Текст книги "Пилотируемые полеты на Луну"

Автор книги: Иван Шунейко

сообщить о нарушении

Текущая страница: 12 (всего у книги 21 страниц)

4.2. Космические летные испытания пилотируемых кораблей Apollo-7, 8, 9, 10

Apollo-7

11 октября 1968 г. в 15 ч 02 мин 45 сек по Гринвичу был произведен запуск на орбиту ИСЗ ракетой-носителем Saturn IB основного блока корабля Apollo весом 18 777 кг с экипажем в составе Уолтер Ширра, Дойн Эйзел и Уолтер Каннингхем. Это был первый полет пилотируемого корабля Apollo. При подготовке к аналогичному запуску во время наземных испытаний 27 января 1967 г. погибли астронавты В. Гриссом, Е. Уайт и Р. Чеффи из-за пожара, возникшего вследствие короткого замыкания в командном отсеке.

Программой квалификационных летных испытаний основного блока корабля Apollo предусматривалось: слежение за ступенью S-IVB с помощью оптических средств, сближение, встреча и имитация стыковки с нею, испытание блока инерциальных измерений, проведение навигационных расчетов по земным ориентирам и звездам, проверка работы двигательных установок, оценка точности приборов, измеряющих количество топлива в баках, исследование влияния плескания топлива в баках при маневрировании корабля, оценка характеристик рукояток управления, проверка работы системы жизнеобеспечения, оценка раскрытия панелей верхнего переходника ступени S-IVB, визуальное определение линии горизонта перед сходом с орбиты, проверка теплозащитного экрана при входе в атмосферу.

Помимо этого предусматривалась проверка работы сети наземной радиосвязи и слежения, прием и обработка информации систем телеметрии.

Особое внимание уделялось оценке усовершенствований конструкций командного отсека, сделанных после гибели трех астронавтов.

Первоначально в герметической кабине экипажа предполагалось использовать атмосферу из чистого кислорода. После пожара было решено в период предстартовых испытаний заполнять кабину смесью из кислорода (60%) и азота (40%), В полете газовая смесь из кабины постепенно стравливается и заменяется чистым кислородом. До модификации на открытие выходного люка из командного отсека требовалось 90 сек, после модификации люк стал открываться за 10 сек.

Расчетная продолжительность полета Apollo-7 11 сут.

Вывод Apollo-7 на орбиту ИСЗ

В 15 ч 02 мин 42 сек, по Гринвичу была подана команда «пуск» и через 3 сек ракета оторвалась от стартового стола. Точка максимального скоростного напора была пройдена на 78-й сек на высоте 13 км при скорости полета 742 м/сек. Восемь ЖРД ступени S-IB проработали 2 мин 25 сек и при скорости 1450 м/сек на высоте 62 км первая ступень отделилась. Система аварийного спасения была сброшена через 2 мин 44 сек после старта. ЖРД J-2 ступени S-IVB был включен в расчетное время и выключен через 10 мин 24,5 сек после старта и ступень S-IVB вместе с кораблем Apollo вышла на орбиту ИСЗ с высотой в апогее 284 км, высотой в перигее 226 км, периодом обращения 89,7 мин и наклоном к экватору 31,64°.

Выполнение программы полета

Программа полета была составлена так, что наиболее важные эксперименты выполнялись в начальный период. Астронавты работали очень напряженно, на отдых и сон оставалось не более 5 ч в сутки. Только во второй половине полета, когда были обнаружены признаки утомления астронавтов, работа проводилась по 16 ч в сутки и по 8 ч отводилось на отдых и сон.

Для отделения основного блока от ступени S-IVB были включены ЖРД РСУ служебного отсека, основной блок отошел от S-VIB со скоростью 0,3 м/сек на расстояние 15 м. Затем с помощью ручного управления У. Ширра начал маневрирование, развернул корабль по тангажу на 180° и по крену на 60°, в результате чего экипаж смог наблюдать и фотографировать ступень S-IVB. У. Ширра выполнил сближение со ступенью до расстояния 1,2…1,5 м. Осмотр показал, что 3 створки переходника раскрылись нормально, а четвертая только на 30°.

