скорость входа корабля в атмосферу Земли составила 9997 м/с, приводнение корабля произошло в 600 км от расчетной точки, при этом возникли продольные колебания ракеты S-1C, неисправность в ЖРД J-2 ступени S-II, что потребовало усиления шлангов жидкого водород на ступени S-II, кроме этого обнаружились ошибки в монтаже электрических кабелей на ступени S-IVB);

После этих полетов предполагались ещё, по крайней мере, два беспилотных полета: один в полной комплектации системы Saturn V Apollo, а затем РН Saturn-1В с лунным кораблем.

Для устранения недостатков, выявленных в ходе экспериментальных пусков, был проведен ряд мероприятий:

1) установлены новая гелиевая предклапанная антикавитационная система с аккумулятором гелия для предотвращения продольных колебаний типа Pogo ступени S-1C;

2) изменена программа работы двигательной установки ступени S-1C, центральный ЖРД F-1, должен выключаться раньше периферийных двигателей на 26 с;

3) внесены изменения в приборный отсек для увеличения возможного отклонения периферийных ЖРД для снижения нагрузки на ракету в случае отказа одного из ЖРД F-1;

4) на ступени S-II усилены трубопроводы жидкого водорода, увеличена тяга ЖРД J-2 ступени S-II до 103,7 т, а также введено регулирование соотношения компонентов топлива на разных стадиях работы ЖРД - первую половину соотношение составляет 5,5:1, вторую половину - 4,5:1.

Полет Apollo 8 осуществлялся по принципу "Шаг - за - шагом" (step - by - step); сущность этого метода состояла в том, что весь полет разбивался на этапы, в точках перехода от предыдущего к последующему этапу перед осуществлением главных маневров

Центр управления полетом принимает согласованное с экипажем важное решение "лететь дальше - или не лететь", то есть продолжать полет на Луну, возвращаться на Землю или изменит программу полета. Решение принимается на основании анализа работоспособности корабля и экипажа.

Стартовое окно при запуске в декабре 1968 года позволяло выполнить пуски с 20 по 27 декабря, при этом менялся азимут прицеливания и время старта в каждую дату. В течение выбранной даты пуска старт РН был возможен в течение примерно трех - четырех часов, этот разрешенный для старта интервал постепенно сокращался до часа - двух в последние дни из допустимых в декабре.

Старт Apollo 8 состоялся 21 декабря при первой возможности, как только открылось стартовое окно, в 7 час. 51 мин. местн. вр. с азимутом 72 градуса.

Надо отметить, что полет проходил с малыми отклонениями от номинальной программы.

Старт

Центральный ЖРД F-1 ступени S-IC выключился через Т0 + 2 мин. 5,9 сек (при номинальном времени работы 00:02:06), четыре периферийных ЖРД выключились в Т0 + 2 мин. 33,8 сек(при номинальном времени работы 00:02:31).

Запуск ЖРД J-2 2-ой ступени S-II произошел на 1,4 сек позже, и двигатели проработали 6 мин 9 сек (при номинальном времени работы 00:06:07). В конце работы двигателя второй ступени наблюдались продольные колебания ступени, но в допустимых пределах. Запуск ЖРД J-2 ступени S-IVB произошел в Т0 + 8 мин. 45 сек (при номинальном времени работы 00:08:44).

Орбита ожидания

Apollo 8 вышел на орбиту ожидания, близкую к расчетной: апогей - 190 км и угол наклона к плоскости экватора 32,5 градуса. В течение первого оборота вокруг Земли сохранялась постоянная ориентация корабля вокруг местной горизонтали. Экипаж за это время провел проверку всех систем корабля.

Выход на траекторию полета к Луне

На втором витке вторично был запущен ЖРД J-2 ступени S-IVB, когда корабль находился в тени Земли: в середине активного участка корабль вышел из тени, ЖРД выключился, когда скорость достигла 10,9 км/сек, и корабль вышел на траекторию полета к Луне.

