Читать книгу Пепелацы летят на Луну. Большой космический обман США. Часть 10 - Аркадий Велюров - Страница 9

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.

К торжествам готовились не только правительства стран, победивших фашизм. Готовились и «вечно вчерашние» устроить какую-нибудь гадость к празднику. Обычно они любят это делать 30 апреля в день самоубийства Адольфа Гитлера.

Если вы в курсе, в Америке очень почитают память президента Рузвельта. Так что американским фашистам можно устраивать шабаш дважды, можно 30 апреля, а можно скажем 11—12 апреля. В этот день,11 апреля 1945 года президент США Франклин Рузвельт получил личное послание тов. Сталина, в котором тот тонко и деликатно намекал Рузвельту на переговоры оберстгруппенфюрера СС Вольфа с Даллесом в Швейцарии (операция «Санрайз»). К сожалению, деликатности такой господин Рузвельт вынести не мог, отчего то ли 11, то ли 12 апреля скоропостижно скончался. По крайней мере, об этом было объявлено уже 12 апреля. Этот день стал последним радостным событием в пестрой жизни Адольфа Шикльгрубера. Именно так этот день описывал очевидец всех событий известный писатель Юлиан Семенов. А нам этот день достался, по стечению обстоятельств, как «день космонавтики».

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.

11 апреля 1970 г. в 19 ч 13 мин по Гринвичу стартовала ракета-носитель «Saturn V» и корабль «Apollo-13» с экипажем в составе: Джеймс Ловелл (командир корабля), Джон Суиджерт (пилот командного отсека) и Фред Хейс (пилот лунного корабля). В первоначальный состав экипажа в качестве пилота командного отсека входил Томас Мэттингли. Но за неделю до старта руководство NASA приняло решение заменить его Д. Суиджертом из дублирующего экипажа по медицинским соображениям.

Видимо с недобрым сердцем дяди с немецким акцентом отправляли простых американских парней. Граждан страны, которая варварски бомбила мирные немецкие города, убивала женщин, стариков и детей уже разгромленной Германии. И к тому же корабль попался что надо, «Аполлон №13».

В источнике ^[1] есть интересная фраза: «Во многих газетах, по радио и телевидению в США высказывалось мнение людьми, далекими от космической техники, что полеты на Луну становятся обычным делом, полет „Apollo-13“ это уже пятый пилотируемый полет к Луне и он не вызывает сомнений в надежности».

Внимательно читая материалы по полету «Apollo-13», меня все время не покидает мысль, что именно этот экипаж и именно в этом полете должны были убить. У астронавтов кончалось то одно, то отказывало другое, то третье вылезало. Более всего трагические сводки полета мне напомнили медицинские бюллетени Ясира Арафата во французской клинике. Было видно, что публику медленно готовят к худшему. Был по поводу Арафата даже такой анекдот из разряда черного юмора: «состояние покойного за истекший день существенно не ухудшилось».

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;

2) была ли установлена телекамера на борту АМС «Луна-15»;

Бдительный читатель наверняка спросит: «Какое отношение имеют эти посторонние вопросы к предмету нашего исследования?»

Не торопитесь, всему свое время.

Рис.1 АМС «Зонд»: 1 Остронаправленная антенна; 2 Возвращаемый аппарат; 3 Служебный отсек с двигателем маневрирования и системой управления ориентацией; 4 Солнечные батареи (вид снизу); 5 Приборный отсек

3 августа 1964 г. Постановлением ЦК КПСС и СМ СССР была утверждена советская лунная программа. В ней записали, среди прочих, такой пункт: «ОКБ-52 (Генеральный конструктор – В. Н. Челомей) – разработка трехступенчатой РН УР-500К, Лунного корабля ЛК-1 для облета Луны и разгонного блока. Срок исполнения: II квартал 1967 г.» В дальнейшем в программу внесли коррективы, и Челомею подсунули облетный корабль Союз-7К-Л1, который являлся усеченным вариантом орбитального корабля «Союз», только без орбитального отсека.

По политическим соображениям этот аппарат «зашифровали» под именем «Зонд». Попытаемся найти ответ на первый вопрос. Он, в сущности, лежит на поверхности. Источник ^[3] сообщает нам следующее: «В самом конце 1966 г. вышло правительственное постановление о разработке проектов пяти плавучих измерительных пунктов для программы Л1, четырех телеметрических и одного командно-измерительного. Они были необходимы для обеспечения полета Л1 на участке возвращения к Земле, невидимом с территории СССР. По командам плавучего КИП выполнялась третья коррекция, обеспечивающая вход спускаемого аппарата (СА) в заданный „коридор“ под требуемым углом. Он же принимал телеметрическую информацию и производил измерения параметров траектории Л1. Телеметрические плавучие пункты размещались вдоль трассы спуска, от точки входа в атмосферу над Южным полюсом до конца зоны видимости из акватории Индийского океана».

