Сегодня я предоставлю слово специалисту Московского авиационного института. Знакомьтесь, Максим Рогоза. Окончил Московский авиационный институт (МАИ), после чего работал в Институте прикладной математики имени М.В. Келдыша РАН, где занимался разработкой программного обеспечения для космической техники. В аспирантуре его научным руководителем был Михаил Романович Шура-Бура — легендарный математик, один из пионеров отечественного программирования и вычислительной математики, ученик А.Н. Колмогорова.
Предоставим слово Максиму:
Темой лунных миссий Apollo я заинтересовался ещё в начале 2000-х. Меня, как специалиста в области космической баллистики и программирования бортовых систем, больше всего интересовал технический аспект — орбитальная механика, навигация, стыковки.
Особенно меня заинтересовали лунные стыковки. То, что описывалось в отчётах NASA, совершенно не сходилось с реальными возможностями техники того времени. Сверхбыстрые стыковки (полтора витка!) на лунной орбите, которые NASA якобы выполняла в конце 1960-х, до сих пор остаются непревзойдённым «рекордом». Роскосмос лишь в 2020 году приблизился к этому результату, обеспечив стыковку за 2 витка на земной орбите — но 2 витка это не 1.5.
Работая в ИПМ, я понимал, что описанные сценарии выглядят технически невероятными. Но долгое время не мог найти строгого математического доказательства фальсификации — того, что можно было бы положить на стол и сказать: «Вот расчёт. Вот физика. Это невозможно».
Недавно, анализируя данные об орбитальных параметрах миссий Apollo 15-17, я наткнулся на критическое противоречие в официальных отчётах. Противоречие, которое касается не фотографий или киноплёнок, а фундаментальных законов небесной механики и энергетического баланса.
В этой статье я хочу поделиться результатами математического анализа, который показывает: параметры орбит, описанные в отчётах NASA, физически невозможны при уровне технологий и знаний 1970-х годов.
Но тема несколько специфична, по этому чтобы объяснить всё так, чтобы многим стало понятно, я начну с азов. Попытаюсь объяснить как работает орбитальная механика простым языком. Итак, начнём.
Как устроены космические орбиты: простое объяснение для любопытных
Вы когда-нибудь задумывались, почему космические корабли не могут взлететь в любой момент и встретиться на орбите? Или почему запуски к МКС происходят строго по расписанию с точностью до секунды? Давайте разберёмся в этом вместе, используя бесплатный инструмент Orbit Architect (https://ai-solutions.com/orbit-architect/), который позволяет "поиграть" с орбитами прямо в браузере.
Шесть параметров, которые описывают любую орбиту
Каждая орбита описывается шестью параметрами — кеплеровскими элементами. Звучит сложно? На самом деле всё довольно просто. Давайте откроем Orbit Architect и посмотрим, что это за параметры.
Когда вы загружаете программу, параметры установлены произвольно. Давайте изменим их, как показано на картинке выше, и установим время внизу экрана на 30.11.2025 06:15:00 UTC.
Параметры, которые определяют форму и размер орбиты:
- Semi-Major Axis (Большая полуось) — грубо говоря, это радиус орбиты. Чем больше это значение, тем дальше от Земли летает корабль. Мы установим его на 7088 км — это высота около 710 км над поверхностью.
- Eccentricity (Эксцентриситет) — показывает, насколько орбита "сплюснута", насколько она отличается от идеального круга. 0 означает идеально круглую орбиту, а чем ближе к 1, тем более вытянутый эллипс. Мы поставим 0 для простоты.
- Argument of Perigee (Аргумент перицентра) — это угол поворота эллипса в его плоскости. Для круговой орбиты (эксцентриситет = 0) этот параметр не имеет особого значения, но мы установим его на 180° для удобства демонстрации.
- True Anomaly (Истинная аномалия) — показывает, в какой точке орбиты сейчас находится корабль. Это как стрелка часов — она показывает положение на круге. Установим произвольное значение около 353°.