Полет к Луне

С момента выхода на траекторию пассивного полета к Луне и до момента перехода корабля на орбиту ИСЛ полет длился 66 час 11 мин (при номинальной продолжительности 67:41:08).

Через 20 мин после выхода на траекторию пассивного полета к Луне основной блок отделился от ступени S-IVB. Спустя 1 час. 30 мин после разделения был произведен слив остатков жидкого кислорода через камеру ЖРД J-2, ступень S-IVB получила дополнительную скорость около 27,5 м/сек, отклонилась от номинальной траектории полета Apollo 8, и, пройдя мимо задней кромки диска Луны, вышла на орбиту вокруг Солнца. Из запланированных четырех коррекций траектории полета потребовалось сделать лишь одну 21 декабря в момент времени Т0 + 11 час.

Выход на траекторию искусственного спутника Луны

Первый запуск ЖРД служебного отсека для вывода корабля Apollo 8 на траекторию ИСЛ был произведен в Т0 + 69 час 8 мин, скорость полета уменьшилась на 912 м/сек, и корабль вышел на эллиптическую орбиту 111 х 312 км. Второй запуск ЖДР в Т0 + 73 час 30 мин 53 сек, перевел корабль на орбиту близкую к круговой с высотой 112 км и наклоном к экватору Луны 12 градусов.

10 оборотов вокруг Луны.

Во время полета корабля Apollo 8 по орбите ИСЛ одной из главных задач экипажа было наблюдение за ориентирами на поверхности Луны, изучение мест, выбранных для посадки лунного корабля, их фотографирование, стереосъемка Луны от терминатора до терминатора, фотографирование звездного неба при различных условиях освещенности лунной поверхности, освещенной Землей и Зодиакальным светом.

Последние два оборота экипаж готовился к переходу с орбиты ИСЛ на траекторию возвращения к Земле.

В процессе полета вокруг Луны наблюдались резко выраженные вариации орбиты. Расстояние в апоселении увеличивалось от витка к витку. Эти вариации подтвердило наличие на Луне "масконов" - концентрации масс в районах лунных морей.

Выход на траекторию возвращения к Земле

После 10 оборотов вокруг Луны, 25 декабря в момент времени Т0 + 89 час 15 мин 07 сек, когда Apollo 8 находился за Луной, был включен ЖРД служебного отсека, скорость была увеличена на 1,073 км/сек, и корабль вышел на траекторию возвращения к Земле с таким расчетом, чтобы войти в плотные слои атмосферу земли на высоте 120 км.

Возвращение к Земле

Полет по траектории возвращения к Земле длился 80 часов 44 мин 18 сек, и была произведена лишь одна коррекция 25 декабря в момент времени Т0 + 104 час.

На траектории полета к Земле экипаж производил навигационные расчеты по звездам, Луне, земным ориентирам, проводил испытание радиосвязи с Землей и контрольные испытания пассивной системы терморегулирования корабля.

Вход в атмосферу и посадка

За 5 мин до входа в атмосферу на высоте 120 км с помощью пиротехнических средств был отброшен служебный отсек. Вход в атмосферу начался в момент времени Т0 +171 час 05 мин 32 сек со скоростью 11,005 км/сек.

Автоматическая система управления командным отсеком при снижении в атмосфере поддерживала номинальную траекторию.

Посадка произошла в Тихом океане, в точке с координатами 40 55'с.ш. и 16 50'з.д.

Ракета-носитель

Ракета-носитель Saturn V вместе с космическим кораблем Apollo имеет высоту 110 метров и номинальную массу около 2750 т.