Особо хочу обратить внимание читателей на следующую фразу: «Штатная посадка планировалась на территорию СССР в Казахстане. В случае нештатных ситуаций спуск происходил по баллистической траектории в акватории Индийского океана. В этом случае телеметрические суда участвовали совместно с судами Поисково-спасательной службы (ПСС) ВМФ в поиске объекта».

И так, мы выяснили: спускаемому аппарату надо заходить на посадку под заданным углом, чтобы попасть в так называемый «коридор»! Почему «коридор»? Что будет, если не выполнить данные условия? Масштабность задачи приземления со второй космической скоростью можно описать так ^[4]: «При возвращении космического аппарата после полета к Луне, когда скорость его входа в земную атмосферу близка ко второй космической скорости, проблема спуска усложняется в связи с увеличением перегрузок и повышением напряженности теплового потока. Для успешного решения задачи спуска надо в этом случае очень точно выдерживать «коридор» входа в атмосферу, который определяет границы по углу входа в атмосферу.

В случае больших углов возникают большие перегрузки, и, наоборот, при очень малых углах атмосфера может не «захватить» спускаемый аппарат вследствие незначительности своего сопротивления его движению. Отметим, что границы коридора входа зависят как от аэродинамических характеристик спускаемого аппарата, так и от того, каким образом используется аэродинамическое качество аппарата на начальном участке погружения в атмосферу. Кроме того, с увеличением скорости полета уменьшается и ширина коридора входа в атмосферу, а это ведет к увеличению точности работы системы навигации и коррекции на подлетном участке траектории.

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.

Для спускаемого аппарата с системой управления движением возвращение с Луны может решаться и иным путем. При достаточно крутом входе в атмосферу, когда угол входа больше 2°, траектория спускаемого аппарата даже при малых постоянных значениях угла атаки и небольшом коэффициенте качества (в пределах 0,2—0,3) содержит восходящие участки, т. е. возможен рикошет аппарата. В этом случае допустимо двойное погружение спускаемого аппарата в атмосферу (рис.2). При подлете к Земле со второй космической скоростью при угле входа 3° спускаемый аппарат после первого погружения выходит из атмосферы на эллиптическую орбиту и затем вновь входит в атмосферу, но уже на расстоянии 10000 км от точки выхода».

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.

Подчеркнем, что, рассматривая возможности спускаемого аппарата при возвращении с орбиты и с лунных траекторий, мы предусматривали программное управление движением аппарата. Однако при возвращении с орбиты могут возникать и такие ситуации, когда управлять траекторией спуска с помощью аэродинамических сил станет невозможно. Например, если вдруг спускаемый аппарат не удалось сориентировать перед входом в атмосферу или, скажем, подготовить систему управления. В этих ситуациях необходимо осуществлять баллистический спуск по траектории, которая формируется без использования подъемной и боковой аэродинамических сил аппарата».

Как вы догадались, задача безопасного приземления со второй космической скоростью сама по себе, невзирая на точность, «хоть куда-нибудь», уже является большим научно-техническим достижением, почти чудом.

Тем более странно на фоне перечисленных проблем, выглядит американская статистика. Почему-то во всех случаях спускаемые аппараты приземлялись четко в радиусе всего двух, иногда одной морской мили от какого-нибудь авианосца? Особую гордость вызывает «Apollo-16» с его запредельной точностью 550 метров! Отметим также, что экипаж «Apollo-13» сумел безо всяких приборов, на глазок, приводнится с точностью 1 морской мили возле вертолетоносца «Иводзима»!

Любопытная деталь, все поисково-спасательные группы кораблей ВМС США всегда ожидали спускаемый аппарат только в одной точке! Даже сейчас, когда полеты на орбиту Земли стали рутиной, поисково-спасательные отряды российских служб всегда готовы к приему гостей в двух точках, в точке управляемого спуска, и в точке баллистического спуска. Эти точки при спуске с орбитальной станции разнесены не очень далеко, всего 500 км. Но при возвращении со второй космической скоростью разница в точках приземления идет на тысячи километров. Почему-то в НАСА этот момент как-то упустили. Скажем больше, когда неуправляемый корабль «Apollo-13» несся к Земле, и экипаж, как утверждают в ЦУПе НАСА, вручную пытался попасть в этот самый коридор (а это всего 10 км), даже тогда баллистики считали только одну возможную точку посадки. Почему не две? Может просто они этого не знали?

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.

