В этой части рассмотрим официальную версию - как американцы стыковались на орбите Луны.
Эту версию возьмем с сайта НАСА, воспользовавшись онлайн-переводчиком.
Править перевод особо не буду - если только что то попадется на глаза сильно "выпячивающееся".
Привожу все в полном объеме, что бы желающие и заинтересованные могли ознакомиться. Обсуждать буде позже.
Но одну ремарку скажу сразу.
Эта статья написана Фрэнк О'Брайен и У. Дэвид Вудс в 2000 году. То есть - это уже некое "послезнание". Или ответ всем скептически настроенным людям, которые сомневались что в те годы можно было безопасно стыковаться на орбите Луны.
Для сравнения этого материала с так сказать "оригиналом" в одной из следующих статей рассмотрим, что об этом писал наш Шунейко, в Т3 (Ракетостроение).
Рандеву на лунной орбите
Фрэнк О'Брайен
Возможно, самым сложным и сложным маневрированием во время миссии «Аполлон» было сближение и стыковка взлетной ступени LM и CSM. Часто описываемый как орбитальный балет и неизменно сопровождаемый прилагательными «опасный» и «критический», фактическая последовательность событий редко объясняется подробно. Конечно, конкретные детали каждого маневра сложны, а необходимые расчеты безумно сложны, но основные концепции удивительно просты. Здесь описываются различные фазы двух обычных процедур сближения, а также случай прерывания посадки на Луну.
Рекомендации по проектированию миссии в значительной степени основывались на опыте использования методов сближения «Джемини», которые, в свою очередь, определяли конструкцию и возможности лунного модуля. Из опыта Близнецов развились два плана: коэллиптический и прямой метод рандеву. Оба использовали схожие предположения: будет один «активный» корабль, выполняющий все маневрирование, и что он будет выведен на более низкую, догоняющую орбиту. В нужное время активный аппарат запустит свой двигатель, чтобы он совпал с плоскостью орбиты цели (если это необходимо), а затем снова поднимет свою орбиту и перехватит пассивную цель.
Самое очевидное решение, подняться прямо с поверхности одним включением и встретиться с пассивным транспортным средством вскоре после запуска, может быть быстро отвергнуто по нескольким причинам. Самое главное, что такой подъем требует, чтобы пуск был точно в указанное время, а двигатель, радар и системы наведения должны работать абсолютно идеально (просто фантазии в глазах любого инженера!). Все, что не является такой точностью, и поднимающееся транспортное средство не достигнет своей цели. Даже в идеальных условиях важнейшая конечная фаза (замыкание, торможение и стыковка) происходила бы очень быстро, и невозможно было бы контролировать условия освещения, которые вполне могут быть абсолютно темными. Последней трудностью было отсутствие простых решений для восстановления после любых ошибок траектории или отказов систем во время всплытия. Положение, положение и процедуры транспортных средств сильно различались в зависимости от типа ошибок, от которых экипажи восстанавливались.
Во время разработки плана сближения с «Джемини» стало очевидно, что ключом к успеху будет стандартизация терминальной фазы и установление конкретных относительных положений транспортных средств, скорости закрытия и условий освещения. Такая стандартизация упростила бы более важные маневры сближения и стыковки, значительно сократив подготовку экипажа и рабочую нагрузку в полете. Математические модели, симуляции и опыт полетов «Джемини» определили, что оптимальная разница высот между двумя космическими аппаратами будет составлять 15 миль (с активным транспортным средством внизу), используя угол передачи (угловое расстояние, которое активное транспортное средство преодолеет во время своего подъема на более высокую орбиту пассивного транспортного средства) в 130 градусов, а условия освещения должны быть такими, чтобы солнце находилось позади активного транспортного средства во время фазы торможения. Исходя из этих параметров, планировщики миссии смогли работать в обратном направлении, чтобы спроектировать траектории подъема и орбитальные параметры, чтобы точно настроить их для конечной фазы.
Орбитальная механика
Чтобы понять причину каждого из различных событий, происходящих во время маневров сближения, нужно пострадать от небольшой дополнительной информации. Есть три основных принципа орбитальной механики, которые необходимо понять (никаких уравнений, обещаю!). Часто говорят, что орбитальная механика — это настоящая «ракетостроение», и многие из ее концепций не обязательно интуитивно понятны. Самое главное, нужно помнить, что все движения совершаются под действием силы гравитационного притяжения центральных тел; Следовательно, все движется по эллипсу вокруг этого тела. Движение по прямой линии вряд ли является необходимым, и потребовало бы затрат энергии, намного превышающих возможности любого существующего космического корабля.
Во-первых, время, необходимое для совершения одного витка, определяется высотой полета космического аппарата. Чем выше орбита, тем больше времени требуется для завершения одного полного путешествия вокруг Земли (или Луны, или чего-то еще). Это понятие используется, когда космическому кораблю нужно «догнать» другой; Снижая свою орбиту, преследователь может уменьшить угловое расстояние между собой и своей целью. В то же время, когда космический аппарат находится на орбите впереди своей цели, маневрирование на более высокой орбите будет «замедлять» преследующий корабль, позволяя цели догнать его. Обратите внимание, что транспортное средство на более низкой орбите движется дальше из-за своей более высокой скорости, а не просто потому, что ему предстоит преодолеть меньшее расстояние.
Третья концепция связана с другим типом изменения орбиты, когда космический аппарат, вращаясь по орбите в одной плоскости (например, наклоненный на 28° относительно экватора, как это имеет место при многих запусках с мыса Кеннеди), хочет измениться на другую (скажем, на 51 градус, что является стандартным для большинства российских запусков). Самый эффективный способ переместить космический аппарат из одной орбитальной плоскости в другую — это рассчитать время включения в точке, где плоскости двух орбит пересекаются. Но смена самолета очень дорога с точки зрения количества энергии, которую она требует. Действительно, энергия, необходимая для перемещения спутника связи с наклонением 28° на низкой околоземной орбите на геосинхронную орбиту над экватором (35 880 км, 22 300 статутных миль), почти равна количеству, необходимому для отправки спутника на Луну! Очевидно, что следует по возможности избегать смены плоскости, особенно в транспортных средствах с критическим расходом топлива, таких как взлетная ступень LM.
