1.1. Проект 7969
Подготовка к пилотируемым полетам в космос в США началась в 1956 году. Управление ARPA (Advanced Research Project Administration) ВВС США сформулировало план освоения космического пространства, состоящий из четырех этапов:
- Man-in-Space-Soonest (Человек в космосе быстрейшим образом);
- Man-in-Space-Sophisticated (Человек в космосе, продолжение);
- Lunar Reconnaissance (Исследование Луны);
- Manned Lunar Landing and Return (Пилотируемая высадка на Луну и возвращение).
   |
В 1958 году Дэндридж Коул и Дональд Мюр, инженеры фирмы Martin, предложили проект простейшего КК для достижения приоритета в пилотируемом облете Луны.
Проект базировался на предположении, что к 1963 году будет создана ракетная ступень с тягой 72,5 тс. Для запуска КК в облет Луны предлагалось создать РН, первая ступень которой представляла бы собой связку из четырех таких ракетных блоков, а вторая ступень - из одного. Третья ступень должна была иметь тягу 18 тс, а четвертая - 4,5 тс. Мощности этой ракеты-носителя должно было хватить для запуска КК с одним космонавтом в облет Луны.
При разработке проекта инженеры фирмы Martin отказались от энергетически выгодной траектории длительностью 14 суток и выбрали более затратную, но более быструю траекторию. Полет от Земли до Луны должен был занять 35,4 часа, полет вблизи Луны - 9,3 часа, и обратный перелет до Земли - еще 35,4 часа. Минимальное расстояние до поверхности Луны при облете должно было составить 10 миль (16,1 км). Таким образом, весь полет должен был занять чуть больше 80 часов. Разработчики проекта аргументировали свой выбор психологическими причинами - перенести одиночество, да еще на удалении 400 000 км от Земли, в течение 80 часов гораздо проще, чем в течение 14 суток. Кроме того, для короткого времени полета требуется намного меньше запасов пищи, воздуха и воды.
КК должен был иметь форму слаборасширяющегося конуса с тупым скругленным носом. Масса КК должна была составить 4,08 т, в том числе масса теплозащиты - 227 кг.
Пилот размещался в скафандре в специальном контейнере, заполненном водой. В крышке контейнера было предусмотрено окно для наблюдения за поверхностью Луны во время облета. При входе КК в атмосферу контейнер пилота проворачивался таким образом, чтобы действующие при торможении перегрузки были ориентированы в наиболее безопасном направлении «грудь-спина».
1.4. Грузовой буксир «Lunar Ferry»
Эрнст Штулингер, один из участников создания баллистической ракеты V-2, работавший в составе группы немецких ученых после второй мировой войны в США, в 1959 году на 1-м Международном симпозиуме по ракетам и астронавтике в Токио сделал доклад, в котором предложил проект грузовой транспортной системы для доставки грузов на Луну. Проект базировался на использовании ионных ЭРДУ, работающих на энергии, вырабатываемой ядерным реактором.
В это время уже было известно о существовании радиационных поясов Земли, длительное пребывание в которых является опасным для человека. Штулингер предложил доставку экипажей на лунную базу выполнять с помощью мощных ракет, использующих химическое топливо, а для грузовых перевозок использовать беспилотный буксир «Lunar Ferry», автоматический или управляемый по радио, оснащенный ядерным реактором, который питает электро-реактивную установку малой тяги.
Ядерный реактор должен устанавливаться на конце длинной балки, на втором конце которой крепится доставляемый груз. Ядерный реактор нагревает рабочую жидкость до перехода в пар, который подается в тубину, вращающую электрогенератор. Отработанный пар подается в радиатор дискобразной формы, который вращается для создания центробежной силы. Пар, охлаждаясь, конденсируется в жидкость, которая под действием центробежной силы отбрасывается к ободу радиатора, а оттуда с помощью насоса перекачивается снова в реактор. В 1962 году проект был несколько видоизменен. Вместо радиатора дискообразной формы было предложено установить два трапециевидных радиатора, закрепленных вдоль балки, на конце которой устанавливается реактор.
Ускорение, необходимое для перемещения сконденсировавшейся жидкости к насосам, создавалось за счет работы ЭРДУ, состоявшей из двух конических блоков, в которые объединялись реактивные сопла. Блоки устанавливались на концах поперечной балки. В качестве рабочего тела предлагалось использовать, вероятно, цезий1.
В соответствии с проектом, схема доставки груза на лунную базу выглядит следующим образом. Буксир стартует с орбиты ИСЗ высотой 600 км и разгоняется по спиральной траектории, достигая окрестности Луны. При пролете Луны на расстоянии нескольких сот километров от буксира отделяется грузовой посадочный блок, а буксир совершает облет Луны и переходит на траекторию возвращения к Земле. Задействовав ЭРДУ для торможения, буксир по спиральной траектории постепенно выходит на монтажную орбиту высотой 600 км для перезаправки и приема следующего груза.