Рис.3 (слева): схема входа в атмосферу корабля «Apollo». Условно показаны две точки посадки: Точка для короткого баллистического и точка управляемого спуска, «с горкой». 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. Этот рисунок иначе как условностью рассматривать нельзя, ведь меньшему углу входа, как правило, соответствует большая дальность, но не наоборот, как это показано на рисунке. Так что речь идет именно о длине сектора приземления.

Генерал Каманин так описывал процесс посадки советского лунного корабля «Зонд» ^[7]: «Корабль, по расчетным данным, должен входить в атмосферу Земли под углом 5—6 градусов к плоскости местного горизонта.

Уменьшение угла входа от допустимых значений всего на один градус чревато возможностью «незахвата» корабля атмосферой Земли. Превышение угла входа на один градус ведет к возрастанию перегрузок от 10—16 единиц при расчетном спуске до 30—40 единиц, а более значительное увеличение этого угла будет опасно не только для экипажа, но может привести и к разрушению самого корабля. Иными словами, корабль должен пролететь более 800 000 километров по трассе «Земля – Луна – Земля» и на скорости 11 километров в секунду попасть в зону («воронку») безопасного входа диаметром 13 километров. Такая высокая точность может сравниться лишь с точностью, потребной для попадания в копейку с расстояния 600 метров». В дневниках генерала Каманина есть четкое упоминание, что расчетный коридор имел значение условного перигея 49 км ± 7 километров, т.е. в диапазоне 42…56 км. К примеру, «Зонд-5» из-за отказа системы ориентации, имел перигей ~35 км (т.е. промахнулся и шел баллистикой с перегрузками до 16 единиц). «Зонд-6» шел четко по трассе с перигеем ~45 км (попал в коридор, при этом максимальные значения перегрузок на этом участке составляли 4—7 единиц) и совершил удачный маневр-прыжок длинной 9000 км.

А теперь вернемся к нашим американцам. Источник [5] дает нам подробные сведения о параметрах входа в атмосферу и посадки СА «Аполлон». Так, «тормозной» путь у них находился в районе 1300 морских миль = 2400 км. Иногда на сотню больше, иногда на сотню меньше. При этом типичный угол входа в атмосферу равен 6,5° при максимальных перегрузках меньше 7 g. (Все углы входа американцы уже отсчитывали от высоты ~400 тыс. футов или ~120 км, хотя до этого – на рис.5 такой отсчет велся от высоты ~300 тыс. футов или ~91 км). В источнике [1] есть карта места посадки корабля Apollo-11. Я долго не мог понять, что с ней не так, потом понял: область возможных посадок, или район поиска, находится дальше (по ходу полета) точки управляемого приземления. А должно быть наоборот: нештатная зона баллистического спуска всегда находится (на траектории) перед точкой управляемого спуска. Но не наоборот! Чем дальше точка приземления от места входа в атмосферу, тем глубже аэродинамический маневр в атмосфере. Чем ближе к точке входа, тем больше траектория приближается к классической баллистической параболе.

Рис.4: Место посадки командного отсека корабля «Apollo-11».

Вопросы (риторические): Согласно данным ^[5] в Тихом океане было задействовано при всех полетах после «Apollo-11» два корабля службы спасения и поиска? Интересно, как всего двумя кораблями покрыть указанный на карте район поиска? И это при том, что в рядовых орбитальных полетах количество морских судов ВМФ США обычно в два-три раза больше. Корабли в Атлантике не в счет, до Атлантики «Apollo» точно не должен был дотянуть. Давайте рассчитаем условный перигей траектории Аполлонов. Если мы знаем параметры траектории для некоторой точки: Vвх, θвх, Hвх, то из системы уравнений:

(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

Дабы не отяжелять текст, приведу результат: для стандартного угла входа -6,5° на высоте ~120 км получаем перигей в районе ~36 м. И еще один момент нужно учесть. Нагрузка на мидель (площадь сечения перпендикулярного вектору скорости) у кораблей Аполлон и Зонд/Союз отличается в полтора раза: у Аполлона 5560 кг веса на 12 в.м. миделя, а у Союза – 2850 кг на 3,8 кв. м. миделя; т.е. у Аполлона «парусность» в полтора раза выше.

Это означает, что аналогичные аэродинамические силы будут для него достигаться в несколько более высоких слоях атмосферы. Для того чтобы траектория спуска «Союза» и «Аполлона» имела одинаковый «профиль» с точки зрения аэродинамических сил, последний при равной скорости должен находится на высоте, где плотность воздуха в полтора раза меньше.

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

Тогда расстояние между высотой траектории «Союза» h₁ и «Аполлона» h₂

ρ₁ / ρ₂ = 1.5 = exp ((h₂ —h₁) /h₀); (h₂ —h₁) = 0.405 • h₀; (h₂ —h₁) = ~2,9 км;

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).