Ракета-носитель имеет три ступени: первую S-IC, вторую S-II и третью S-IVB и приборный отсек

Изготовитель первой ступени S-IC фирма Boeing, высота 42,5 м, максимальный диаметр 13 м, стартовая масса 2145 т, масса топлива 2145 т, сухая масса 135 т, оснащена 5ЖРД Rocketdyne F-1 топливо жидкийO2/RP-1, тяга, т 5 х 660 = 3400, тяга в вакууме, т 5 х 775 = 3875, продолжительность работы 150 сек, управление вектором тяги осуществляется с помощью 8 рулевых машинок, которые отклоняют двигатели в двух плоскостях со скоростью 5 град/ сек.

Изготовитель второй ступени S-II фирма North American Rockwell, высота 25 м, максимальный диаметр 10,1 м, стартовая масса 458,7 т, масса топлива 416 т, сухая масса 42,7 т, оснащена 5 ЖРД Rocketdyne J-2 топливо жидкий O2/жидкий H2, тяга, т 5 х 104 = 520, удельный импульс в вакууме, сек - 430, продолжительность работы 400 сек. Для запуска двигателей в пустоте установлено 8 РДТТ вокруг наружной поверхности переходника, они включаются после отделения первой ступени, чтобы осадить топливо, а через 30 сек после запуска двигателей J-2, они отстреливаются пиротолкателями.

Изготовитель третьей ступени S-IVB фирма Mc Donnell Douglas Astronaut, высота с переходником 17,8 м, максимальный диаметр 6,61 м, стартовая масса 117,25 т, масса топлива 104,5 т, сухая масса 12,75 т, оснащена 1 ЖРД Rocketdyne J-2 топливо жидкий O2/жидкий H2, тяга в вакууме 104 т, удельный импульс в вакууме, сек - 430, продолжительность работы 500 сек. Двигатель закреплен в кардановом подвесе и может отклоняться гидравлической системой на + - 7 градусов. В течение всего времени полета ступени управление по крену осуществляется тремя вспомогательными двигателями ЖРД фирмы Thompson Ramo Wooldrodge, расположенных на нижнем переходнике, эти ЖРД работают на моно метилгидразине и четырех окиси азота, развивают тягу 68 кг. Двигатели могут работать в импульсном режиме с продолжительностью импульса до 30 мсек. Четвертый вспомогательный двигатель ЖРД (ускоряющий) аналогичен трем первым, расположен также на нижнем переходнике и его вектор тяги направлен вдоль ступени S-IVB от ступени S-II.

Приборный отсек имеет диаметр 6,6 м и высоту 0,9 м; на внутренней поверхности цилиндрического кольца размещены главные блоки управления стартом ракеты-носителя, ориентации и полетом по траектории, навигации, телеметрии и аварийной системы. Основные блоки системы управления - бортовая вычислительная машина (фирмы IBM), инерциальная платформа ST-124M (фирмы Bendix), блоки управления полетом - аналоговая вычислительная машина (фирмы Electric Communication Inc.) скоростные гироскопы (фирмы Nortronics), и акселерометры. Обмен информацией между приборным отсеком и оборудованием, размещенным на ступенях ракеты, осуществляется через специальные устройства (фирмы IBM)

Корабль

Корабль Apollo состоит из командного и служебного отсеков, лунного корабля, и системы аварийного спасения. В полете Apollo 8 лунный корабль не использовался.

Командный отсек корабля фирмы North American Rockwell имеет форму конуса со сферическим основанием, диаметр основания 3920 мм, высота конуса 3430 мм, угол при вершине 600, номинальная масса 5500 кг.

Командный отсек имеет герметичную кабину с системой жизнеобеспечения экипажа, систему навигации и управления, систему радиосвязи, систему аварийного спасения и теплозащитный экран.

Система жизнеобеспечения экипажа обеспечивает поддержание условий жизни экипажа в течение 11 суток и дополнительно еще четверо суток на случай аварии. При запуске атмосфера состоит из смеси кислорода (60%) и азота (40%), затем постепенно она стравливается и заменяется чистым кислородом. До проделанной модификации на открытие выходного люка корабля требовалось 90 секунд, после этой модернизации люк стал открываться через 10 секунд.