Посадочный блок оснащен тормозной ДУ большой тяги на химическом топливе. После отделения от буксира посадочный блок включает ТДУ для перехода на траекторию снижения, нацеленную на район лунной базы. При достижении высоты нескольких метров происходит отделение ТДУ от грузового контейнера. Контейнер падает на поверхность Луны с минимальной скоростью, а ТДУ продолжает работать и уводится на безопасное расстояние от лунной базы, где и разбивается о лунную поверхность.
Штулингер предложил четыре проекта буксира «Lunar Ferry», отличающихся разной мощностью ЭРДУ, начальной массой и длительностью полета по трассе «Орбита ИСЗ - Луна - орбита ИСЗ». Все варианты буксира были рассчитаны на доставку к Луне посадочного блока массой 50 т.
Самый маленький из предложенных буксир «Lunar Ferry I» имеет стартовую массу 20 т (без учета доставляемого посадочного блока), в том числе масса ядерного реактора - 10 т, масса конструкции - 3 т, масса рабочего тела ЭРДУ - 6,8 т. Мощность, вырабатываемая электро-ядерной установкой - 2 МВт. Тяга ЭРДУ - 5,2 кгс. Длительность полета к Луне и обратно - 116 суток.
Самый тяжелый буксир «Lunar Ferry IV» должен был иметь начальную массу 78 т, в том числе масса энергоблока, имевшего мощность 12 МВт, - 60 т, масса конструкции - 5,5 т и масса рабочего тела - 12,7 т. Тяга ЭРДУ - 25 кгс. Длительность полета к Луне и обратно должна была составить 58 суток.
1 Штулингер не указал конкретно, какое вещество закладывалось в расчеты в качестве рабочего тела, однако, в его других проектах космических аппаратов с ионными ЭРДУ предлагалось использовать цезий или рубидий.
1.5. Проект «Horizon»
В 1959 году Министерство обороны США приступило к разработке секретного проекта создания военной базы на Луне, получившей название «Horizon» («Горизонт»). Цели создания базы формулировались следующим образом:
- определение и защита интересов США на Луне;
- разработка базирующихся на Луне средств слежения за радиосвязью на Земле и в космическом пространстве;
- разработка средств слежения за действиями противника в космосе и на поверхности Луны;
- исследование Луны с целью дальнейшего изучения космоса и подготовки к ведению военных действий на Луне (если возникнет необходимость);
- разработка средств для наземной связи с использованием ретранслятора, расположенного на Луне;
- изучение перспектив создания оружия, размещаемого на Луне, для поражения целей, находящихся на Земле и в космосе;
- научные исследования Луны и космического пространства.
Разработкой технических средств проекта занималась группа фон Брауна (ABMA). Несмотря на секретность основной цели проекта, «Horizon» активно рекламировался в открытых средствах массовой информации, естественно, без оглашения военных целей.
Основным средством доставки грузов на орбиту ИСЗ и на Луну должны были стать ракеты-носители Saturn-I и Saturn-II. Разработка и испытания трехступенчатой РН Saturn-I должны были быть завершены к октябрю 1963 года. В 1964 году должна была быть готова четырехступенчатая РН Saturn-II, использующая улучшенные ЖРД и жидкие кислород и водород на всех верхних ступенях. Уже к концу 1964 года 40 ракет-носителей Saturn-I и Saturn-II должны были быть запущены в интересах проекта «Horizon».
Рассматривались два варианта траектории полета на Луну - как прямая, так и с промежуточным выходом на орбиту ИСЗ. Во втором случае возможно было проводить дозаправку лунного корабля на орбитальной станции, куда ракетами-танкерами предварительно должно было доставляться топливо. Там же предполагалось проводить загрузку лунного КК грузами, доставленными с Земли несколькими запусками РН. На рис. 1.6 показан проект ОКС «Horizon» с численностью экипажа 10-16 человек.
КК прямого полета с Земли должен был иметь стартовую массу 11,9 т, в т.ч. масса доставляемого на Луну груза - 2,7 т.
КК, стартующий с орбиты ИСЗ, должен был иметь массу 64 т. Масса полезного груза должна была составить 22 т.
Место расположения базы планировалось определить после выполнения программ запусков лунных зондов и проведения картографирования Луны. В выбранное место предварительно должен быть доставлен грузовой КК, несущий также запасы для системы жизнеобеспечения первой пилотируемой экспедиции.
Первую посадку двухместного КК на поверхность Луны планировалось осуществить в апреле 1965 года. Предполагалось, что космонавты, прибывшие на Луну, будут базироваться в своем КК. Для продления срока пребывания на Луне предусматривалась возможность использования космонавтами ресурсов СЖО, доставленных грузовым кораблем.
