Предыдущее
Да простит меня Виктор Лактюхин - про самочувствие космонавтов и астронавтов я помню - но почему то мне все время "подворачиваются" более интересные (для меня) темы. И пока они не ушли на задворки памяти - я про них и пишу. Про самочувствие - тоже будет, немного позже.
В этой части основная тема - про перегрев опор и заворачивание их в красивую блестящую пленку.
Но прежде - небольшая ремарка про треугольные иллюминаторы.
Есть такое красивое фото
На этом фото хорошо освещенный астронавт покидает Лунный модуль. Люк при этом - закрыт. Закрыт и закрыт - "калитку" нужно притворять, выходя куда то. Только кто это сделал, если второй астронавт уже на грунте, есть ли на нем, люке, наружная ручка - в космических перчатках не очень удобно, знаете ли...
Иллюминатор смотрит замечательно, примерно 45 градусов вправо от продольной оси аппарата.
При таком расположении иллюминатора, для обеспечения нормального обзора ЛМ должен лететь иллюминатором вперед - то есть курсовой угол минус 45 градусов - угол между "продольной" осью аппарата и направлением полета.
Если лететь "люком вперед" а иллюминатором вбок, то поле обзора дополнительно сужается. Или, если точнее - обзор в одну сторону становится несколько лучше, а во вторую пропадает совсем.
Что про это говорит Шунейко? Про А11?
В момент времени То+102 ч 33 мин 04 сек на расстоянии 424,7 км от места посадки № 2 начался этап торможения, был включен ЖРД посадочной ступени, он работал 26 сек на тяге 10% номинальной и 358 сек на номинальной тяге 4472 кг. Далее, в течение 2 мин тяга уменьшалась с 59 до 55% номинальной. На этапе торможения лунный корабль был повернут окнами вниз и астронавты заметили, что время пролета кратера Маскелини не совпало с необходимым. Пройдя кратер, лунный корабль развернулся по крену на 180° окнами вверх (рис 43.5).
В данном случае направление полета совпадало с вертикальной осью ЛМ, потому поворот указан "по крену".
Вертикальная скорость в момент посадки была ~ 0,3 м/сек, горизонтальная скорость полностью не была погашена, на что указывал характер изгиба щупов на посадочных пятах. На грунт лунный корабль встал с наклоном 4,5° относительно лунной вертикали, ось рыскания составляла 13° с плоскостью траектории полета, ЖРД посадочной ступени проработал на 38 сек дольше расчетного времени.
Рысканье - это отклонение по курсу. Но что в данном случае использовалось в качестве продольной оси аппарата - не очень понятно.
Если визуальные каналы двух астронавтов соединили вместе - то обзор достаточно хорош. Один смотрит влево от продольной оси и направления полета, второй - вправо.
Но если "провода" соединяющего двух астронавтов нет - то посадкой занимается только один - в А11 по оф. версии это был Нил Армстронг.
Перегрев опор.
Сергей Шингарев в комментах озвучил оф версию - перегрев был обнаружен в процессе предыдущего полета Аполлон-10, когда астронавты совершили все маневры, кроме собственно, самой посадки.
Был обнаружен перегрев опор и после этого их, опоры, замотали пленкой "по самое-самое" включая тарелки. Что мы и наблюдаем на всех "лунных" снимках.
Перегрев - от работающего двигателя. Наиболее вероятно - лучистый нагрев, причем возможен он скорее или в большей степени от сопла посадочного двигателя. Поскольку спектр излучения твердого тела - непрерывный, перекрывает весь диапазон, от далекого ИК до видимого излучения (если нагрев выше 500 градусов Ц), а у газов - линейчатый, и на малых температурах они "светят" совсем мало.
Габарит ЛМ по опорам - около 10 м, диаметр сопла - примерно 1,2 м.
Расстояние от сопла (да и струи газов) до опоры - примерно 4 м. Весьма немало...
Кстати - как обнаружили перегрев? По опорам были остановлены специальные датчики? В том числе и в тарелках опор? Ведь контролировать нужно нагрев материала опор, тарелок опор?
Обследовать опоры на следы воздействия температуры невозможно - посадочная ступень отброшена.
Но как то сумели измерить эту недоработку - честь и хвала астронавтам и специалистам НАСА.
У Шунейко есть описание полета А10, в частности маневры у Луны.
Маневрирование лунного корабля на орбите ИСЛ
Корабль Apollo-10 находился на орбите ИСЛ 61 ч 40 мин. лунный корабль спускался до высоты 14,8 км над поверхностью Луны, астронавты провели встречу и стыковку лунного корабля и основного блока, экипаж произвел обширные наблюдения ориентиров на поверхности Луны.
В ходе подготовки лунного корабля к самостоятельному полету возникли неисправности. Сразу же после перехода Т. Стаффорда и Ю. Сернана в кабину лунного корабля перед расстыковкой было необходимо стравить давление из переходного туннеля-шлюза, но клапан сброса давления не сработал (по-видимому он был забит частицами стекловаты, а резкий перепад давления при расстыковке мог привести к повреждению стыковочного узла). Поэтому, по рекомендации с Земли была разгерметизирована кабина лунного корабля и давление из шлюза стравливалось через кабину. Нарушение работы клапана затруднило проверку герметичности люков туннеля-шлюза, которая была проведена не по программе эксперимента, а путем разгерметизации кабины командного отсека и лунного корабля.