Остаются ещё два важнейших параметра: Inclination (Наклонение) и RAAN (Долгота восходящего узла, или ДВУ). Вот их-то мы и будем изучать подробно.
Наклонение орбиты: летаем не только над экватором
Посмотрите на первую картинку. Вы видите орбиту, которая проходит точно над экватором Земли — это экваториальная орбита с наклонением 0°.
Представьте: если корабль летает по такой орбите, он будет пролетать только над экваториальными регионами. Высадиться в Москве или Берлине будет невозможно — корабль просто никогда не окажется над этими городами!
Чтобы охватить большую территорию, нам нужно изменить наклонение орбиты. Это угол между плоскостью орбиты и плоскостью экватора. Фактически, наклонение показывает максимальную широту, над которой пролетает корабль.
Давайте установим наклонение на 55° и посмотрим, что изменится. Теперь орбита проходит над всей Африкой! Корабль поднимается до 55° северной широты и опускается до 55° южной широты. Но... всё равно не пролетает над Москвой (которая находится на широте 55,75°).
Земля вращается, а орбита стоит!
Вот тут начинается самое интересное. Земля вращается, а орбита остаётся на месте в пространстве!
Представьте себе волчок или гироскоп — он сохраняет своё положение, как бы вы ни крутили основание. Орбита ведёт себя точно так же. Она "прибита" к звёздам, к инерциальной системе координат, и не вращается вместе с Землёй.
Давайте изменим время на 01.12.2025 00:01:00 UTC (как показано на картинке) — то есть перемотаем на почти 18 часов вперёд. Смотрите! Теперь орбита проходит над Москвой, а Африка осталась далеко позади.
Земля повернулась, а орбита осталась на том же месте в пространстве. Поэтому корабль на одной и той же орбите в разное время будет пролетать над совершенно разными участками планеты.
Проблема встречи: почему нельзя взлететь в любой момент?
А теперь давайте смоделируем реальную ситуацию. Представим, что корабль разделился на две части:
- Спускаемый модуль совершил посадку в точке, отмеченной жёлтым маркером на второй картинке (где-то над Африкой)
- Орбитальный модуль остался на орбите
Вернём время обратно к начальному значению 30.11.2025 06:15:00 UTC.
Спускаемый модуль благополучно приземлился. Предположим, через 3 часа экипаж решает взлететь и вернуться на орбиту.
Смотрите, что произошло! Переведём время на 3 часа вперёд (09:15:00). Земля повернулась на восток, и точка посадки теперь находится далеко от орбиты орбитального модуля. Орбита сместилась — она теперь проходит над океаном!
Если взлётный модуль стартует сейчас по той же программе полёта, он выйдет на другую орбиту. Плоскости этих двух орбит не совпадают. Между ними будет разница в 45°!
Долгота восходящего узла: последний элемент головоломки
Эта разница называется разницей в долготе восходящего узла (ДВУ, или RAAN). Это и есть наш шестой параметр орбиты.
ДВУ показывает, в какой точке экватора орбита пересекает плоскость экватора снизу вверх (двигаясь с юга на север). Это как "адрес" орбиты относительно Земли.
Давайте изменим ДВУ на 45° и посмотрим. Вуаля! Теперь орбиты взлётного и орбитального модулей совпали. Встреча возможна!
Но есть одна проблема...
Почему изменить плоскость орбиты так дорого?
Помните наше сравнение с волчком? Волчок сопротивляется попыткам изменить его ориентацию. Попробуйте взять работающий пылесос и покрутить его — вы почувствуете сопротивление вращающегося мотора. Мотоциклисты знают, как трудно повернуть мотоцикл на скорости из-за вращающихся колёс.
С орбитой происходит то же самое, только в гораздо большем масштабе!
Чтобы изменить плоскость орбиты на 45°, орбитальному модулю нужно затормозить практически до нуля в одном направлении и разогнаться в другом. Корабль летит со скоростью около 7,8 км/с, и нужно изменить направление этой огромной скорости.