12 октября, когда ступень S-IVB находилась на расстоянии 130 км от основного блока астронавты начали операцию по встрече и сближению со ступенью. Корабль был развернут по тангажу на 70° и в To +26 ч 34 мин был включен ЖРД служебного отсека на 10 сек, приращение скорости составило 61 м/сек. Apollo-7 перешел на орбиту с высотой в апогее 63 км и высотой в перигее 230 км и стал двигаться с меньшей орбитальной скоростью, чем ступень S-VIB. В To +28 ч 01 мин был вторично включен ЖРД служебного отсека на 8 сек, начался заключительный этап сближения и корабль подошел к ступени S-IVB на 21 м. Ступень беспорядочно кувыркалась, поэтому дальнейшее сближение было прекращено. Затем с помощью ЖРД РСУ корабль был переведен на орбиту высотой в апогее 300 км и в перигее 232 км.

Оптическими приборами велось наблюдение за звездами в дневное время с целью оценки навигационных возможностей при полете к Луне. Астронавты пришли к выводу, что наблюдение звезд в дневное время возможно сразу после восхода Солнца и перед закатом.

Для определения способности астронавтов правильно отыскивать указанные им земные ориентиры ими велось фотографирование отдельных заданных участков поверхности Земли.

Радиолокационным приемоответчиком с борта корабля была установлена связь с радиолокатором для лунного корабля, установленным на полигоне Уайт Сэнд (шт. Нью Мексико).

14 октября произошел 5-минутный отказ в подаче переменного тока из-за отказа преобразователей. Так как точная причина не была известна, корабль был переведен на орбиту с высотой в апогее 287 км и в перигее 162 км. Велись визуальные наблюдения специально выложенных на Земле знаков с целью оценки способности астронавтов за 6 мин опознать заданный им ориентир.

Как оказалось, опознавать заданные наземные ориентиры трудно вследствие высокой скорости полета корабля. Однако опознавание лунных ориентиров с орбиты ИСЛ не представляет больших трудностей, так как орбитальная скорость в этом случае существенно меньше.

Проверялась система регулирования температуры и давления в кабине. Астронавты замерили количество топлива, расходуемого на поддержание заданной угловой скорости корабля (такой маневр необходим на траектории полета к Луне, чтобы весь корпус корабля под действием солнечных лучей нагревался равномерно). Двигательная установка служебного отсека испытывалась на длительных и кратковременных режимах. Самым продолжительным было пятое включение, корабль получил приращение скорости 502 м/сек и перешел на орбиту с высотой в апогее 450 км и в перигее 165 км; самым коротким включением было шестое – ЖРД проработал 0,4 сек. корабль получил приращение скорости 5,8 м/сек. Такие короткие импульсы исследовались, так как они необходимы для коррекции траектории полета к Луне.

21 октября после очередной телевизионной передачи с борта корабля экипаж просил Центр управления полетом прекратить полет, так как они сильно устали. Центр управления был против немедленной посадки и сообщил, что посадка состоится, как запланировано, 22 октября.

При подготовке к возвращению на Землю снова возникла дискуссия между экипажем и Центром управления полетом. Астронавты просили разрешения не одевать гермошлемов в период входа в атмосферу, они считали, что зажав пальцами нос и надувшись смогут избежать болезненных ощущений в ушах при резком изменении давления на барабанные перепонки. Центр управления вначале отказал в просьбе астронавтов, но в конце концов им было разрешено снять гермошлемы.

22 октября в 6 ч 43 мин по Гринвичу астронавты надели скафандры, привязались к креслам, проверили исправность пиротехнических болтов отделения служебного отсека. В 10 ч 43 мин (T0 +259 ч 39 мин) на 1,2 сек был включен ЖРД служебного отсека; Apollo-7 в это время находился на высоте 290 км над Тихим океаном в 500 км восточное Гавайских о-вов. Скорость уменьшилась на 10 м/сек и корабль перешел на траекторию снижения. Через 90 сек после схода с орбиты от корабля отделился служебный отсек. У. Ширра развернул командный отсек на угол рыскания 45°, чтобы избежать случайного столкновения со служебным отсеком, а затем осуществил обратный поворот. В 10 ч 53 мин командный отсек прошел над Мексикой на высоте 185 км, над Нью-Орлеаном на высоте 122 км вошел в атмосферу Земли. В 11 ч 03 мин была зарегистрирована максимальная перегрузка, равная трем. За 2 мин до раскрытия тормозных парашютов автоматическая система управления развернула командный отсек на заданную ориентацию.