LM требуется несколько маневров для того, чтобы выполнить сближение с командным модулем. Вместо того, чтобы рисковать попытками сделать один запуск восходящего двигателя непосредственно на орбите сближения с КМ, этот орбитальный балет состоит из нескольких ступеней, каждый из которых постепенно корректирует различные орбитальные параметры ЛМ. Базовая схема процедур сближения структурирована не только с учетом энергоэффективности (с учетом того, что запас LM очень мал), но и для минимизации последствий малых ошибок скорости. Небольшое чрезмерное или недостаточное горение восходящего двигателя, если его не скорректировать, может легко привести к тому, что космические аппараты промахнутся друг от друга на большие расстояния. В «Аполлоне» были разработаны и использованы два метода рандеву. В первом, эллиптическом рандеву, использовался опыт, полученный в Близнецах для Аполлона 9, 10, 11 и 12. Начиная с «Аполлона-14» и до конца «Аполлона», был накоплен достаточный опыт, чтобы использовать вариант, известный как прямое рандеву.
Оба метода были разработаны для того, чтобы переместить LM в определенную точку пространства с CSM впереди и выше, с очень жесткими ограничениями для их относительной геометрии и освещения. Целью было достижение этой точки в нужное время и вектор скорости, где начинается важнейшая терминальная фаза. Коэллиптический метод отражал консервативный характер раннего планирования миссий. Жертвуя быстрым возвращением экипажа LM в CSM, ранние миссии «Аполлона» требовали методичной последовательности включений в один оборот и два часа, чтобы подготовиться к терминальной фазе, сопоставляя высоту и орбитальную плоскость двух космических аппаратов. В ходе этих миссий было получено достаточно информации о характеристиках и возможностях космических аппаратов, чтобы можно было исключить два крупных маневра, требующих большой нагрузки. Известный как прямой метод, терминальная фаза теперь может начаться вскоре после подъема с поверхности, а стыковка будет завершена менее чем через один оборот. Поскольку прямое рандеву можно рассматривать как высокооптимизированный случай коэллиптического метода, мы сначала обсудим коэллиптический метод.
Коэллиптический метод
Цель коэллиптического метода состояла в том, чтобы создать консервативную схему миссии, которая включала бы в себя стандартизированную конечную фазу, описанную выше, плюс уменьшить влияние изменений в характеристиках двигателя, наведения и других систем (в совокупности известных как «дисперсии»), а также обеспечить ряд вариантов прерывания и спасения, если ЛМ не сможет завершить свои маневры. Коэллиптический метод, требующий 3 часов и почти два витка, дал экипажам достаточно времени для отслеживания своего прогресса, выполнения ряда радиолокационных и оптических фиксаций друг друга, получения обновлений с Земли и проверки производительности систем.
Несмотря на то, что его обычно называют «пассивным» транспортным средством, рабочая нагрузка на борту CSM совсем не такая. Из-за необходимости быть готовым к спасению ЛМ в случае отказа любой из его систем, CMP постоянно обновляет свой собственный компьютер с учетом положения и скорости ЛМ. Такие проверки также используются в качестве «проверки вменяемости» решений, рассчитанных как на земле, так и на борту ЛМ. Поддержание круговой орбиты длиной 60 морских миль (110 километров) во время сближения значительно упрощает процедуры и ставит CSM в оптимальное положение для любых возможных спасательных маневров.
В следующем разделе приведены несколько этапов и приблизительное время начала, связанные с эллиптическим рандеву. Обратите внимание, что представлен несколько обобщенный вариант последовательностей. Такая «композитная» версия соответствует общему плану миссии, но конкретные цифры (особенно прошедшее время и орбитальные параметры) несколько варьировались от миссии к миссии.
0:00 - Старт с поверхности Луны и вывод на орбиту 9 на 45 морских миль (17 на 83 километра).
1:00 - Инициация эллиптической последовательности (CSI), выведение на круговую орбиту длиной 45 морских миль (83 км).
1:30 - Изменение плоскости в соответствии с плоскостью орбиты CSM (при необходимости).
2:00 - Постоянная дельта высоты (CDH), включение для вывода на орбиту с постоянной разницей высот в 15 морских миль (28 км) с помощью CSM.
2:40 - Инициирование терминальной фазы (TPI), включение для перехвата орбиты CSM.
2:55, 3:10 - промежуточные курсы TPI (при необходимости).
3:25: Конечная фаза терминала (TPF), ручное торможение и стыковка.
Ключом к гибкости различных маневров был, конечно же, компьютер космического корабля. С каждым этапом сближения была связана отдельная компьютерная программа, которая запускалась по завершении предыдущего маневра. Мониторинг компьютера и ввод команд и данных составляли большую часть рабочей нагрузки от выхода на лунную орбиту до терминального торможения. Многие из записей кажутся довольно обыденными; расстояния, скорости, время горения и тому подобное, но они тесно интегрированы в более широкую картину того, «где вы находитесь и куда вам нужно идти». Предоставление информации о расстоянии и углах относительно CSM было предоставлено с помощью радара сближения. Способный предоставлять информацию непосредственно компьютеру или экипажу через дисплеи с ленточным кабелем на командирском пульте, радар был способен предоставлять данные о дальности с точностью до 0,1 морских миль (0,18 км) и угловое положение, относительно ЛМ, 0,01°.
Работая вместе, радар и компьютер смогли рассчитать точное местоположение CSM и его относительное положение относительно LM. Радар снимает дальномерные метки примерно раз в минуту и с каждой отметкой также записывает углы вала и цапфы антенны радара, чтобы установить направление на CSM. Эти данные о расстоянии и относительном угле передаются компьютеру, который берет положение и скорость ЛМ из вектора состояния и, используя знания о положении ЛМ (в сочетании с углами наведения радара, дает истинное направление CSM), вычисляет положение CSM. Чтобы получить точную оценку вектора состояния CSM, требуется несколько отметок с интервалом от 5 до 15 минут, и весь этот процесс повторяется несколько раз, чтобы обеспечить постоянную точность данных.
В то время как радар и компьютер LM тесно интегрированы, вполне возможно выполнять маневры с любой из этих систем, работающей минимально или не работающей вообще. Истинная стратегия «глубокоэшелонированной обороны» была использована для того, чтобы обеспечить успешное сближение, несмотря на различные неудачи в одной точке. Используя коллекцию специализированных графиков и таблиц, экипаж LM мог вручную нанести свое положение и рассчитать необходимые ожоги (помните, это было еще до появления ручных калькуляторов!). На борту CSM пилот командного модуля также снимал отметки расстояния и относительного положения. Информация о расстоянии до ЛМ была получена от УКВ дальномерной системы, в которой ЛМ транслировал сигнал в полосе частот УКВ, который принимался транспондером CSM. Угловые данные были получены путем определения местоположения LM с помощью яркого стробоскопа на лицевой стороне транспортного средства через секстант командного модуля. При таком расстоянии и положении ЛМ компьютер CSM мог рассчитать ту же информацию о положении и горе, что и компьютер ЛМ с данными радара сближения. Диаграммы и таблицы, аналогичные тем, что используются в LM, использовались в CSM, чтобы дополнить компьютер CSM. Наконец, данные слежения, рассчитанные на Земле, были доступны обоим космическим аппаратам, и хотя они не были такими точными, как бортовые системы космического аппарата, их было достаточно для совместного управления двумя аппаратами.