Расчёты показывают, что изменение плоскости орбиты на 45° требует примерно столько же топлива, сколько нужно для выхода на орбиту с Земли! Это как посадить корабль и запустить его заново.
Получается абсурдная ситуация: проще посадить орбитальный модуль, подождать 3 часа и взлететь заново вместе со взлётным модулем, чем оставаться на орбите и менять её плоскость!
Решение: просто подождать
Поэтому в реальности никто никогда не меняет плоскость орбиты (точнее, меняют крайне редко и на малые углы). Вместо этого просто ждут, пока Земля повернётся, и точка старта окажется под нужной орбитой.
Земля делает полный оборот за 24 часа. Это значит, что она поворачивается на:
- 15° в час
- 45° за 3 часа
Поэтому если подождать всего 12 часова, Земля сама подведёт стартовую площадку под плоскость нужной орбиты, и можно будет взлететь без изменения плоскости!
Реальный пример: космические корабли "Космос-212" и "Космос-213"
В 1968 году СССР провёл испытания стыковки двух беспилотных кораблей "Союз". Корабли "Космос-212" и "Космос-213" были запущены с интервалом ровно в сутки. Это позволило второму кораблю выйти точно в плоскость орбиты первого без каких-либо изменений плоскости орбиты. Встреча прошла успешно!
А что на Луне?
А теперь интересный поворот. Давайте перенесёмся на Луну!
На Луне всё работает по тем же законам, но с одним критическим отличием: Луна вращается очень медленно — один оборот за 28 земных суток!
Это означает, что Луна поворачивается всего на:
- 0,5° в час
- 13° за сутки
Чтобы дождаться, пока точка посадки совпадёт с плоскостью орбиты (например, при разнице в 45°), пришлось бы ждать больше недели!
Но мы знаем, что экипажи миссий "Аполлон" проводили на Луне максимум 3 дня. Как же они встречались?
Решение миссий "Аполлон"
У первых миссий решение было простым: они выполняли полёты и посадки строго над лунным экватором (наклонение 0°). В этом случае не было разницы в ДВУ, и встреча была простой.
Но последние три миссии — Аполлон-15, Аполлон-16 и Аполлон-17 — использовали орбиты с наклонением 10-28° для доступа к более интересным научным целям в горных районах Луны.
Это означало, что после взлёта лунного модуля орбитальный командный модуль действительно изменял плоскость орбиты для встречи. Это было единственным решением. NASA специально проектировало корабли с запасом топлива для этого манёвра. Корабли поздних или J миссий, как их называли, имели на борту дополнительное топливо на этот маневр.
Но мы помним, что за 3 суток (около 75 часов) Луна поворачивается примерно на 40 градусов. Это означает, что если командный модуль просто ждёт на орбите, к моменту взлёта лунного модуля их орбиты будут разведены на эти самые 40 градусов по долготе восходящего узла (ДВУ), а это значит, что топлива на этот маневр надо много!
Почему нельзя просто повернуть орбиту?
Поворот плоскости орбиты на 40 градусов — это катастрофически дорогой манёвр с точки зрения топлива.
Для изменения ДВУ на 40 градусов на лунной орбите (где орбитальная скорость около 1630 м/с) требуется изменение скорости примерно 1100 м/с. Для командного модуля массой около 18 тонн это означает расход около 7 тонн топлива.
Но это только прямые затраты. На каждый килограмм груза, доставленного на лунную орбиту, на старте с Земли требуется примерно 70 килограммов топлива в ракете Сатурн-5. Это соотношение массы называется «ракетным числом».
Получается: чтобы доставить 7 тонн дополнительного топлива для поворота орбиты, нужно было бы увеличить стартовую массу Сатурна-5 на 7 × 70 = 490 тонн! Технически это было совершенно невозможно.