После сброса переднего теплозащитного конуса на высоте 7 км открылись 2 тормозных парашюта, уменьшивших скорость снижения с 13,5 до 7,8 м/сек.

В 11 ч 07 мин тормозные парашюты были сброшены и через 2 мин на высоте 3000 м раскрылись 3 главных парашюта.

В 11 ч 11 мин 49 сек командный отсек опустился в Атлантический океан в 460 км южнее Бермудских о-вов.

После тщательного анализа полета Apollo-7 и существенных усовершенствований конструкции ракеты-носителя руководство NASA приняло решение послать пилотируемый корабль Apollo в облет Луны.

В конструкцию ракеты-носителя Saturn V в связи с дефектами, обнаруженными в полете Apollo-6, были внесены существенные изменения.

Установлена новая гелиевая предклапанная антикавитационная система с аккумуляторами гелия для предотвращения продольных колебаний типа Pogo ступени S-IC.

Изменена программа работы двигательной установки ступени S-IC, центральный ЖРД F-1 должен включаться раньше, через 126 сек после взлета. Некоторые изменения сделаны в приборном отсеке, дающие новые возможности отклонения периферийных ЖРД для снижения нагрузок на ракету в случае отказа одного из ЖРД F-1.

На ступени S-II усилены трубопроводы подачи жидкого водорода, гибкий трубопровод горючего к вспомогательной системе зажигания J-2 заменен жестким трубопроводом на ступенях S-II и S-IVB. Тяга ЖРД J-2 ступени S-II увеличена до 103,7 т, состав смеси при запуске 5:1 и суммарная тяга двигательной установки 518,5 г. Затем состав смеси устанавливается 5,5 : 1 для первой половины интервала работы ЖРД. Для второй половины интервала с целью уменьшения перегрузки устанавливается состав смеси 4,5: 1.

Apollo-8

21 декабря 1968 г. в 12 ч 45 мин по Гринвичу был запущен к Луне ракетой-носителем Saturn V корабль Apollo-8 с экипажем в составе Ф. Борман, Д. Ловелл и У. Андерс.

На корабле Apollo-8 был совершен первый пилотируемый облет Луны.

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 выводе полезной нагрузки весом 130 т на орбиту ИСЗ, осуществление навигации и управления кораблем в Дальнем космосе, на орбите ИСЛ 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 ч.

Начальный вес Saturn V Apollo-8 2860 т.

Полет Apollo-8 осуществлялся по принципу «шаг—за—шагом» (step—by—step); сущность его состоит в том, что вес полет разбивается 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», т. е. продолжать ли полет на Луну, возвращаться на Землю или изменить программу полета. Решение принимается на основании анализа работоспособности корабля и состояния экипажа.

Азимут, с которым должна стартовать ракета на Луну, зависит от даты и местного времени старта (рис. 42.1). Старт Saturn V Apollo-8 был осуществлен 21 декабря при первой возможности, как только открылось стартовое окно, в 7 ч 51 мин по местному времени с азимутом 72°.

Рис. 42-1. Стартовое окно для полета Saturn V Apollo-8 в декабре 1968 г.

Номинальная программа полета

Полет Apollo-8 к Луне проходил с весьма незначительными отклонениями от номинальной программы.

Старт

Центральный ЖРД F-1 ступени S-IC выключился через To +2 мин 5,9 сек, 4 периферийных двигателя выключились в To +2 мин 33,8 сек. Запуск ЖРД J-2 ступени S-II произошел на 1,4 сек позже, двигатели проработали 6 мин 9 сек. В конце работы двигательной установки наблюдались продольные колебания ступени, но в допустимых пределах. Запуск ЖРД J-2 ступени S-IVB произошел в To +8 мин 45 сек (рис. 42.2).

Рис. 42.2. Номинальная траектория вывода корабля Apollo-8 на орбиту ожидания.