В качестве резервной копии компьютера Primary Guidance and Navigation System (PGNS), LM также имеет независимую систему наведения и навигации, называемую Abort Guidance System. Состоящий из независимого набора гироскопов и акселерометров, установленных на корпусе LM (известных как Abort Sensor Assembly), и небольшого (4 тысячи слов!) компьютера, AGS имеет возможность управлять космическим кораблем через все маневры, необходимые для успешного сближения. Ввод данных в компьютер выполнялся LMP, который использовал сборку ввода и отображения данных (DEDA), комбинацию клавиатуры и дисплея, аналогичную функции DSKY. Гораздо более ограниченные в вычислительных возможностях, чем компьютер PGNS, и способный отображать только одну строку информации за раз, ввод и извлечение данных были утомительны. Несмотря на это, его программирование было компактным и элегантным, а для запуска различных процедур использовался новый интерфейс.
Чтобы рассчитать параметры, необходимые для включения рандеву, AGS взяла данные с радара и включила их в свою оценку положения CSM. Отметки на CSM снимались с радара таким же образом, как и с системы PGNS, и были сняты примерно в то же время. Данные об ориентации и ускорении от ASA использовались для вычисления вектора состояния LM. Используя схожие компьютерные алгоритмы и идентичные радиолокационные данные, точность АГС была довольно хорошей, несмотря на ограничения аппаратного обеспечения.
Предстартовая подготовка:
Радиолокационное слежение за сближением обычно осуществляется несколько раз перед подъемом, когда CSM проходит над местом посадки. Это не только проверяет работу радара и программного обеспечения слежения, но и предоставляет точные данные о местоположении и скорости командного модуля в случае, если наземные обновления невозможны.
Выравнивание направляющей платформы выполняется с использованием гравитации Луны в качестве вертикального ориентира и звезды в качестве другого ориентира. В то же время самые актуальные данные о местоположении места посадки передаются на компьютер LM наземными контроллерами. Система наведения на прерывание полета инициализируется и загружается с параметрами запуска. Затем на компьютере наведения запускается Программа 12 «Подъем с электроприводом». Экипаж предоставляет значения параметров скорости высадки и проверяет сохраненные параметры ориентации. За 70 секунд до старта ВСМ проходит над местом посадки. За пять секунд до зажигания командир нажимает на ступень «Прерывание», которая приводит в действие взрывные болты, удерживающие две ступени вместе, и запускает другие заряды, чтобы привести в движение гильотины, которые разрывают пучки проводов и водопровод, проходящие между ступенями. В то же время дисплей и клавиатура (DSKY), которая ведет обратный отсчет, гасит и заменяет свой дисплей мигающим глаголом 99, требуя, чтобы экипаж разрешил зажигание. Когда LMP нажимает кнопку Pro(ceed) на клавиатуре, нормальный дисплей возвращается, и двигатель запускается, когда счет достигает нуля.
Подъем часто описывается как «на быстро движущемся лифте», и это удивительно комфортный опыт. При зажигании подъемная ступень поднимается со скоростью около 3 метров/сек2 (около 10 футов/сек2), создавая ускоряющую силу, равную примерно одной трети силы тяжести Земли, что всего в два раза больше, чем испытывали астронавты, стоя в кабине. Ускорение постепенно увеличивается до тех пор, пока не достигнет предела, когда оно достигнет примерно двух третей от нормальной земной гравитации. После того, как подъемная ступень достигает высоты всего 50 футов (15 метров), она наклоняется примерно под углом 54° лицом вниз, чтобы создать горизонтальную скорость при подъеме. Такой резкий маневр может немного сбить с толку тех, кто привык видеть запуски на Земле, где транспортное средство поднимается практически прямо вверх и наклоняется только постепенно. Такая разница обусловлена отсутствием атмосферы на Луне. На Земле атмосферное сопротивление приводит к значительному снижению производительности, поэтому профили запуска спроектированы таким образом, чтобы подниматься над большей частью чувствительной атмосферы, прежде чем они смогут значительно опрокинуться и набрать горизонтальную скорость. Кроме того, аэродинамические нагрузки на транспортное средство ограничивают количество возможных маневров, так что лучшей политикой является «держать острый конец по ветру» в начале фазы наддува. Восхождение с Луны не имеет ни одного из этих ограничений, и траектория может быть спроектирована гораздо более оптимальной.
Во время 7-минутного подъема экипаж проводит большую часть своего времени, наблюдая за траекторией, используя дисплеи на DSKY (существительные 94, 76 и 77), по которым экипаж может определить высоту, скорость, расстояние снижения и время до отключения двигателя. Программы наведения постоянно сравнивают желаемую траекторию с фактическими значениями и запускают двигатели ЭПР для корректировки положения подъемной ступени, чтобы удержать космический корабль на цели. Поскольку подъемный двигатель неподвижен и не может быть карданом, единственным средством регулировки вектора тяги является изменение положения транспортного средства. Вес и баланс, столь важные для самолета, чтобы центр тяжести находился в пределах допустимых значений, еще более важны на взлетной ступени LM. Центр тяжести космического корабля должен находиться над линией тяги подъемного двигателя с небольшим запасом, в противном случае системе RCS придется особенно усердно работать, чтобы удержать корабль на курсе. В конце концов, поправки на центр тяжести и траекторию создают медленное раскачивание вперед и вверх и вниз транспортного средства, когда оно направляется к своим целям выведения.
Здесь особенно очевидно строгое управление топливом во время всплытия. Поскольку большинство маневров сближения обычно выполняются небольшими, высокоточными импульсами, нет особой необходимости в шуме, который может обеспечить подъемный двигатель. Кроме того, существует опасение, что при низком уровне топлива, оставшегося в восходящих баках, надежный запуск двигателя вообще был возможен. Топливо из баков подъемных двигателей используется для частичного пополнения системы ЭПР в последнюю минуту подъема. Эта перекрестная подача между резервуарами начинается примерно через шесть минут после включения в систему и прекращается незадолго до остановки.