На Земле по сути можно было бы даже не заморачиваться этими маневрами а просто посадить весь корабль на планету. Затраты были бы примерно одинаковы.
Но на Луне нет атмосферы, поэтому посадка и взлёт целого командного модуля потребовали бы огромного количества топлива на торможение. Поэтому оставлять командный модуль с запасами топливо на путь к земле на орбите имело смысл.
Но как тогда решить проблему поворота на 40 градусов чтобы обеспечить встречу командного и лунного модуля?
Гениальное решение: использовать прецессию
Инженеры NASA придумали элегантный выход: использовать естественную прецессию орбиты.
Луна не идеально круглая — она немного сплюснута, и под её поверхностью находятся области повышенной плотности (масконы). На Земле такие области тоже есть и Земля тоже не совсем круглая, но на Земле это все очень слабо выражено, а вот на Луне – это огромная проблема для баллистики. Неравномерность массы и сплюснутость так влияет на корабли на орбите, что заставляет орбиты прецессировать, то есть изменять свои параметры и это происходит довольно ощутимо.
Идея была в том, чтобы подобрать такие параметры орбиты (высоту и наклонение), при которых орбита командного модуля будет прецессировать с той же скоростью, с какой Луна поворачивает точку посадки. Тогда плоскость орбиты будет поворачиваться вслед за Луной, и командный модуль всё время будет пролетать над местом посадки.
В этом случае нужно довернуть орбиту двигателями всего на несколько градусов, потребуется только небольшая коррекция для встречи. Во всех трех J миссиях, требовалась коррекция только 2-2.2 градуса и требовалось около 250-300 кг топлива вместо 7 тонн. Экономия колоссальная!
Звучит гениально. Но здесь кроется фундаментальная проблема.
Точность расчётов в 1970-х годах
Чтобы реализовать этот план, нужно точно знать гравитационное поле Луны — где именно расположены масконы, насколько они массивны, как они влияют на орбиту. В 1970-х годах такой точной карты не существовало.
Масконы только-только открыли в 1968 году, анализируя орбиты автоматических спутников Lunar Orbiter. Модель была очень грубой — погрешность составляла около 10%.
Для наглядности: когда во время миссии Apollo 16 на лунную орбиту выпустили субспутник PFS-2, расчёты показывали, что он проживёт на орбите около года. На деле спутник упал на Луну через 35 дней — ошибка в 10 раз! Модель оказалась настолько неточной, что не могла предсказать поведение орбиты даже на месяц вперёд.
Точная карта гравитационного поля Луны появилась только в 2011 году, когда миссия GRAIL провела детальное картирование.
Что означает 10% ошибки?
Погрешность в 10% при полной прецессии около 40 градусов означает неопределённость ±4 градуса. То есть орбита могла прецессировать на 36 или на 44 градуса — заранее точно предсказать было невозможно.
Если ошибка составит 4 градуса, её нужно будет исправлять двигателями. А для исправления 4 градусов требуется уже не 300 кг, а около 600-700 кг дополнительного топлива.
А был ли запас топлива?
Давайте проверим, было ли у командного модуля достаточно топлива для исправления ошибки в 4 градуса.
Для этого обратимся к официальным отчётам миссий Apollo — в них есть детальные таблицы расхода топлива. Нас интересует раздел "SPS Propellant Summary" (сводка по топливу служебного двигателя).
Сколько топлива вернулось?
Возьмём для примера Apollo 17 — самую длительную и сложную миссию.
Согласно документу Apollo 17 Mission Report (MSC-07904), таблица 7-II:
- Загружено при старте: 18 410 кг (топливо + окислитель)
- Потрачено за всю миссию: 18 120 кг
- Осталось при разделении модулей у Земли: 290 кг
Но это ещё не всё. Из этих 290 кг часть топлива является "неиспользуемой" (Unusable) — это остатки в трубопроводах, на дне баков, которые физически не могут быть выкачаны насосами. По отчёту это составляет около 168 кг.