В угловых параметрах для высоты 120 км наклон скорости к местному горизонту должен быть в диапазоне от 5,6° до —6,1°. К сожалению, «Аполлон» промахивался мимо коридора и шел ниже – в районе плюс-минус 36 км перигея или -6,5° угол входа.

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

На рис. 5: «Skip range» – длина «прыжка»; «Ballistic trajectory» – внеатмосферный участок спуска. При управляемом спуске, с углами входа в атмосферу в рекомендуемом диапазоне, на траекторной линии есть точка, где вертикальная скорость Vy=0. До этой точки вертикальная скорость отрицательная, капсула падает вниз, после этой точки вертикальная скорость положительная, начало восходящей ветви траектории. Назовем эту точку (условно) точкой рикошета. Горизонтальная скорость в этой точке примерно 8 км/с. Отметим, однако, что при слишком больших углах входа и при баллистическом спуске, такой точки может не быть, и вдоль всей траектории вертикальная скорость Vy будет отрицательной. Так вот, при меньших углах атаки эта точка расположена в более высоких слоях атмосферы. При больших углах входа эта точка будет находиться в нижних слоях атмосферы.

Математически можно записать так: длина второго участка атмосферного спуска будет являться решением прямой задачи баллистики из начальной точки – точки рикошета, где Vy=0; при скорости бросания около 8 км/с; известной высоте точки «рикошета» Н_р; при ненулевом аэродинамическом качестве K= Fy/Fx. Зная начальные параметры входа, и варьируя параметр K= Fy/Fx, мы можем влиять на дальность района приземления. Поэтому длина траектории является важным косвенным признаком. Дальний рикошет говорит о малых углах входа и умеренных перегрузках, быстро «утонули» в атмосфере, большие углы входа и большие перегрузки. Численное моделирование на компьютере показывает, что при входе в секторе от -5,6° до -6,1° капсула Аполлона испытала бы максимальные перегрузки в пределах 4÷7 единиц с возможностью «прыжка» на расстояние 6000 км – 9000 км. А в случае срыва на баллистический спуск перегрузки не превысят 10÷11 единиц. Если принять угол входа в районе -6,5°, то максимальные перегрузки, при управляемом спуске, достигнут ~9 g, при баллистическом спуске до ~16 g (примерно под таким углом входил «Зонд-5», так что данные численного расчета совпадают с данными конкретного полета). Для крайних случаев с максимальным углом входа -7,08°(«Аполлон-4») перегрузки составят ~12 g при управляемом спуске, и ~22 g на баллистике.

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

Приложение: «Как „Аполлоны“ спускались в атмосфере».

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.

При расчетной дальности более 9000 км перегрузка не более 4,86 g. Такой профиль траектории соответствовал спуску СА «Зонд».

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.

На графике показана траектория спуска капсулы при угле входа -5,9°(в коридоре -5,6°÷ -6,1°). Поэтому ученые умы придумали ход – спускаться не в одно «касание», а в два. При первом погружении капсула теряет скорость до величины порядка первой космической, а при втором погружении происходит штатный спуск как при возвращении с орбиты спутника Земли.

Как говорят математики, эту задачу к предыдущей задаче. Наглядно это показано на следующем рисунке (рис.1): «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».

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

В документах НАСА имеется четкое указание, что в начале 60-х годов, они прорабатывали точно такую же схему приземления спускаемого аппарата. Рис.2: «Двойное погружение и прыжок в документах НАСА». Тем более странно и нелепо в последствие оказалось, что в отличие от двухнырковой схемы спуска советских «Зондов», американские «Аполлоны» после возвращения с Луны садились «тупо» – «в лоб» одним нырком и достаточно коротким участком приземления (~2250 км) между точкой входа и точкой приводнения. Напомню, что отличительной особенностью двухнырковой схемы является очень большой «тормозной» путь – порядка ~8000…10000 км.

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.

Теперь давайте попробуем вооружиться двумя программами расчета спуска капсулы на Землю, и численно посчитать «эволюцию» спускаемого аппарата в плотных слоях атмосферы. Первая программа и модель принадлежит автору статьи, вторая (для сравнения и оценки) – взята здесь: «ReentryModel. zip»

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/с²] |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):

x″ = —Q* (v_x/v) —P_у* (v_y/v) – (μ/r²) *x/r

y″ = —Q* (v_y/v) +P_у* (v_x/v) – (μ/r²) *y/r

При этом учитываем следующую связь переменных:

x′ = v_x

y′ = v_y

v² = v_x² + v_y²

r² = x² + y²

H = r – r₀

начальные условия: m/S = 465кг/м²; C_x =0,85; C_у /C_х=0,34; tg (α) = v_y /v_x —начальный угол; v = v₀; H = H₀;

управление (исходя из заданной дальности L) реализуется изменением угла крена – путем уменьшения Су»=Су*cos (γ)

(дальность 2250км достигнута при К»=Су»/Сх=0,136).