Ближе к концу подъема внимание переключается на точность, с которой система наведения зашла так далеко. Существительное 85 выводится на DSKY, показывая оставшуюся скорость, которую нужно набрать. Несмотря на получение команды на своевременное выключение, восходящий двигатель LM (как и все двигатели) не достигает нулевой тяги мгновенно. Результирующее замедление, а также небольшие ошибки ориентации и наведения, оставляют космический аппарат с небольшими ошибками скорости, которые отображаются на DSKY. Сразу после выключения APS командир использует ручной контроллер тяги/поступательного движения для управления струями RCS и уточнения скорости.
Подготовка к CSI после запуска:
Как только экипаж оказывается на желаемой орбите, несколько событий происходят в быстрой последовательности. Наземные контроллеры обновляют компьютер LM последними значениями вектора состояния CSM и LM. Затем направляющая платформа перенастраивается, чтобы исправить незначительное смещение, вызванное подъемным горением. Как только эти задачи выполнены, LM начинает свою охоту за CSM, используя P20 (Rendezvous Navigation) для ориентации радара сближения, направления лицевой стороны LM в сторону CSM (так, чтобы его мигающий маяк мог быть виден CMP через секстант) и для начала отметки углового положения и дальности CSM. Радар сближения отправляет информацию о дальности и угловом положении на компьютер LM примерно раз в минуту, и компьютер затем использует эту информацию для вычисления относительных положений и скоростей двух космических аппаратов. Для получения точной информации о положении необходимо не менее пяти отметок, а процесс снятия ряда отметок повторяется несколько раз для получения свежих решений. В то же время данные радара принимаются АГС, чтобы она могла разработать независимую оценку положения ВСМ.
Экипаж LM запускает P32 для расчетов инициации коэллиптической последовательности (CSI) и вводит 410+00000 на DEDA, чтобы начать аналогичные расчеты на AGS. CSI представляет собой 45-секундное включение ЭПР, которое поднимет перицентр и приведет к круговой орбите длиной 45 морских миль (83 километра). Целевые значения для горения, в частности, время горения и изменения его скорости, определяются по вектору состояния CSM, определенному по данным радара сближения. Экипаж ЛМ проверяет, есть ли какие-либо «внеплоскостные» поправки, которые необходимо вне, чтобы привести их в соответствие с орбитальными плоскостями ЛМ и КМ. Очень маленькая смена плоскости может быть выполнена в рамках включения CSI, но более крупная (более чем несколько футов в секунду) должна подождать, пока не будет выполнена запланированная смена плоскости.
Все время, пока LM работает под управлением P32, CSM запускает свой собственный P32 (CSM Coelliptic Sequence Initiation), используя данные от меток на LM и наземных обновлений. Если возникала необходимость, когда LM не мог выполнить ни один из своих маневров, CSM брал на себя активную роль и выполнял маневры самостоятельно. Кроме того, на CSM доступен полный набор программ сближения LM, в первую очередь для обеспечения «проверки работоспособности» LM и наземных решений, а также для обеспечения возможности выступать в качестве резервной копии LM в случае отказа компьютера. Примерно через 1 час после выведения ЛМ его экипаж выполняет включение CSI, чтобы вывести взлетную ступень на круговую орбиту примерно в 45 морских миль (83 км). Если CSM находится на более низкой орбите, это включение будет нацелено на взлетную ступень на орбиту на 15 морских миль (28 километров) ниже CSM. Чтобы помочь CSM отслеживать LM, CMP запускает программу P76, LM Target Delta V. В качестве входных данных CMP предоставляет P76 ключевые параметры горения LM; время зажигания и ожидаемые составляющие скорости по всем трем осям. В качестве предписанного времени компьютер CSM предполагает, что сжигание было выполнено, и обновляет свою оценку вектора состояния LM. Такая информация необходима, если компьютер должен поддерживать положение, в котором транспондер направлен на антенну радара сближения ЛМ, и чтобы секстант мог быть направлен туда, где ЛМ должен появиться в поле его зрения.
Сразу после сжигания CSI программа P20 снова запускается для отслеживания CSM и сбора новых решений для рандеву. Дважды делается несколько отметок, рассчитываются решения, записываются и наносятся на специализированные карты, в то время как CMP продолжает наблюдения секстанта и дальнирование УКВ. Еще одна проверка выполняется экипажем ЛМ, чтобы увидеть, есть ли на орбите ЛМ большой внеплоскостной компонент, который можно было бы скорректировать путем включения при смене плоскости. Поскольку ЛМ в настоящее время приближается к точке пересечения двух орбитальных плоскостей, экипаж должен решить, является ли внеплоскостная составляющая достаточно большой, чтобы оправдать специальное включение, или можно ли устранить ошибку во время последующего маневрирования. Как правило, если требуется смена плоскости со скоростью менее 5 футов в секунду, можно использовать более поздние маневры для согласования двух орбитальных плоскостей. Почти во всех случаях во время большинства маневров выполняется небольшое количество маневров вне плоскости, поэтому нет никаких специальных процедур или дополнительной нагрузки.
Подготовка к смене самолета: (оставлю "самолет" без исправлений)
Примерно в то время, когда происходит смена самолета, LM выходит из-за темной стороны Луны и все еще находится ниже и позади CSM. Оказавшись на солнечном свете, маяк слежения выключается, так как свет будет размыт на лунной поверхности внизу. В: Может ли CSM теперь видеть LM?
1:30 - Изменение плоскости в соответствии с плоскостью орбиты CSM (при необходимости). При использовании RCS время горения зависит от величины применяемой поправки, а точное время зажигания вычисляется как момент, когда LM пересекает орбитальную плоскость CSM. Номинально это включение не выполняется, так как ошибки вне плоскости после всплытия и CSI были достаточно малы.
Еще три комплекта решений сближения выполнены как CSM, использующим систему УКВ дальности и визированием ЛМ через секстант, так и ЛМ с радаром сближения. Компания также разрабатывает собственное решение в виде вычислительного комплекса реального времени. Все они оцениваются для определения наилучших значений для сжигания CDH. Как правило, мерилом «наилучшего» значения является точность источника данных (LM PGNS обычно точнее, чем AGS, и любой источник лучше, чем резервные диаграммы) и согласованность решений. В идеале, каждый из нескольких наборов отметок, снятых на другом транспортном средстве, должен привести к аналогичным решениям для предстоящего горения. Если набор решений для следующего маневра не укладывается в узкий диапазон значений или существенно расходится с решениями из других источников, они игнорируются. Оценка качества решений сближения продолжается до тех пор, пока корабль не будет находиться на станции и не будет готов к стыковке.