Орбита ожидания

Apollo-8 вышел на орбиту ожидания, близкую к расчетной, с высотой над поверхностью Земли 190 км и углом наклона к плоскости экватора 32,5° (рис. 42.3). В течение первого оборота вокруг Земли сохранялась постоянная ориентация корабля вдоль местной горизонтали. Экипаж провел проверку всех систем корабля.

Вывод на траекторию полета к Луне

На втором витке вторично был запущен ЖРД J-2 ступени S-IVB, когда корабль находился в тени; 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 до перехода корабля Apollo-8 на орбиту ИСЛ полет длился 66 ч 11 мин.

Через 20 мин после выхода на траекторию пассивного полета основной блок отделился от ступени S-VIB. Спустя 1 ч 30 мин после разделения произведен слив через камеру ЖРД J-2 остатков жидкого кислорода, ступень S-IVB получила дополнительную скорость ~27,5 м/сек, отклонилась от номинальной траектории полета корабля Apollo-8 и пройдя мимо задней кромки диска Луны вышла на орбиту вокруг Солнца.

Из запланированных четырех коррекций траектории перелета к Луне потребовалось сделать лишь одну 21 декабря в момент времени To +11 ч (рис. 42.4).

Выход на траекторию искусственного спутника Луны

Первый запуск ЖРД служебного отсека для вывода корабля Apollo-8 на траекторию ИСЛ был произведен в To +69 ч 8 мин, скорость полета уменьшилась на 912 м/сек и корабль вышел на эллиптическую орбиту 111х312 км Второй запуск ЖРД в To +73 ч 30 мин 53 сек перевел корабль на близкую к круговой орбиту с высотой 112 км и наклоном к экватору Луны 12°.

Рис. 42.3. Проекция орбиты ожидания на поверхность Земли: 1 – выход на орбиту ожидания; 2 – начало активного участка; 3 – выход на траекторию полета к Луне Рис. 42.4. Проекция на поверхность Земли траектории полета к Луне корабля Apollo-8: 3 – начало тректории полета к Луне; 4 – затмение корабля Apollo-8 Луной

10 оборотов вокруг Луны

Во время движения 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 Зодикальным светом.

Последние 2 оборота вокруг Луны экипаж готовился к переходу с орбиты ИСЛ на траекторию возвращения к Земле.

В процессе полета корабля вокруг Луны наблюдались резко выраженные не прогнозируемые вариации орбиты. Расстояние в апоселении увеличивалось от витка к витку. Эти вариации подтвердили 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 To +89 ч 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 атмосферу Земли на высоте 120 км.

Возвращение к Земле

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

На траектории полета к Земле экипаж производил навигационные расчеты по звездам, Луне, земным ориентирам, проводил испытание радиосвязи с Землей и контрольные испытания системы пассивного терморегулирования корабля (рис. 42.5).

Вход в атмосферу и посадка

За 15 мин до входа в атмосферу на высоте 120 км с помощью пиротехнических средств был сброшен служебный отсек. Вход в атмосферу начался в момент времени To +171 ч 05 мин 32 сек со скоростью 11,006 км/сек.

Автоматическая система управления командным отсеком при снижении в атмосфере поддерживала номинальную траекторию.(рис. 42.6).

Посадка произошла в Тихом океане, в точке с координатами 4°55' с. ш. и 165°00' з. д.

Рис. 42.5. Проекция на поверхности Земли траектории возвращения с Луны корабля Apollo-8: 5 – выход корабля Apollo-8 из-за диска Луны; 6 – выход в атмосферу Земли; 7 – посадка командного отсека в Тихом океане

Рис. 42.6. Траектория входа в атмосферу и посадки командного отсека Apollo-8. На траектории сделаны отметки через 1/2 мин.

Apollo-9

3 марта 1969 г. в 16 ч по Гринвичу стартовала ракета-носитель Saturn V и корабль Apollo-9 с экипажем в составе Джеймс Макдивитт (командир корабля), Дэвид Скотт (пилот командного отсека), Рассел Швейкарт (пилот лунного корабля).

Цель полета – вывод на орбиту ИСЗ полезной нагрузки 135 т, комплексные испытания корабля Apollo на орбите ИСЗ, летные испытания лунного корабля, отработка встречи и стыковки лунного корабля с командным отсеком на орбите ИСЗ.