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

J_y = (55y’_i – 59y’_i-1 +37y’_i-2 – 9y’_i-3) /24

y_i+1 = y_i + J_y*Δt

Шаг счета h=0,1 сек. Погрешность решения, найденного многошаговым методом, оценивается как |y_i – y_i* | <O (h⁴).

ВТОРАЯ МОДЕЛЬ РАСЧЕТА

Особенности программной реализации второй модели автору не известны. Однако анализируя данные, автору удалось установить, что на диаграмме «Асс» эта программа показывает непосредственно перегрузку, а не скажем общее ускорение капсулы.

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

Если принять угол входа в районе -6,5° то максимальные перегрузки, при управляемом спуске достигнут ~9 g, баллистический спуск ~16 g (примерно под таким углом входил «Зонд-5», так что данные численного расчета совпадают с данными конкретного полета).

Для крайних случаев с максимальным углом входа -7,08°(«Аполлон-4») перегрузки составят ~12 g при управляемом спуске, и ~22 g на баллистике.

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.

А вот данные моделирования второй программой «асс».

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.

На графике показана траектория спуска капсулы при угле входа -5,9°(в коридоре -5,6°÷ -6,1°). При расчетной дальности более 9000 км перегрузка не более 4,86 g. Такой профиль траектории соответствовал спуску СА «Зонд». Для сравнения: в авторской программе максимум достигался на 91-й секунде при скорости 8,9 км/с на высоте ~50 км. Значение перегрузки ~89 м/с² или ~9 g. Численное моделирование на компьютере показывает, что при входе в секторе от -5,6° до -6,1° капсула Аполлона испытала бы максимальные перегрузки в пределах 4÷7 единиц с возможностью «прыжка» на расстояние 6000 км …9000 км. А в случае срыва на баллистический спуск перегрузки не превысят 10÷11 единиц.

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.

При стандартных углах входа в атмосферу все спускаемые аппараты кораблей «Аполлон» испытывали перегрузки от 9 g (нижняя оценка) до 10 g (верхняя оценка) при стандартной дальности около ~2250 км.

Если бы НАСА следовало рекомендациям по двухнырковым схемам спуска, и спускаемый аппарат попадал в вышеуказанный коридор входа, то при дальности приземления 7000…9000 км реализуются перегрузки от 5 g (нижняя оценка) до 6 g (верхняя оценка). Это полностью подтверждается успешным спуском капсул «Зонд-6» и «Зонд-7» по вышеописанной траектории.

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.

А вопрос в том, что изначально американцы отсчитывали свои высоты «входа в атмосферу» от 300тыс. фут или ~90 км (рис.2). А уж потом в отчетности по Аполлону резко перешли на отсчет от отметки 400тыс. фут или ~120 км. Так вот: они могли пойти на это, дабы траектория спуска не выглядела столь «крутой».

Более того, сама постановка вопроса про «вход» в атмосферу на высоте 120 км просто бессмысленна, ибо акселерометры капсулы Аполлона регистрируют наличие торможения в воздухе при ускорениях не менее 0.05 g, что имеет место на высоте ~89…90 км.

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.

Как нам следует понимать эти данные? В принципе понимать нужно так: трасса спуска СА «Союз» является решением обратной баллистической задачи попадания в заданный район при условии «минимальные перегрузки», а трасса спуска СА Аполлон является решением обратной баллистической задачи попадания в заданный район при условии «минимальное рассеивание». Действительно, если ставить задачу спасения экипажа, то приходится идти на разные ухищрения. Нужно предусмотреть безопасную трассу с минимальными перегрузками, расставить корабли поисково-спасательной службы вдоль всего океана, ждать экипаж в двух точках, между которыми тысячи километров и т. д. Короче, как писал Каманин, необходимо было попасть в копейку с расстояния 600 метров.

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!

Интересно, что в некоторых изданиях 60-х годов, американские авторы, не стесняясь, прямо говорят, что в лучшем случае, капсула «Аполлона» может подвергнуться испытанию на перегрузки 10 g. Но астронавты должны быть готовы и к перегрузкам 20 g.