Подготовка к постоянному дельта высоты:
После того, как на CSM был сделан ряд отметок, экипаж LM начинает программу 33, Constant Delta H(eight) (CDH), которая вычисляет параметры горения для LM для поддержания постоянной разницы высот в 15 морских миль (28 км) ниже CSM. Запись 410+10000 в DEDA запускает вычисления CDH в AGS. На основе отметок рандеву, принятых до сих пор, P33 вычисляет время зажигания CDH, количество отметок дальности и положения до CSM, принятых для текущего набора решений по рандеву. Экипаж может отслеживать изменения в оценках скорости CDH, которые являются результатом обновления положения CSM раз в минуту. AGS также получает обновления от радара и, исходя из полученных отметок, рассчитывает свое собственное решение орбиты CSM.
В ходе нескольких последних маневров выясняются возможности компьютера. Практически во всех обсуждениях компьютера принято утверждать, что «компьютер сейчас выполняет программу X» или «экипаж сейчас запускает программу Y», создавая впечатление, что компьютер может запускать только одну основную программу одновременно. В общем случае это верно, и вызов одной программы автоматически завершает текущую запущенную. Из этой ситуации есть исключение, в котором работает программа Rendezvous Navigation, P20 (и две другие связанные программы, P22 и P25). Если выполняется другая программа, запуск P20 приведет к ее завершению, и P20 начнет работу вместо предыдущей программы. Однако, пока P20 активен (как это происходит практически во всех маневрах сближения), он будет оставаться «в фоновом режиме» при запуске различных программ наведения и маневрирования (таких как P33 здесь). Это обеспечивает экипажу непрерывную информацию о дальности и положении на CSM, что позволяет программам наведения постоянно совершенствовать свои расчеты.
Знание векторов состояния как CSM, так и LM (положение и скорость) имеет важное значение, поскольку цель состоит в том, чтобы маневрировать LM таким образом, чтобы он находился постоянно на 15 морских миль (28 километров) ниже CSM. Таким образом, если CSM находится на круговой орбите протяженностью 60 морских миль (110 км), то ЛМ, находящейся на круговой орбите в 45 морских миль (83 км), будет делать очень мало. Но орбита CSM обычно немного эллиптическая, из-за эффектов масконов, возмущающих орбиту, и того факта, что Луна, как и Земля, не имеет идеально сферической формы. Таким образом, ЛМ, возможно, придется маневрировать на орбите 44,1 на 43,3 мили, если параметры CSM составляют 59,1 на 58,3 мили. Время включения также изменено таким образом, чтобы линии апизидов (линия между апогеем и перигеем) орбит двух космических аппаратов совпадали. Как правило, это очень небольшое сгорание всего за несколько секунд с использованием двигателей RCS, так как орбитальные параметры существенно не изменяются.
Теперь компьютер CSM работает под управлением P33 (LM Constant Delta Height) в качестве резервного, предоставляя еще один набор решений для CSM, если они необходимы. После того, как параметры горения LM согласованы, CMP снова запускает P76 (LM Target Delta-V) и вводит время воспламенения LM и ожидаемые изменения скорости.
Подготовка к инициации терминальной фазы:
Слежение за CSM с помощью P20 запускается снова, и запускается программа Terminal Phase Initiation (P34) для вычисления параметров, необходимых для маневра. На AGS вводится запись 410+30000 для запуска собственных процедур TPI. Время сжигания и изменения его скорости тщательно планируются, так как цель состоит в том, чтобы обеспечить выполнение стандартного подхода. По опыту «Близнецов», этот маневр начинается с того, что CSM находится примерно на 26° над местной горизонтальной плоскостью LM, и LM пройдет 130° вокруг Луны, прежде чем встретится с CSM. Геометрия этого позволяет ЛМ подниматься на орбиту ЧСМ снизу и сзади, только чтобы проскальзывать впереди ЧСМ, когда их высоты совпадают.
Терминальная фазовая инициация, как следует из ее названия, является последним из серии маневров, предназначенных для поднятия перицинтиона немного выше, чем у КМ. Это включение, выполняемое вне связи с Землей, очень похоже на передачу Гомана. Проигрыш в компромиссе для эффективности — это допуск к любым ошибкам в величине требуемой скорости и в оценках положения космического аппарата. Чтобы справиться с этими потенциальными ошибками, выгорание TPI намеренно поднимает апоцинтион LM выше, чем у CSM. Это несколько снижает эффективность маневра, но гарантирует, что ЛМ не пролетит мимо цели, и что относительная геометрия между двумя транспортными средствами будет стандартизирована. Ошибки, оставшиеся на траектории после маневра, будут устранены в ходе двух запланированных коррекций на среднем участке траектории.
Примерно через 2 часа 40 минут после введения проводится ожог TPI. Используя двигатели RCS, LM увеличивает свою скорость примерно на 25 футов в секунду (7,6 м/с). Время имеет решающее значение, на каждую секунду ошибки во времени зажигания космический корабль будет находиться на расстоянии более мили друг от друга, когда их высоты совпадут.
После того, как включение TPI завершено, внимание LM переключается на коррекции на среднем участке траектории, чтобы точно согласовать его траекторию с траекторией CSM. В то время как ТПИ, возможно, сработал точно вовремя, а требуемое изменение скорости было точным с точностью до нескольких десятых фута в секунду, все еще существует достаточно ошибок в траектории, чтобы космический корабль мог промахнуться на большие доли мили. По мере того как дуга LM движется к CSM, меньшие расстояния и более медленные относительные скорости позволяют с высокой точностью измерять дальность и скорость. Программа P20 перезапускается, и запускаются новые отметки на CSM. Также начата программа P35 (Terminal Phase Midcourse), которая предоставит информацию о небольших корректировках скорости, необходимых для точной настройки их подхода.
В течение 45 минут между включениями TPI и TPF при необходимости доступны две коррекции в середине курса. Последовательность Программы 20 (работа в фоновом режиме) и Программы 35 (Терминальная фаза в середине траектории) используется для определения параметров маневров на среднем участке. Обычно это небольшие, но важные маневры и обычно составляют всего несколько футов в секунду каждый. Первая коррекция в середине курса выполняется примерно через 15 минут после TPI, а вторая — примерно через 15 минут. CSM находится в визуальном контакте на протяжении всего этого этапа, а также снимает свои собственные метки на LM. Как и в предыдущих маневрах, CSM рассчитывает программу Terminal Phase Midcourse (P35) на случай непредвиденных обстоятельств и будет использовать P76 для включения маневров LM в свой компьютер. На этом заключительном этапе времени не хватает, и экипаж в LM очень занят подготовкой к коррекции в середине курса. С этого момента радиолокатор сближения предоставляет очень точные данные о дальности. Поскольку космические аппараты находятся по существу на идентичных орбитах, для CMP больше нет необходимости снимать метки с помощью системы УКВ диапазона и секстанта. Информация о расстоянии, скорости и угловом смещении от УКВ дальномерной системы отображается непосредственно на DSKY, когда CMP делает окончательный заход на посадку для стыковки. На данный момент два космических аппарата предоставлены сами себе, так как радар сближения и система УКВ дальности предоставляют гораздо более точные и своевременные данные, чем могла бы предоставить Земля.