Сразу вслед за первой высадкой планировалось развернуть строительство постоянно действующей базы на Луне, так, чтобы в ноябре 1966 года численность персонала базы достигла своего постоянного значения - 12 человек. На строительство базы должно было быть выделено 61 РН Saturn-I и 88 РН Saturn-II. Частота запусков должна была составить от 5 до 7 в месяц. На Луну должно было быть доставлено более 220 т полезного груза. В течение 1967 года должно было состояться еще 64 запуска на Луну, при этом было бы доставлено еще более 100 т грузов.
Жилые помещения базы должны были монтироваться из блоков диаметром 3,05 м и длиной 6,1 м. Блоки предполагалось заглублять в грунт. В качестве блоков должны были использоваться также опорожненные грузовые контейнеры и топливные емкости. В июле 1965 на Луну должна была прибыть строительная команда в составе 9 человек. В течение строительства состав персонала базы должен был увеличиться до 12 человек. Для строительства базы должны были быть доставлены специальные строительные машины - подъемные краны, экскаваторы, бульдозеры, транспорт для перемещения персонала. Энергопитание базы должны были обеспечивать ядерные реакторы.
Проект «Horizon» не получил поддержки, так его фантастический размах и техническая сложность вызывали справедливое недоверие, подкрепленное оценками возможной стоимости проекта.
4.1. Начало проекта «Apollo»В январе 1958 года Американское ракетное общество направило Президенту США и в Национальную Академию Наук заявление, в котором предлагалось объявить целью национальной космической программы пилотируемый облет Луны в 1965 году и пилотируемую экспедицию на Луну в 1968 году. В конце октября 1958 года Комитет NASA по космической технике подготовил отчет, в котором говорилось:
| «После тщательного рассмотрения предполагаемых возможностей создания космических ракет, Комитет пришел к выводу, что США смогут осуществить высадку людей на Луну не позднее августа 1966 года». |
В числе задач, выполняемых с помощью КК «Apollo», рассматривался и пилотируемый облет Луны (без выхода на окололунную орбиту). Оговаривалось, что такой облет будет возможен не ранее 1970-х годов. В дальнейшем планировалось начать работу по созданию КК для полетов с посадкой на Луну
4.2. Первый проект лунного КК
В сентябре 1959 года инженеры NASA Милтон Розен (Milton Rosen) и Карл Швенк (F. Carl Schwenk) выступили на 10-м Конгрессе Международной астронавтической федерации, проходившем в Лондоне, с проектом КК для полета на Луну.
Трехступенчатая РН Nova должна была выводить на траекторию полета к Луне КК, состоящий из трех блоков - посадочная ступень, взлетная ДУ и командный модуль.
Первая ступень РН представляет собой пакет из семи цилиндрических баков с керосином и жидким кислородом. Диаметр каждого бака - 4,88 м. Максимальный поперечный размер первой ступени - 14,7 м. ДУ первой ступени состоит из шести ЖРД F-1, имеющих тягу по 680 тс на уровне моря. Вторая ступень образована четырьмя топливными баками, также диаметром 4,88 м каждый. В качестве ДУ второй ступени устанавливается один ЖРД F-1. Третья ступень, также составленная из четырех цилиндрических баков, работает на жидком кислороде и жидком водороде.
Полная стартовая масса комплекса составляет 3 000 т. Высота РН вместе с КК - 67,1 м.
Старт РН предполагалось производить с одного из экваториальных островов Тихого океана. КК с экипажем из двух человек выводится на траекторию полета без выхода на промежуточную орбиту ИСЗ. Длительность полета к Луне - 60 часов.
При приближении к Луне запускается ДУ посадочной ступени, состоящая из четырех ЖРД с дросселируемой тягой. КК выполняет посадку на четырехопорное шасси. Диаметр окружности по опорам - 12,2 м. Посадка производится по сигналам радиомаяка, роль которого исполняет АМС, доставленная ранее в район Луны, выбранный для высадки экспедиции. Также в этом районе предварительно совершает посадку в автоматическом режиме беспилотный КК, являющийся запасным для пилотируемой экспедиции.
Длительность пребывания на Луне - 12 суток. После выполнения программы пребывания на Луне экипаж занимает места в командном модуле и производит запуск взлетной ДУ. Взлетная двигательная установка представляет собой цилиндрический корпус с топливными емкостями и ЖРД, установленный в торце. Взлетная ДУ установлена по оси посадочной ступени, топливные баки которой и агрегаты служат защитой для взлетной ДУ от метеоритов и перепадов температуры во время пребывания КК на Луне. Командный модуль выводится взлетной ДУ непосредственно на траекторию полета к Земле.
Командный модуль по форме аналогичен КК «Mercury», но имеет бóльшие размеры. Диаметр модуля по теплозащитному экрану равен 3,66 м, высота 4,27 м. Посадка модуля производится на воду, на одном парашюте.