Система управления командного отсека корабля Apollo осуществляет управление полетом в процессе входа в атмосферу после отделения от служебного отсека (СО) . Управление осуществляется с помощью РСУ ЖРД, масса ЖРД - 4,08 кг, тяга - 42,2 кгс, давление в камере сгорания 10,5 кгс/см2, топливо: окислитель - N2O4 (четырех окись азота), горючее - монометилгидразин (ММН), представляющее собой смесь 50% гидразина и 50% несимметричного диметилгидразина, схема подачи компонентов топлива - вытеснительная.

Система навигации и управления полетом содержит составные части и приборы системы управления: блок инерциальных измерений; астронавигационный блок оптических измерений; бортовая ЭЦВМ; пульт управления с экраном-индикатором; шаровой индикатор полета.

Блок инерциальных измерений выдает фиксированную в инерциальном пространстве систему координат и в этой системе координат осуществляет измерение компонентов ускорений аппарата.

Блок оптических измерений с помощью секстанта и сканирующего телескопа измеряет направления на звезды и позволяет точно ориентировать в специальном пространстве систему координат стабилизированной платформы.

Бортовая ЭЦВМ производит расчеты по навигации и управлению и выдает команды на управление полетом корабля.

Пульт управления дает возможность экипажу управлять бортовой ЭЦВМ и осуществляет обмен информацией между экипажем и бортовой ЭЦВМ.

Шаровой индикатор полета визуально отображает пространственную ориентацию и курс корабля и позволяет осуществить визуальный контроль коррекции ошибок ориентации.

Система радиосвязи работает с наземной сетью дальней космической радиосвязи и слежения за пилотируемыми кораблями.

Для полета Apollo 8 использовались 2 ИСЗ Intelsat на стационарных орбитах, 4 морских судна с радиооборудованием, от 6 до 8 специально оборудованных самолетов для наблюдения за полетом корабля и выполнения большого объема работы по связи, телевидению и телеметрии.

Сеть спроектирована для обеспечения непрерывной связи космонавтов с Землей от старта в процессе всего полета к Луне и посадки, за исключением 45 минут полета, когда корабль, двигаясь по орбите ИСЛ, находится за Луной.

Сначала связь поддерживается станциями с антеннами диаметром 9 метров, потом более мощными диаметром 26 и 46 м.

Станции с антеннами диаметром 9 м: на о.Меритт, Багамских островах, Бермудах, корабле "Авангард", Канарских островах, в Карнарвоне (Австралия), гавайских островах, втором корабле слежения, на Гуаме, Мексике, и Корпус Кристи (шт. Техас). Станции с антеннами 46 метров расположены на Земном шаре через 1200 - вблизи Мадрида (Испания), в Голдстоуне (Калифорния) и Канберре (Австралия).

Система аварийного спасения фирмы North American Rockwell

Если возникает аварийная ситуация на старте РН или потребуется прекратить полет в процессе выведения корабля на орбиту ИСЗ, спасение экипажа осуществляется отделением командного отсека от РН с последующей посадкой его на Землю на парашютах.

Система состоит из титановой фермы, на которой укреплено три пороховых ракетных двигателя, один для отделения командного отсека от РН, другой для управления ориентацией в плоскости тангажа и третий для отделения фермы системы аварийного спасения от командного отсека. Механизм системы отделения состоит из 4-х пироболтов с двумя запальными устройствами в каждом.

Система аварийного спасения экипажа снабжена двумя аэродинамическими поверхностями длиной 0,61 м и шириной 0,46 м, ориентирующими командный отсек днищем в направлении полета, выпускаются через 11 сек после включения РДТТ.

Парашютная система посадки имеет 2 конических ленточных тормозных парашюта диаметром по 4,2 м, 3 ленточных парашюта диаметром по 2,2 м, 3 главных парашюта диаметром по 25,2 м.