Терминальная фаза Final (TPF) ручное торможение и стыковка
Final Terminal Phase Final — это серия небольших торможений, начинающаяся примерно в 1 морских милях (чуть более 2 км) от CM и заканчивающаяся, когда два космических корабля разделяют всего несколько сотен футов. Используя данные с радара сближения, командир может контролировать скорость сближения и, регулируя выжигание торможения, идеально согласовывать орбиту ЛМ с командным модулем. Выполняется серия из 4 включений, каждый из которых имеет целью определенное снижение скорости. Программа 47 (Контроль тяги) выбрана для контроля изменения скорости в результате маневров торможения, а также для отображения диапазона и скорости в CSM. В эти последние несколько минут сближения LM Commander вручную замедляет космический корабль на 30, 20, 10 и 5 футов в секунду на расстояниях 6000, 3000, 1500 и 600 футов соответственно, используя два направленных вперед двигателя RCS. К концу этих маневров торможения LM припарковался немного впереди CSM. Во время этой последней фазы сближения CMP выбрала P79 (окончательное рандеву) для выравнивания CSM со взлетной ступенью LM для стыковки. После завершения этого маневра программа предоставляет данные о дальности, дальности и угловой разнице между осью X CSM и LM.
К тому времени, когда будет завершено окончательное торможение, два космических корабля будут находиться на идентичных орбитах, и стыковка может продолжаться в неспешном темпе. Несколько минут «удержания станции», или полета на орбите, выполняются для того, чтобы экипажи могли сфотографировать космические корабли друг друга. Впервые с начала рандеву отвернувшись, ЛМ снижается, чтобы представить свою цель стыковки и дрог ВСМ. CMP, с преимуществом лучшей видимости, теперь берет на себя активную роль в стыковке. Двигаясь вперед со скоростью чуть более фута в секунду и в конечном итоге сближаясь со скоростью чуть более фута в секунду, CMP использует COAS (Crewman Optical Alignment Sight) для выравнивания CSM с стыковочной мишенью на верхней левой структуре LM.
При первоначальном контакте стыковочного зонда CSM с дрогом LM, маленькие защелки размером с ноготь на кончике зонда входят в защелку маленького конца конического зонда, а пневматические амортизаторы в конструкции зонда гасят движения двух космических аппаратов. Индикаторы двусторонней связи на панели CMP указывают на то, что LM был захвачен и что была достигнута «мягкая док-станция». Зонд втягивается переключателем, и когда он втягивает LM в контакт с командным модулем, двенадцать стыковочных защелок надежно захватывают LM для «жесткой стыковки».
Прямое рандеву
По мере того, как база опыта сближения с Луной росла, а доверие к системам росло, был введен метод прямого сближения. Начиная с «Аполлона-14» и продолжая для остальных миссий, этот новый метод сократил время, необходимое для выполнения до чуть менее двух часов, и потребовал менее одного витка. Прямое сближение, можно сказать, идентично коэллиптическому методу с удалением всех ненужных деталей. Помните, что коэллиптический метод был консервативно разработан с учетом предположения, что потребуется несколько возможностей для коррекции орбиты, и что для точной навигации необходимы обширные обновления положения (метки дальности и положения). За счет исключения двух маневров (Coelliptic Sequence Initiation и Constant Delta Height) и выполнения включения TPI вскоре после выхода на орбиту, сближение двух космических аппаратов должно было быть достигнуто. Последовательность событий в целом была следующей:
0:00 - Старт с поверхности Луны и вывод на орбиту 9 на 45 морских миль (17 на 83 километра).
0:40 - Начало терминальной фазы (TPI), включение для перехвата орбиты CSM.
0:55, 1:10 - промежуточные курсы TPI (при необходимости).
1:25: Final Terminal Phase (TPF), ручное торможение и стыковка.
Чтобы обеспечить возможность сближения на первом витке, необходимо было продемонстрировать три важные возможности. Во-первых, и это самое главное, двигатель и система наведения должны были быть достаточно точными, чтобы выполнять ввод и сжигание TPI с большой точностью. Далее, возможности систем слежения CSM и LM (радар сближения на LM и секстант плюс УКВ диапазона на CSM) были достаточными для выполнения этой задачи. Наконец, процедуры экипажа должны были быть оптимизированы, чтобы выполнить все необходимые задачи в сокращенное время.
Эти возможности были продемонстрированы в ходе четырех предыдущих полетов. Во всех случаях системы работали так, как ожидалось или лучше, а их возможности были проверены и доказаны в ситуациях, которые не были полностью номинальными: у «Аполлона-11» были трудности с установлением точного определения места посадки, взлетная ступень «Аполлона-12» сожгла космический корабль на орбите чуть выше, чем планировалось, а орбита CSM на «Аполлоне-15» был гораздо более эллиптическим, чем планировалось. Все эти варианты были предусмотрены, и системы были спроектированы таким образом, чтобы компенсировать определенный уровень погрешности.
Новое программирование в компьютере командного модуля помогло снизить нагрузку на CMP в более загруженное время встречи. Известная как подпрограмма MINKEY (MINimum KEYstroke), она автоматически выстраивала последовательность CMP через несколько программ встреч, подпрограмм и дисплеев (P32 -> P35, плюс P76 и P79), для ввода которых обычно требовалась ручная серия нажатий клавиш. Экипажи высоко оценили контроллер MINKEY за его способность снизить нагрузку на очень загруженный CMP.
Прямое сближение начинается так же, как и при коэллиптическом методе, с обновлениями перед всплытием, отправляемыми на ЛМ с земли, выравниванием платформы наведения и отслеживанием МСМ во время одного из его проходов над местом посадки. По мере того, как экипажи дольше оставались на поверхности, медленное вращение Луны отдаляло место посадки от орбитальной плоскости CSM и выходило за пределы возможностей LM по изменению орбитальных плоскостей. Таким образом, задача смены самолета была оставлена на усмотрение CSM, обычно за день до запланированного взлета с Луны. Время и параметры этой смены самолета были таковы, что CSM и LM должны были находиться практически в одной плоскости в номинальное время старта, что снижало потребность в топливе и рабочую нагрузку в и без того плотном графике.