Программа полета предусматривала квалификационные испытания всех систем лунного корабля на орбите ИСЗ; маневрирование и перестроение отсеков корабля Apollo; отработку навигации и управления при встрече и стыковке лунного корабля с основным блоком; испытания радиолокатора встречи лунного корабля на расстоянии 175 км от основного блока; тренировка экипажа по управлению лунным кораблем в автономном полете, переход Р. Швейкарта из лунного корабля в кабину экипажа и обратно через открытый космос; испытания в открытом космосе скафандра и системы жизнеобеспечения, предназначенных для выхода на поверхность Луны; испытания маршевого ЖРД служебного отсека, оценка способности ЦАП демпфировать колебания Apollo при работе ЖРД служебного отсека; испытания ЖРД лунного корабля.

Общая расчетная продолжительность полета 9 сут 22 ч 44 мин.

Основные весовые характеристики корабля Apollo-9 (кг)

Стартовый вес космической системы Saturn V Apollo-9 (2950 г) был больше на 118 т, чем в предыдущем полете Apollo-8. Первая ступень S-IC пустая была легче на 4080 кги имела новую антикавитационную систему. Вторая ступень S-II была тяжелее номинального веса на 15 400 кг и имела форсированные ЖРД J-2S, развивавшие тягу по 104,6 г.

Старт и вывод на орбиту ИСЗ

ЖРД первой ступени имели суммарную тягу у Земли 3510 т и на высоте 60 км 4170 т, проработали 2 мин 30 сек;в момент отделения первой ступени ракета находилась на высоте 67,14 км на расстоянии 93,1 км от м. Кеннеди и имела скорость 2774 м/сек. ЖРД второй ступени суммарной тягой 523 т проработали 6 мин 11 сек, высота увеличилась до 191,1 км, дальность 1550 км и скорость полета возросла до 7027,2 м/сек.

ЖРД третьей ступени проработал 112 сек и корабль Apollo-9 через 10 мин 59 сек после старта вышел на орбиту с высотой в апогее 193 км и в перигее 190 км, периодом обращения 88,19 мин и наклоном к экватору 32,58°.

Выполнение программы полета

После выхода на орбиту ИСЗ при проверке систем корабля был обнаружен ряд неисправностей: бортовая ЭЦВМ неправильно определяла параметры орбиты; плохо действовала радиосвязь; индикатор давления в баллоне с гелием системы подачи топлива в маршевый ЖРД служебного отсека показывал нулевое давление, но в Центре управления полетом установили, что давление в баке нормальное.

На втором витке экипаж начал перестроение отсеков Apollo. В момент времени To +1 ч 43 мин (Т0 – время старта) основной блок отделился со скоростью 0,3 м/сек и отошел от ступени S-IVB на 15 м. Д. Макдивитт повернул основной блок вокруг центра масс на 180°, осмотрел ступень S-IVB и убедившись, что створки переходника отделились, начал сближение со скоростью 0,22 м/сек. После стыковки с лунным кораблем корабль Apollo отделился от ступени S-IVB с помощью пружинных толкателей, и включением ЖРД РСУ на 3 сек Apollo был отведен от ступени S-IVB.

Затем ступень S-IVB двумя последовательными включениями ЖРД J-2 на 62 и 241 сек вначале перешла на эллиптическую орбиту ИСЗ 200/300 км, а потом вышла на орбиту вокруг Солнца.

В To +5 ч 59 мин, когда корабль был над Гавайскими о-вами, маршевый ЖРД служебного отсека проработал 5 сек, сообщил приращение скорости 10,6 м/сек и перевел корабль на орбиту 200,3/231,4 км.

4 марта проводились основные эксперименты и исследования. Включение маршевого ЖРД служебного отсека было произведено в To +22 ч 12 мин на 1 мин 05 сек.

С целью проверки прочности стыковочного узла корабля Apollo и способности ЦАП демпфировать колебания они возбуждались отклонениями работающего ЖРД на 0,2° в разных направлениях. ЖРД возбуждал плавную раскачку с малой угловой скоростью по тангажу 0,1 град/сек; ЦАП демпфировал колебания менее, чем за 5 сек. Колебаний по углу рыскания не наблюдалось, не наблюдалось и изгибных колебаний основного блока и лунного корабля относительно стыковочного узла. В процессе 'этого эксперимента корабль перешел на орбиту 199,2/350,8 км. В To +25 ч 17 мин было произведено второе включение ЖРД служебного отсека на 4 мин. 22 сек, скорость увеличилась на 784,1 м/сек и корабль перешел на орбиту 202,4/ /502,8 км,плоскость которой наклонена на 10° в восточном направлении; расход топлива составил 8460 кг.