Получается реально доступный остаток (Usable):
290 - 168 = 122 кг
Хватило бы этого?
Теперь вспомним наш расчёт: для исправления ошибки в 4 градуса (которая неизбежна при точности модели 10%) требуется изменение скорости около 114 м/с, что для корабля массой 17.8 тонн означает расход около 650 кг топлива.
Сравниваем:
- Необходимый резерв на ошибку: 650 кг
- Реальный остаток в баках: 122 кг
Дефицит: 528 кг
Это означает, что командный модуль Apollo 17 вернулся к Земле практически "на нуле", без какого-либо запаса прочности.
С таким остатком (122 кг) и массой корабля 17.8 тонн можно было бы получить изменение скорости всего около 21 м/с. Этого хватит на поворот плоскости орбиты максимум на 0.7 градуса.
Если бы прецессия ушла в сторону на те самые неизбежные 4 градуса, топлива бы просто не хватило ни на исправление орбиты для стыковки, ни на возвращение домой.
Экипаж оказался бы в ловушке.
Дефицит составлял более 500 кг.
Отправлять экипаж в полёт с таким отрицательным запасом прочности — это не риск, это техническое самоубийство. А если учесть, что нужно было лететь на Землю (на маневр возвращения TEI тоже нужно топливо), то любая существенная ошибка в прецессии означала бы либо невозможность встречи, либо невозможность вернуться домой.
Что показывают расчёты из отчётов
То есть мы видим, что данные, которыми обладала НАСА в 70-х даже теоретически не могли обеспечить выполнение миссии без смертельного риска. Но все-таки, может быть просто повезло, или они угадали, или были еще какие-то скрытые причины. Давайте посмотрим, что получается, если взять данные из официальных отчётов NASA, и проверим как это бьется с математикой.
Скорость прецессии зависит от наклонения
Скорость прецессии орбиты прямо зависит от косинуса наклонения орбиты. Это базовая формула небесной механики:
Ω̇ ∝ cos(i)
где i — наклонение орбиты к экватору Луны.
Это означает, что орбиты с разными наклонениями будут прецессировать с разной скоростью. Чем больше наклонение, тем медленнее прецессия. И вот здесь начинается математическая аномалия.
Три миссии — три разных наклонения
Посмотрим на параметры трёх поздних миссий Apollo:
- Apollo 15: наклонение ~26°
- Apollo 16: наклонение ~10°
- Apollo 17: наклонение ~28.5°
Наклонения сильно отличаются — от 10 до 28 градусов. Разница между Apollo 16 и Apollo 17 составляет почти 18.5 градусов!
Посчитаем косинусы:
- cos(10°) ≈ 0.985
- cos(28.5°) ≈ 0.879
Разница — 12%!
Это значит, что при одинаковой высоте орбиты скорость прецессии Apollo 16 должна быть на 12% выше, чем у Apollo 17. Это не мелочь — это существенная, измеримая разница.
Что говорят отчёты NASA
А теперь самое интересное. Давайте посчитаем фактическую скорость прецессии по данным из официальных отчётов миссий.
Формула простая:
- Берём время, которое лунный модуль провёл на поверхности
- Вычисляем, на сколько градусов сместилась точка посадки (Луна повернулась)
- Вычитаем небольшую коррекцию, которую сделал командный модуль двигателями (~2-2.2°)
- Делим оставшийся угол на время — получаем скорость прецессии
Луна вращается со скоростью 0.549°/час (полный оборот за 27.3 суток).