Старт и выведение на орбиту аналогичны коэллиптическому методу, и ЛМ выводится на орбиту 9 х 45 морских миль (17 х 83 км). Быстрая оценка орбиты производится сразу после выключения. При необходимости может быть выполнен небольшой «корректирующий» прожег для точной настройки траектории. Эта «настройка» орбиты проводится всего через несколько минут после выведения, что максимально увеличивает оставшееся время для слежения за CSM.
Если параметры орбиты значительно отклонялись или если происходил отказ одной из систем наведения и навигации ЛМ, мог быть рекомендован маневр «катапультирования». Катапультирование выведет LM на орбиту выше, чем у CSM. CSM, теперь находящийся на более низкой, более быстрой орбите, теперь находится в положении, чтобы стать активным транспортным средством в сближении. Маневры сближения после катапультирования более сложны, чем во время стандартного рандеву, и обсуждаются в разделе «Прерывания».
Предполагая, что ЛМ находится в исправном состоянии, а траектория правильно скорректирована, экипаж начинает программу P20 (Rendezvous Navigation) на компьютере для слежения за МСМ. В то же время CSM отслеживает LM с помощью диапазона VHF и секстанта, а также вычисляет свои собственные решения для маневра TPI. Между высадкой и временем, когда внимание должно быть обращено на подготовку к TPI, доступно всего около получаса отслеживания, поэтому все экипажи в LM, CSM и на земле работают над сравнением решений TPI. Лучшим решением обычно является то, которое стабильно и не меняется со временем, а также выгодно согласуется с другими источниками. Радар и компьютер сближения LM, как правило, являются наиболее точными источниками решений для наведения, поэтому рекомендуется использовать решение LM, если оно существенно не отличается от CSM и наземной системы.
Из-за большего изменения скорости для сжигания используется подъемный двигатель, а не двигатели ЭПР. Изменения скорости для включения TPI несколько больше, чем для эллиптического рандеву, из-за того, что LM находится на более низкой, эллиптической орбите (в отличие от круговой орбиты длиной 45 морских миль). Несмотря на различия, предполагаемый эффект от маневра одинаков. После TPI LM находится на знакомой переходной орбите, чтобы встретиться с CSM через 40 минут. Преимущества стандартизированной терминальной фазы очевидны, поскольку две коррекции на среднем участке, окончательное торможение и стыковка аналогичны тем, которые обсуждаются в коэллиптической технике.
До сих пор мы обсуждали маневры, связанные с упорядоченным подъемом с поверхности, тщательно спланированными и точно выполненными. Но что произойдет, если это «плохой день на работе»? Проблемы во время спуска, которые достаточно серьезны, чтобы потребовать отмены посадки, могут оставить ЛМ на самых разных возможных орбитах, каждая из которых может иметь свое собственное решение для сближения. Чтобы свести к минимуму эту широкую тему, мы коснемся только прерываний лунного спуска.
Широкий спектр отказов может потребовать отмены посадки, начиная от отказа системы в критически важном компоненте (рассмотрим «Аполлон-11», «Аполлон-14» и «Аполлон-16», каждый из которых может иметь проблемы, которые могли потребовать прерывания) до просто нехватки топлива без подходящего места для посадки.
В идеале, экипаж хотел бы прервать полет с прикрепленными ступенями подъема и спуска. Топливо, кислород, энергия и охлаждающая вода, имеющиеся на спускаемой ступени, значительно продлят срок службы космического корабля и обеспечат время и возможности маневрирования для большего числа вариантов. Прерывание с использованием неподготовленного LM было возможно до и всего через несколько минут после начала спуска. После этого момента на спускаемой ступени будет недостаточно топлива, чтобы вернуть весь ЛМ обратно на правильную орбиту, что потребует от экипажа сброса его собственного веса и опоры на взлетную ступень. Такие сценарии вряд ли являются надуманными мечтами злобного руководителя симуляции. Во время проверок перед посадкой на «Аполлон-14» ошибочный шарик припоя в кнопке прерывания периодически вызывал дискретное прерывание в компьютере. Если бы шарик припоя был подключен на ранней стадии спуска, программа прерывания была бы автоматически выбрана для прерывания с использованием ступени спуска. Проблемы на поздних этапах спуска, такие как перегрузка компьютера «Аполлона-11» или отказ посадочного радара «Аполлона-14» от захвата цели, вынудили бы использовать взлетную ступень в качестве единственного варианта для возвращения на орбиту.
Как правило, прерывания в LM инициируются с помощью компьютера Primary Guidance and Navigation System (PGNS), либо нажатием кнопки Abort/Abort Stage на главной консоли командира, которая автоматически прерывает текущую программу одной из двух программ прерывания. Нажатие кнопки «Прерывание», когда спускаемая ступень все еще прикреплена, заставляет космический корабль двигаться вперед, дросселировать спускаемый двигатель до полной тяги, и PGNS направляет ЛМ на орбиту. Если ситуация требует прерывания на поздней стадии спуска, когда топливо, скорость и высота находятся на низком уровне, нажатие кнопки Abort Stage выключит спускаемый двигатель, запустит поджигатель, чтобы разделить две ступени, и запустит подъемный двигатель, чтобы выйти на орбиту. Прерывания также могут быть инициированы путем непосредственного ввода номера программы прерывания через DSKY (Программа 71 для прерываний с использованием DPS, Программа 72 для прерываний APS), но, учитывая вероятную нехватку времени в ситуации, простое нажатие кнопки прерывания, как правило, является самым простым средством восстановления после плохой ситуации.
Несмотря на свое название, во время прерывания полета управление не передается системе наведения на прерывание полета (AGS). Если PGNS все еще работает нормально, он возьмет на себя всю работу, необходимую для выведения на орбиту. Единственный случай, когда AGS контролирует наведение и навигацию LM, — это если компонент PGNS вышел из строя. Такой сбой, вызванный аппаратным или программным обеспечением, может проявляться в несогласованных дисплеях, предупреждении со стороны системы предупреждения и предупреждения или обнаружении ошибочных данных наземными диспетчерами. Простым щелчком переключателя управления наведением контроль над LM отнимается у PGNS, и управление передается AGS.
Гораздо менее способный, чем PGNS, с настолько скудными характеристиками, что на первый взгляд они кажутся типографской ошибкой, AGS, тем не менее, был способен выводить LM на орбиту и рассчитывать все необходимые маневры для сближения, а также сохранять контроль над положением космического корабля. И все это с 4096 словами (! - не килобайтами, не мегабайтами и уж точно не гигабайтами - всего 4096, 15-битными словами) памяти и процессором, который был в несколько раз медленнее, чем компьютер Apple II 1970-х годов. Настоящая дань уважения его дизайнерам.