Система имеет три режима работы в диапазоне высот 0 -9, 9 - 30, 30 - 90 км.

Основной РДТТ системы аварийного спасения фирмы Lockheed имеет: длину - 4,64 м; диаметр - 0,66; масса топлива, т - 1,45; масса двигателя, т - 2,18; тяга, тс - 70; суммарный импульс, т х сек - 253; ускорение командного отсека, м/сек2 - 90.

Теплозащитный экран - сотовая конструкция из фенольного найлона с заполнителем из эпоксидной смолы с кварцевыми волокнами и микропузырьками, толщина покрытия от 8 до 44 мм, приклеивается к корпусу корабля фенольным клеем.

Служебный отсек корабля Apollo фирмы North American Rockwell имеет форму цилиндра длиной 394,3 см и диаметром 391,4 см. С учетом длины маршевого двигателя, который выходит наружу из корпуса, общая длина служебного отсека 791,6 см.

От момента старта до входа в атмосферу служебный отсек жестко соединен с командным отсеком и образует основной блок корабля Apollo. Перед входом в атмосферу командный отсек отделяется от служебного отсека.

Общая масса служебного отсека 23,3 т, в том числе 17,7 т топлива. В отсеке размещена маршевая двигательная установка с ЖРД фирмы Aerojet General, ЖРД системы реактивного управления фирмы Marguardt, топливные баки и агрегаты двигательных установок, энергетическая установка на H2 - O2 топливных элементах, система пассивного терморегулирования, донная часть отсека покрыта теплоизоляционным экраном, для защиты от выхлопных газов маршевого двигателя.

Маршевый ЖРД фирмы Aerojet General имеет абляционное охлаждение камеры сгорания, топливо аэрозин-50 (несимметричный диметилгидразин и гидразин + четырех окись азота), управление вектором тяги за счет кардана, тяга 9760 кгс.

ЖРД системы реактивного управления фирмы Marguardt, всего 4 х 4 двигателя, окислитель N2O4, горючее монометилгидразин (ММН), запас топлива 4 х 147 кг = 588 кг, РСУ СО = система А (6 ЖРД) + система В (6 ЖРД), работающие одновременно, масса ЖРД - 2.27 кг, тяга - 45,5 кгс, давление в камере сгорания - 7 кгс/см2.

Экипаж

Командир экипажа - полковник Ф.Борман (Frank Frederick Borman II (USAF)) , пилот командного модуля - капитан Д.Ловелл (James Arthur Lovell, Jr. (USN)) , командир лунного модуля - майор У. Андерс (William Alison Anders (USAF)) .

Ф.Борман (Frank Frederick Borman II (USAF) вошел в группу астронавтов в 1962 году, был командиром КК Gemini 7. Родился 14 марта 1928 года в Gary, Indiana. Борман получил степень бакалавра в U.S. Military Academy в 1950 году, а затем степень магистра по специальности Aeranautical Engineearing в 1957 году в California Institute of Technology. Вышел в отставку в 1970 году. Его дублером был Neil Alden Armstrong.

Д.Ловелл (James Arthur Lovell, Jr. (USN)) вошел в группу астронавтов в 1962 году, был пилотом КК Gemini 7 и командиром КК Gemini 12, Apollo 13. Родился 25 марта 1928 года в Cleveland, Ohio. Д.Ловелл получил степень бакалавра в U.S. Naval Academy в 1952 году. Вышел в отставку в 1971 году. Его дублером был Edwin Eugene "Buzz" Aldrin.

У. Андерс (William Alison Anders (USAF) вошел в группу астронавтов в 1963 году, это был его первый полет. Родился 17 октября 1933 года в Hong Kong.

У. Андерс получил степень бакалавра по специальности Electrical Engineering в U.S. Air Force Institute of Technology в 1955 году. Его дублером был Fred Wallace Haise, Jr.