В процессе работы ЖРД Д. Макдивитт с помощью ручного управления изменял направление вектора тяги и, по его заключению, на режиме ручного управления в дополнение к слабым колебаниям по тангажу и рысканию ощущались колебания и по крену.

Третье включение маршевого ЖРД служебного отсека на 28,2 сек было произведено в To +28 ч 24 мин; приращение скорости, направленное на восток, составило 91,7 м/сек, плоскость орбиты сместилась на 1°, а ее параметры стали 202/502,5 км.Этот маневр был рассчитан на Земле и точно реализован экипажем.

После проверки бортовых систем лунного корабля и телевизионной передачи с борта в To +45 ч 42 мин Д. Макдивитт выпустил посадочное шасси лунного корабля. В To +49 ч. 42 мин был включен ЖРД посадочной ступени на 367 секвектор тяги был направлен под углом к плоскости орбиты, приращение скорости составило 523 м/сек. Д. Макдивитг вручную дросселировал ЖРД и проверял способность ЦАП демпфировать колебания, новые параметры орбиты 209,5/483 км.

Пробыв в лунном корабле 9 ч и закончив эксперименты, астронавты вернулись в командный отсек.

В момент времени To +54 ч 24 мин было произведено пятое включение маршевого ЖРД служебного отсека на 43,2 сек; изменение скорости составило 175,5 м/сек и корабль перешел на орбиту 228/238,8 км.

6 марта Р. Швейкарт должен был выполнить эксперимент по переходу через открытый космос из луного корабля в командный отсек и обратно. Эксперимент предназначался для проверки возможности аварийного возвращения в командный отсек после взлета с Луны, если не удастся состыковать лунный корабль и основной блок или после стыковки не удастся открыть внутренний люк в туннеле перехода. Кроме этого, необходимо было испытать автономную систему жизнеобеспечения в открытом космосе. Весь эксперимент был рассчитан на 2 ч. По настойчивой просьбе командира корабля руководители полета заменили этот эксперимент испытанием скафандра в открытом космосе по сокращенной программе.

В момент времени To +73 ч 20 мин все три астронавта были одеты в скафандры с автономной системой жизнеобеспечения, Д. Скотт оставался в командном отсеке, а Д. Макдивитт и Р. Швейкарт были в лунном корабле. Командный отсек и лунный корабль разгерметизировали, Р. Швейкарт открыл передний люк лунного корабля, вышел на площадку и в течение 37 мин вел наблюдения, фотографирование и телепередачу.

Одновременно Д. Скотт через открытый люк командного отсека вел съемку Земли и Р. Швейкарта на фоне Земли. Окончив эксперимент, Д. Макдивитт и Р. Швейкарт вернулись в командный отсек.

7 марта был произведен самый ответственный эксперимент программы Apollo-9. Было осуществлено отделение лунного корабля от основного блока, лунный корабль с двумя астронавтами осуществил самостоятельный полет, была сброшена посадочная ступень, а взлетная ступень, управляемая астронавтами с помощью автономной системы управления и навигации, осуществила встречу и стыковку с основным блоком.

Порядок операций был следующим.

1. В To +92 ч 39 мин на исходной орбите корабля Apollo (232/239 км) произведена расстыковка лунного корабля и основного блока; ЖРД РСУ включились на 10,9 сек, приращение скорости составило 1,53 м/сек.

2. В To +93 ч 47 мин 34 сек включился ЖРД посадочной ступени лунного корабля на 24,9 сек, приращение скорости составило 27,7 м/сек,корабль вышел на фазирующую орбиту с параметрами 220/252 км.

3. В То +95 ч 39 мин 07 сек в апогее орбиты был включен ЖРД посадочной ступени лунного корабля на 24 сек (приращение скорости 24,8 м/сек), обеспечивший выход лунного корабля на орбиту, близкую к круговой (262,4/267 км); лунный корабль отстает от основного блока, двигаясь по орбите с большим периодом.