Для примера несколько историй из жизни советских космонавтов. Из разряда, раньше об этом не принято было говорить. Скажем, при баллистическом приземлении «Союз-5» космонавт Волынов при перегрузке всего 8 g, кроме полученных синяков и ссадин, по рассказам, еще, якобы, потерял несколько передних зубов. Или вот другая история. Рассказанная, если мне не изменяет память, космонавтом Леоновым в одной из телепередач памяти Павла Беляева. У них спуск был очень тяжелый. Мало того, что спускаемый аппарат «Восход-2», это тот же гагаринский шар для баллистических спусков. Так еще и отказала система ориентации, и спускались вручную, «на глаз». Перегрузки зашкаливали, приземлились, черт знает где. И хотя они были в космосе всего сутки, первые минуты после посадки они едва могли встать на ноги. Выбравшись на снег, они какое-то время просто лежали на снегу от бессилия. И лишь потом, поняв, что найдут их не скоро, стали чего-то делать.

А теперь представьте солнечные улыбки астронавтов. Такое впечатление, что они не только не утомились, но на их лицах нет даже легкой усталости от тренажерного зала. Как будто они только вышли из парикмахерской с новой прической и наложенным гримом для студийной съемки. Носик напудрили. Звезды космического «мыльного сериала».

Кстати, очень трогательно, выглядят кадры из фильма про «Аполлон-13». Экипаж, из-за нехватки электричества, отключил бортовой компьютер и систему ориентации. Далее в ручном режиме, ориентируясь по видам в иллюминаторе, «астронавты» собирались попасть в тот самый коридор 10 км с точностью входа плюс-минус 1 град. При этом корабль трясло, «джойстик» все время вырывало из рук у пилота корабля, словно это трактор едет по колдобинам в колхозе.

Вот мы и разобрались с первым вопросом. Остался второй.

Была ли телекамера на борту АМС «Луна-15»?

«Какая разница?» – спросите вы. Ну что ж, это как посмотреть. Вообще-то разница есть, и большая. Если таковая была на борту, то астронавтов однозначно надо было убивать. И чем скорее, тем лучше. И если не в полете «Apollo-13», то в любом ближайшем так точно. Почему? Сейчас расскажу.

В СССР был разработан аппарат для доставки на Землю лунного грунта под условным обозначением E-8-5.

В печати полеты изделия Е-8-5 именовались АМС «Луна» №15,16,18,20,23 и 24.

Судьба у них сложилась по-разному: «Луна-15» и «Луна-18» разбились, «Луна-23» прилунилась, но с повреждениями и не смогла взять грунт, три станции – №16, 20 и 24 успешно привезли около 300 грамм лунного грунта на Землю.

Станции «Луна-15-20» имели серию Е-8-5, а уже «Луна-23» и «Луна-24» имели серию Е-8-5М, то есть были модернизированными. Советские лунные автоматические станции имели на вооружении телевизионные системы передачи изображения на Землю. Например, на станции «Луна-12», выведенной на окололунную орбиту 25 октября 1966 г., была поставлена первая фототелевизионная система, что позволило приступить к более детальному изучению лунной поверхности. При этом наиболее мелкие детали рельефа, различимые на полученных снимках, имели размер 15—20 м.

На рис.6 изображена станция «Луна-16».

Рис.6 эскизный рисунок АМС «Луна» №15,16,18,20,23,24

Устройство АМС «Луна-16»: 1 Возвращаемый аппарат. 2 Ленточное крепление возвращаемого аппарата. 3 Антенна на взлетной ступени. 4 Приборный отсек взлетной ступени. 5 Топливные баки взлетной ступени. 6 Телефотометр. 7 Приборный отсек посадочной ступени. 8 Штанга грунтозаборного устройства. 9 Грунтозаборное устройство. 10 Один основной и два управляющих ракетных двигателя посадочной ступени. 11 Посадочные стойки. 12 Тарельчатые опоры. 13 Топливные баки посадочной ступени. 14 Ракетные двигатели малой тяги для управления в полете.15 Ракетный двигатель взлетной ступени. 16 Малонаправленная антенна на посадочной ступени.

У АМС «Луна-16» нет классической телекамеры, но есть два «телефотометра», фототелевизионные оптико-механические системы. Данная система предназначена для получения панорамных изображений, не требующих высоких скоростей передачи изображения.

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.

Оптико-механические камеры на «Луноходе-3» в музее НПО им. Лавочкина. По оси камеры, которая является осью панорамирования, расположена опорная труба 8, в которой закреплены объектив 9 с диафрагмой и фотоэлектронный умножитель 10. Конструкция камеры разбита на две секции. Верхняя секция несет на себе оптико-механические элементы развертывающего устройства. Некоторые из них хорошо видны на чертеже: электродвигатель 11, сканирующее зеркало 12, кулачковый механизм 13.В верхней секции установлен также электронный блок управления двигателем 14. Вся эта секция в процессе панорамной развертки вращается на подшипниках вокруг опорной трубы. Электрическая связь с ней поддерживается с помощью коллектора 15. Нижняя, неподвижная, секция содержит блок высоковольтного питания фотоэлектронного умножителя 16 и усилитель телевизионного сигнала 17.