После обнаружилось, что в результате проверки работы РСУ лунного корабля произошло смещение стыковочного кольца командного отсека относительно приемного конуса лунного корабля на 3°. В результате этого из-за углового рассогласования ввод данных из системы управления командного отсека в основную и аварийную системы лунного корабля было решено произвести после расстыковки. Кроме того, были прекращены дальнейшие испытания РСУ чтобы не произошло смещения элементов стыковочного узла, превышающего предельную величину 6°.
22 мая в 19 ч 11 мин по Гринвичу (Т0+98 ч 22 мин) была произведена расстыковка основного блока и лунного корабля (рис. 42.9).
Дальше началось самостоятельное маневрирование лунного корабля. В 20 ч 35 мин по Гринвичу (Т0+99 ч 46 мин) астронавты включили ЖРД посадочной ступени лунного корабля, он проработал 15 сек на тяге, равной 10% максимальной, и 12,4 сек на тяге, равной 40% максимальной; торможение скорости соответствовало расчетному, а расход топлива соответствовал заданному с точностью до 0,1%; лунный корабль перешел на эллиптическую траекторию снижения с высотой в апоселении 113,2 км и высотой над поверхностью Луны в периселении 14,3 км. Угловое расстояние от точки периселения до места посадки № 2 составляло 15°. Д. Янг вел наблюдения за снижающимся кораблем до 23 км.
Вблизи периселения были проведены испытания посадочного радиолокатора; в течение 6 мин астронавты вели наблюдения и исследования места посадки № 2 и подходов к нему; лунный корабль двигался со скоростью 1650 м/сек (рис. 42.10, 42.11). Селеноцентрическая орбита лунного корабля оказалась сильно возмущенной аномалиями гравитационного поля Луны; применявшиеся модели гравитационного поля не давали точного описания аномалий, поэтому лунный корабль не прошел над местом посадки № 2, как планировалось, а отклонился в южном направлении на 6- 8 км.
Последующий анализ показал, что возмущения орбиты были весьма существенными, каждый час полета наклон орбиты к экватору уменьшался на 0,01°.
Впоследствии Т. Стаффорд рассказывал о своих наблюдениях места посадки № 2; он считал, что вокруг и на подходе к месту посадки поверхность Луны менее пересеченная, чем это представлялось на снимках АМС Lunar Orbiter, однако для посадки пригодно только 25-30% площади. Т. Стаффорд считал, что посадка возможна, если лунный корабль будет иметь достаточно топлива для горизонтального полета на небольшой высоте над поверхностью Луны с целью выбора под-ходящего места посадки, а также топлива для висения над выбранным местом для его оценки (рис. 42.11).
Через 15 мин после прохождения периселения был включен ЖРД посадочной ступени лунного корабля; он проработал 42 сек, из них 26 сек на тяге, равной 10% максимальной, и 16 сек на максимальной тяге, в результате чего корабль перешел на фазирующую орбиту с высотой в апоселении 359 км и высотой в периселении 22 км (рис. 42.12).
Этот маневр перевел лунный корабль на «задерживающую» орбиту, основной блок начал перегонять лунный корабль и когда лунный корабль вторично проходил над местом посадки № 2, то он оказался в 50 км за основным блоком в положении, соответствующем имитации взлета с поверхности Луны после посадки.
В То+102 ч 45 мин, когда лунный корабль находился на высоте 22 км над местом посадки № 2, была сброшена посадочная ступень лунного корабля (вес лунного корабля перед разделением ступеней был равен 3863,7 кг). Ю. Сернан включил ЖРД РСУ и, увеличив скорость на 0,6 м/сек, отвел взлетную ступень на безопасное расстояние от посадочной. чтобы предотвратить их столкновение. Внезапно взлетную ступень начало бросать в разные стороны, поворачивать по крену на 180° и по тангажу на 233°. Т. Стаффорд взял управление, выключил автопилот и с помощью ручного управления стабилизировал взлетную ступень.
Конец цитирования.
Делаем выборку хронометража работы посадочного двигателя А10 из процитированного.
15 секунд на тяге 10%
12,4 секунды на тяге 40%
15 мнут - пауза на охлаждение всего и вся
26 секунд на тяге 10%
16 секунд на полной тяге.
А теперь для А11
26 секунд на тяге 10%
358 секунд на номинальной тяге
2 мин. (120 секунд) тяга 59-55%
Далее - посадка в полу ручном или ручном режиме, на сниженных параметрах двигателя.
В общей сумме двигатель проработал непрерывно 10 мин 40 с - 640 с, из них больше половины времени - 358 с в номинале, и значительное время - 120 с на тяге более 50%.
Сравним А10 с А11
Наибольшее время непрерывной работы 42 с - 1/15 (6%) от А11, а на полной тяге 16 с - 1/22 (4,5%) от А11.
И за это время смогли обнаружить перегрев опор, находящихся далеко в стороне?
За эти 16 секунд полной мощности даже температура сопла не выйдет на установившуюся величину - будет много меньше максимальной.
Опоры, ввиду тепловой инерции, так же не разогреются за столь короткий интервал времени до величины, вызывающей какие то опасения.
Моя оценка достаточно субъективна, но тем не менее - базируется на данных, приведенных НАСА, и это очередная "неувязка" официальной версии.