4. В To +96 ч 16 мин 04 сек произведено отделение взлетной ступени лунного корабля.

5. В To +96 ч 22 мин (первый маневр сближения) включен ЖРД РСУ взлетной ступени на 31 сек, торможение скорости 12,2 м/сек, переход на орбиту 209/255 км. В перигее орбиты взлетная ступень ниже основного блока на 18,5 км и догоняет основной блок.

6. В To +96 ч 58 мин 14 сек был включен ЖРД взлетной ступени на 3,1 сек, приращение скорости составило 11,6 м/сек.По данным радиолокатора встречи расстояние до основного блока было 139 км, а скорость сближения 32,6 м/сек;Д. Скотт секстантом определил расстояние в 124 км и сближение со скоростью 34,2 м/сек. В результате этого маневра взлетная ступень перешла на почти круговую орбиту (220,5/224 км).

7. В To +97 ч 57 мин 45 сек, постепенно сближаясь с основным блоком, взлетная ступень оказалась на 18,5 км ниже и в 37 км позади основного блока; на 18 сек были включены ЖРД РСУ и вектор тяги был направлен по линии визирования основного блока, в результате чего приращение скоростисоставило 6,8 м/сек.

8. В To +98 ч 27 мин с помощью ЖРД РСУ было произведено торможение взлетной ступени и уравнивание ее скорости со скоростью основного блока.

На расстоянии 1800 м от основного блока Д. Макдивитт развернул взлетную ступень по тангажу на 180°. Взлетная ступень и основной блок медленно сближались в течение 35 мин до расстояния 30 м, Макдивитт затормозил взлетную ступень и перевел ее на режим автоматического разворота по тангажу со скоростью 2 град/сек. После визуального осмотра взлетной ступени Д. Скотт, вручную управляя основным блоком, осуществил причаливание и стыковку со взлетной ступенью лунного корабля в To +98 ч 59 мин 38 сек.

Таким образом, лунный корабль находился в самостоятельном полете 6 ч 20,5 мин.

После стыковки Д. Макдивитт и Р. Швейкарт вернулись в командный отсек. Взлетная ступень с помощью пиротолкателей была отделена от основного блока; Д. Скотт отвел основной блок от взлетной ступени на 900 м. В To +101 ч 52 мин 44 сек по команде с Земли был включен ЖРД взлетной ступени на 5 мин 42 сек до полного израсходования топлива, при, этом имитировался взлет с Луны; приращение скорости составило 2265 м/сек, ступень вышла на орбиту 240/6954 км с периодом существования на орбите около 19 лет.

После завершения трудной и важной программы астронавтам был предоставлен длительный отдых.

В дальнейшем программа экспериментов в полете Apollo-9 была менее напряженной; экипаж продолжил испытания бортового оборудования основного блока и проверку функционирования ряда систем командного отсека, осуществлял слежение за пятью указанными ориентирами на территории США и в Южной Америке, проводил навигационные эксперименты, фотографировал участки земной поверхности.

По программе командный отсек должен был произвести посадку в Атлантическом океане на 370 кмюго-западнее Бермудских о-вов, но поскольку погодные условия в этом районе были неблагоприятными, руководители полетом приняли решение посадить корабль в 1000 км юго-восточнее м. Кеннеди.

Вследствие изменения района посадки Apollo-9 должен был совершить один дополнительный виток.

13 марта в конце 138-го витка – командный отсек Apollo-9-совершил посадку в Атлантическом океане в 545 км севернее-Пуэрто-Рико и в 290 км восточнее Багамских о-вов. Полная продолжительность полета Apollo-9 составила 241 ч 0 мин53 сек.

Руководство NASA оценило полет Apollo-9 вполне успешным. Испытание оборудования систем корабля Apollo показало его готовность к выполнению операций по полной программе с посадкой на поверхности Луны; впервые успешно осуществлена на орбите встреча и стыковка лунного корабля и основного блока; успешно прошел испытания скафандр с ранцевой автономной системой жизнеобепечения; ЦАП успешно демпфировал колебания корабля при работе маршевого ЖРД.