Капкомами миссии были Lt. Col. Michael Collins (USAF) , Lt. Commander Thomas Kenneth "Ken" Mattingly II (USN) , Major Gerald Paul Carr (USMS), Armstrong, Aldrin, Vance DeVoe Brand и Haise

Экипаж поддержки Brand, Mattingly, Carr

Директора полета Clifford E. Charlesworth (первая смена), Glynn S. Lunney (вторая смена), Milton L. Windler (третья смена).

Общий комментарий

Полет в целом прошел без больших отклонений от программы, но отмечен и ряд проблем.

Одна из них касалась самочувствия экипажа. Здесь, по-моему, необходимо отметить два момента. Первый был связан с эффектами укачивания, вызванного большой двигательной активностью членов экипажа, связанной с большим объемом действий, требовавших от экипажа резких движений на первой фазе полета. Эти осложнения не сказались в целом на результативности деятельности, но чувство дискомфорта вызвали несомненно. Второе обстоятельство было связано с тем, в ходе полета на первой его фазе возникло расстройство пищеварения у командира и других членов экипажа, но у них в меньшей степени. Мне кажется, что это было связано с серьезной нервной нагрузкой и с большим объемом работы, связанным с операциями, носившими "необратимый" характер. То есть требующими повышенного внимания со стороны экипажа и высокой цены ошибки. Правда, сами американцы считали, что отчасти это могло быть связано с инфекцией, которая в это время была отмечена в районе мыса Кеннеди.

Другая проблема носила технический характер. Повторилось то, что уже было отмечено в полете предыдущего экипажа - в ходе полета появлялся налет на иллюминаторах, затруднявший наблюдения. Это было связано либо с тем, что такой налет из-за работы двигателей ориентации был по началу непривычен для экипажей, либо просто потом были выработаны какие-то меры по снижению этого явления, влиявшего на прозрачность иллюминаторов.

Если говорить о результатах полета, то в ходе его было получено более 800 шт 70 мм фотографий поверхности Луны, выявлено более 600 особенностей (образований) на поверхности Луны. Отснято более 700 футов 16мм пленки, зафиксировавших в фильме различные эпизоды полета и работы экипажа: в процессе отделения ступени S-IVB, при наблюдениях через секстант и т.д. и т.п.

Выявлены приемлемые для выполнения операций по посадке на Луну углы освещения поверхности Луны Солнцем. Произведены съемки Земли с орбиты ИСЛ и с больших расстояний при полете к Луне и от Луны. Проведены прямые телерепортажи с показом поверхности Луны с орбиты ИСЛ.

Приземление произошла в Тихом океане в 1,4 миле от номинальной точки посадки и в 2,6 милях от авианосца Yorktown.

При приводнении КО перевернулся, но через 6 минут и 3 сек занял правильное положение. Эвакуация экипажа, как и планировалось, произошла через 88 минут после приводнения с помощью вертолета, поскольку только через 43 минуты после приводнения освещенность места посадки позволила вертолетам начать выполнение этой операции. Через час после эвакуации экипажа сам КО был поднят на борт авианосца. Позднее (1 января 1969 года) его доставили на Гавайи, а уже 2 января его передали фирме изготовителю для изучения.

Литература

1.И.И. Шунейко, пилотируемые полеты на Луну, конструкция и характеристики Saturn V Apollo, Итоги науки и техники, Ракетостроение, т. 3, М., ВИНИТИ АН СССР, 1973., стр.322, тираж - 1600 экз.

2.Richard W. Orloff, Apollo by the numbers: a statistical reference, NASA SP-2000-4029, 2000.

3.В.С. Сыромятников. 100 рассказов о стыковке и других приключениях в космосе и на Земле, часть I, 20 лет назад, М., Логос, авторские права: В.С. Сыромятников, "Университетская книга", 2003, стр. 566, рис. 300, тираж 5000 экз., стр 217-218.

4.Энциклопедия "Космонавтика", М. Советская энциклопедия, 1985, стр. 129 - 131.