Согласно информации НПО им. Лавочкина, телефотометры были предназначены для выбора места бурения, для определения азимута разворота грунтозаборного устройства. На посадочной платформе лунной станции типа Е-8-5 были установлены два телефотометра, полностью аналогичные приборам, установленным на «Луноходе». Для освещения зоны работы грунтозаборного устройства параллельно телефотометрам были установлены светильники. 20 сентября 1970 года, после прилунения «Луна-16», с помощью бортовых телефотометров были предприняты попытки получить изображения места бурения. Всего были три включения телефотометров. Из-за недостаточной освещенности изображения места бурения получено не было. На двух изображениях видна Земля в виде светлого пятна… Следующая станция типа Е-8-5 оказалась более успешной: «Луна-20» после прилунения, 21 февраля 1972 года, дважды передала на Землю изображения места посадки.

А вот так выглядит посадочная платформа, переданная оптико-механическими камерами «Лунохода» при хорошей естественной освещенности.

Помимо того, искусственные спутники Луны «Луна-19» и «Луна-22» имели доработанные фототелевизионные установки для съемки поверхности Луны с орбиты искусственного спутника Луны (ИСЛ), а на станциях «Луна-17» и «Луна-21», кроме того, устанавливалась малокадровая телевизионная система, предназначенная для получения изображений лунной поверхности, необходимая для дистанционного вождения данного колесного транспортного средства.

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.

О практической разрешающей способности системы можно судить по полученной с расстояния около 10 м. фотографии, где видна посадочная платформа «Лунохода». Четкость единичного изображения малокадровой телевизионной системы, безусловно, хуже, чем у оптико-механической панорамной камеры.

Однако скорость передачи изображения, не идет ни в какое сравнение. Малокадровая система позволяла передавать картинку в движении, без чего невозможно водить «Луноход». Еще можно было, при желании, использовать стандартную фотопленочную установку ФТУ-Б, которая широко использовалась на советских АМС «Марс» и т. д. Вот ее примерные параметры: тип ФТУ-Б; фокусное расстояние объектива 500 мм; запас пленки (42 кадра); размер кадра 24 на 24 мм; размер изображения 1100 на 1100 элементов; время передачи на Землю одного кадра 17 минут.

Почему именно так важна эта «Луна-15»? Вот теперь самое тонкое и интимное. Дело в том, что «Луна-15» была запущена (наберите в грудь воздуха) 13 июля 1969 года! За три дня до исторической даты – 16 июля 1969 г. старт корабля «Apollo-11» с Армстронгом, Олдрином и Коллинзом. А теперь еще интересней! 17 июля в 10:00 по Всемирному времени космическая станция «Луна-15» вышла на окололунную орбиту с параметрами 240 км х 870 км, наклоненную к лунному экватору под углом 126°. Советский Союз объявил, что «Луна-15» совершит посадку на Луну 19 июля. Однако… наступило 20 июля, а советская лунная станция все еще не собиралась идти на посадку!

«Луна-15» три дня висит на орбите (высота в апоселении – 110 км, высота в периселении – 16 км, наклонение 127°) и ждет, когда «Apollo-11» не просто долетит, а произведет посадку. И только после расчетного времени посадки «Apollo-11» в районе Моря Спокойствия, 21 июля в 15:46:43 по Всемирному времени, на 52-м витке, «Луна-15» получила команду на совершение посадки. К сожалению, по невыясненным до сих пор причинам, сигнал с аппарата прервался спустя 4 минуты после запуска двигателя для схода с орбиты. Космическая станция «Луна-15» разбилась ориентировочно в точке 17° с. ш. и 60° в. д., примерно в 800 км восточнее котловины Моря Спокойствия!

Пожалуй, самым интригующим вопросом является следующий вопрос: Совершала ли «Луна-15» пролет непосредственно над предполагаемым местом посадки «Apollo-11»?

Скандал был колоссальный! Американцы топали ногами и требовали запретить полет «Луна-15»! Астронавт Борман лично звонил в АН СССР и издавал поросячий визг негодования. В ответ ему посочувствовали, даже вроде бы дали точные параметры орбиты советской лунной станции, чтобы не дай Бог, они не пересеклись в небе над Луной.

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?