Поскольку во время спуска ЛМ замедляется, а КМС движется вперед, любое прерывание и последующее сближение осложняется тем фактом, что два космических аппарата теперь значительно смещены от позиции для любого из описанных выше решений сближения. Поскольку CSM находится так далеко впереди, лучшим решением будет позволить ему продолжать движение и догонять сзади. Для этого традиционные роли меняются местами, и LM выходит на более высокую орбиту размером 115 х 45 морских миль. Когда ЛМ находится на более медленной орбите, CSM «догоняет» снизу после двух оборотов. Как только правильные углы фазировки восстанавливаются, LM снижает свою орбиту до круговой орбиты длиной 45 морских миль. Здесь становится очевидной красота и простая элегантность дизайна рандеву. Даже после очень плохого дня, когда два космических корабля оказались на совершенно разных орбитах, мы восстановились до такой степени, что можем использовать стандартную технику эллиптического сближения. Давайте рассмотрим этот маневр подробнее.
Для этого примера мы предположим, что последняя часть лунного спуска превратилась в банку с червями. Во время условного спуска экипаж сталкивается с критической ситуацией: утечкой в кабине, отказом электрооборудования или системы охлаждения или проблемой со спускаемым двигателем. Чтобы еще больше упростить это, мы также предположим, что платформа наведения и компьютер в порядке, и мы прервем использование основных систем (процедуры использования AGS очень похожи, но более сложны, если не сказать ужасно загадочны).
Для выполнения свидания с прерыванием необходимо выполнить несколько маневров, и существует множество возможностей в зависимости от момента прерывания. Тем не менее, в целом их можно резюмировать следующим образом:
0:00 Вставка
0:55 Ускорение
2:00 Маневр регулировки высоты
3:00 Начало коэллиптической последовательности
3:50 Постоянная высота дельты
4:30 Начало терминальной фазы
4:55 Финал финальной фазы
Как только решение об отмене принято, командир нажимает кнопку с надписью «Этап прерывания» (но, конечно, не раньше, чем пробормотать что-то непечатное). Немедленно выключается спускаемый двигатель, запускается ЛМ, запускается программа Р71 на компьютере наведения, и запускается восходящий двигатель. Если космический аппарат находится на высоте менее 25 000 футов (7 600 метров) над поверхностью, он будет наклоняться в вертикальное положение, чтобы замедлить свой спуск, в противном случае он будет наклоняться вперед и набирать горизонтальную скорость. В точке выведения CSM находится позади LM, что делает невозможным использование традиционных маневров сближения. Таким образом, целью этого включения является достижение безопасной орбиты с апоцентр около 115 миль, что увеличивает продолжительность времени, необходимого ЛМ для завершения одного витка, и позволяет ЧСМ двигаться «впереди» ЛМ.
Хотя верхняя точка орбиты находится комфортно над поверхностью Луны, перицентр, скорее всего, будет опасно низким. Как только ЛМ достигает высшей точки орбиты, выполняется маневр «Ускорение», чтобы поднять перицентр примерно до 45 морских миль.
Расчет скорости, необходимой для этого маневра, представляет собой нечто большее, чем просто увеличение перицентра, поскольку необходимо учитывать другие параметры орбиты, а также поддержание тонких отношений между CSM и LM. Эти сложности выходят за рамки возможностей ограниченной памяти компьютера наведения LM. Вместо того, чтобы выбирать конкретную программу для выполнения маневра разгона, расчеты будут выполняться в вычислительном центре реального времени (RTCC) и передаваться экипажу LM. Экипаж, в свою очередь, будет использовать одну из программ «External Delta V» для выполнения маневра и управления этим горением. Большинство других программ, используемых в LM (таких как спуск, подъем и сближение), имеют внутренние решения по наведению и навигации; То есть использовать только те ресурсы, которые имеются на космическом корабле. Серия программ External Delta-V использует данные, передаваемые с Земли, и включает в себя скорость, которую необходимо набрать, время и продолжительность включения, а также ориентацию космического аппарата. Для маневров External Delta-V доступны три программы, которые различаются в первую очередь двигателем (двигателями), используемым для маневра. Программа 40 предназначена для включения с помощью спускаемой двигательной установки, программа 41 использует двигатели RCS plus-X, а P42 предназначена для включения с использованием двигателя Ascent. Уникальные ситуации прерывания полета (было ли это поздним или ранним спуском с электроприводом, был ли ЛМ организован или нет) определяют, какие из этих программ будут использоваться.
Когда ЛМ находится на достаточно высокой орбите, внимание переключается на корректировку ее орбиты для правильной синхронизации с КМБ. Когда ЛМ достигает своей перицинтии, он выполняет маневр корректировки высоты (HAM), который точно настраивает параметры орбиты и, как следствие, корректирует относительные углы двух космических аппаратов. Как и при маневре Boost, параметры включения HAM и выбор внешней программы Delta-V рассчитываются на земле и сообщаются экипажу через CapCom. Выполняемый на первом перицинтионе после прерывания, HAM представляет собой небольшой маневр и подготавливает почву для следующего этапа рандеву.
Когда LM достигает своего второго апоцинтиона, красота архитектуры рандеву становится очевидной. После HAM экипаж LM начинает слежение за CSM с помощью Программы 20, Rendezvous Navigation. Эти данные слежения используются для расчета маневра CSI. Несмотря на то, что при выполнении МЦС во время прерывания полета будет намного выше, чем при сближении, начатом с поверхности, МЦС позиционирует ЛМ для маневра CDH. После выполнения маневра CSI процедуры возвращаются к стандартным методам для коэллиптического сближения с CSM.
© 2000 Фрэнк О'Брайен и У. Дэвид Вудс Все права защищены.
Конец цитирования.
Моим читателям - если кто то из вас внимательно прочитал эту большую "простыню", при этом что то понял - высказывайте свое мнение, как "за". так и "против" - то есть, реально ли такое было возможно?
У автора, при беглом прочтении (скажу честно - внимательно не изучал, и сделаю это только после того, как прочитаю аналогичное у Шунейко) сложилось впечатление о некотором преувеличении возможностей компьютера и программ (в то время) - тем более, что статья от 2000 года.
То есть - компьютер и программы - некоторая "волшебная палочка-выручалочка", примерно как сегодня, предлагая различные идеи (часто относительно б/д на СВО) множественные "деятели", попав в затруднение, тут же говорят - ИИ! Мы привлечем ИИ и он нам все порешает!