Безусловно, мы все прекрасно понимаем, что архаичные оптико-механические фототелевизионные системы советских межпланетных станций были не в состоянии конкурировать с электронными телевизионными камерами высокого разрешения, которые устанавливаются на военные спутники оптической разведки. Причина объективная, слишком узкий радиоканал для передачи изображения из-за слишком большого удаления от наземных радиоприемных антенн центров космической связи. Качество изображения оставляло желать лучшего. Поэтому не будем питать больших иллюзий, что подобная фоторазведка могла быть слишком успешной. И, тем не менее, представляете, если американские «безобразия», все-таки были засняты на пленку, и сданы в архивы ЦК КПСС.

Даже не так – предположим, что телекамера на борту «Луна-15» действительно была и могла заснять все что «нужно» было сфотографировать. Какой простор для шантажа высшего американского руководства открывается впереди! Заодно, находясь на орбите ИСЛ, можно радиосредствами установить более простой вопрос: Откуда все-таки ведется «телепередача» лунных прогулок, только ли с орбитального корабля, или все-таки с поверхности Луны?

В свое время через «Зонд-4» советские космонавты тренировались, через центр связи Евпатория, по ведению переговоров. Это даже стало поводом для слухов, что на борту «Зонд-4» кто-то есть. Так что сама по себе трансляция переговоров с окололунного пространства еще ни о чем само по себе не говорит.

Суть в том, что у астронавтов в скафандрах установлены ранцевые радиотелефоны УКВ диапазона. С Земли их не запеленгуешь, слишком маломощный сигнал, а с высоты несколько десятков километров над поверхностью Луны, это сделать можно, плевое дело! Наверняка «железяка», изображавшая из себя пилотируемый корабль «Аполлон», всего лишь транслировала заготовленную запись лунных «приключений». Но, в реальном полете должны быть еще сигналы ранцевых радиотелефонов двух астронавтов, да еще на разных частотных каналах.

Я не буду подробно описывать схему пеленгации в движении при помощи самых обыкновенных дипольных УКВ-антенн и приемников. Скажу только, что все, кто в юности занимался спортивной «охотой на лис», отлично понимают, как это сделать.

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.);

2) СССР имел все возможности вести техническую разведку при помощи станции «Луна-15» в непосредственной близости от «Apollo-11»;

3) Отсюда вывод третий: рано или поздно эта лавочка должна была закрыться. Ведь СССР мог банально отправить луноход к одному из мест посадки «Apollo», и что тогда? Значит, побаловались, и хватит, надо сворачивать шарманку. Долго этот цирк существовать ведь не мог. Еще чего доброго СССР таки пошлет настоящих космонавтов на Луну, предложит забить «стрелку» с рукопожатием. А как на нее прийти? Фон Браун лучше других знал, что в ближайшие годы, это было сделать никак невозможно.

Когда на совещании в НАСА 18 августа 1968 года была поставлена задача, отправить людей в декабре 1968-го на облет Луны, фон Браун глубокомысленно заметил: «Если вы однажды решитесь на пилотируемый полет „Apollo-8“, то уже не будет иметь никакого значения, насколько далеко мы зашли». Странная фраза. Особенно насчет того, что уже зашли слишком далеко.

4) Вывод четвертый. На высокой ноте сплошных удач очень трудно вдруг, без объяснений, свернуть успешный проект национального значения. Как это сделать? Очень просто, необходимо организовать аварию. Помните, в фильме «Операция «Ы», киногерой говорил, что «от ревизии нас может спасти только кража». Но воровать ничего не надо, ибо все уже украдено до вас. Классика!

13 апреля в десять вечера по Вашингтонскому времени корабль «Аполлон-13» немножко взорвался. Оно и понятно, число-то тринадцатое.

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.

Ну, а «обиженные» сценаристы, судя по всему, продали свой сюжет для фильма «Козерог-1».

В фильме вышло по-ихнему, экипаж перед посадкой все-таки «убили»!

Ссылки. Используемая Литература:

1.«Пилотируемые полеты на луну, конструкция и характеристики Saturn-V Apollo» М., 1973 г. Серия «Ракетостроение», т.3

2.Использованы официальные фото из коллекции НАСА.

3.К 35-летию полета корабля «Зонд-5», журнал «Новости космонавтики» 09—2003 г.

4.Попов Е. И. «Спускаемые аппараты», 1985 г. www.epizodsspace.narod.ru/bibl/popov_sa/obl.html

5.http://history.nasa.gov/SP-4029/Apollo_18-40_Entry_Splashdown_and_Recovery.htm

6.«Конструкция и проектирование космических летательных аппаратов» издательство Машиностроение,1986 г.

7.Дневники генерала Каманина www.rtc.ru/encyk/bibl/kamanin/kniga3/obl-k3.html