Apollo 15
- Время на Луне: 66.9 часов
- Поворот Луны: 66.9 × 0.549 = 36.7°
- Коррекция двигателями: 2.2°
- Прецессия орбиты: 36.7 - 2.2 = 34.5°
- Скорость прецессии: 34.5° / 66.9ч = 0.516°/час
Apollo 16
- Время на Луне: 71.2 часа
- Поворот Луны: 71.2 × 0.549 = 39.1°
- Коррекция двигателями: 2.0°
- Прецессия орбиты: 39.1 - 2.0 = 37.1°
- Скорость прецессии: 37.1° / 71.2ч = 0.521°/час
Apollo 17
- Время на Луне: 75.0 часов
- Поворот Луны: 75.0 × 0.549 = 41.2°
- Коррекция двигателями: 2.1°
- Прецессия орбиты: 41.2 - 2.1 = 39.1°
- Скорость прецессии: 39.1° / 75.0ч = 0.521°/час
Математическая невозможность
Смотрите, что получилось:
- Apollo 16 (наклонение 10°): скорость прецессии 0.521°/час
- Apollo 17 (наклонение 28.5°): скорость прецессии 0.521°/час
Скорости совпадают абсолютно идентично — до третьего знака после запятой!
Но по законам физики они должны отличаться на 12%! Apollo 16 должен прецессировать со скоростью примерно 0.58°/час, а не 0.521°/час.
Разница между тем, что должно быть по физике, и тем, что написано в отчётах, составляет около 0.06°/час. За 75 часов это накопилось бы в 4.5 градуса расхождения — ровно ту ошибку, на которую не было топлива!
"Волшебные" масконы и проблема с ними
Единственное объяснение, которое можно предложить в защиту официальной версии: гравитационные аномалии (масконы) случайно так повлияли на орбиты, что идеально компенсировали разницу в косинусах наклонения.
То есть для Apollo 16 масконы притормозили прецессию на 12%, а для Apollo 17 — ускорили на 12%, да так точно, что получились абсолютно идентичные цифры до тысячных долей градуса.
Но давайте подумаем, что это означает на практике.
Проблема №1: Невозможность предсказать
Чтобы использовать масконы для такой точной компенсации, нужно было заранее, ещё на Земле, рассчитать, как именно они повлияют на каждую конкретную орбиту. Для этого требуется:
- Точная карта масконов — какой они массы, где расположены, с точностью до долей процента
- Точный расчёт траектории на 3 суток вперёд с учётом всех возмущений
- Подбор идеальных параметров орбиты (высоты, наклонения), чтобы всё сошлось до третьего знака
В 1970-х годах не было ни того, ни другого, ни третьего. Модель давала ошибку в 10%, а это ±4 градуса неопределённости за 3 суток.
Представьте: вы пытаетесь попасть дротиком в яблочко диаметром 1 см, но ваша рука дрожит с амплитудой 10 см. При этом вам нужно попасть в яблочко три раза подряд, причём яблочки находятся в разных местах и дрожит рука каждый раз по-разному.
Проблема №2: Невозможность исполнить
Даже если предположить, что у NASA была машина времени и они привезли из 2011 года идеальную карту GRAIL, остаётся вторая проблема —исполнение.
Чтобы попасть в тот узкий «коридор» параметров орбиты, где масконы делают своё волшебство, нужно выполнить торможение у Луны (маневр LOI) с фантастической точностью.
Требуемая точность вывода на орбиту: 0.02% по высоте и скорости.
В 1970-х годах это было невозможно. Двигатели имели разброс по тяге, гироскопы дрейфовали, система навигации полагалась на допплеровское слежение с Земли с задержкой сигнала 2.6 секунды. Компьютер на борту имел меньше памяти, чем современный калькулятор.
Современные спутники с GPS-навигацией и электрическими двигателями едва достигают такой точности. А тогда это было бы чудом.
Проблема №3: Идеальное совпадение для А-16 и А-17
Но самое невероятное — это абсолютно идентичное совпадение скоростей прецессии для Apollo 16 и Apollo 17.
Не «примерно одинаковые», не «близкие». Идентичные: 0.521°/час.
При разнице наклонений в 18.5 градусов получить одинаковую скорость прецессии — это как если бы два разных камня, брошенных с разной высоты, упали на землю в абсолютно одно и то же мгновение с точностью до миллисекунды.
Вероятность такого совпадения не просто мала — она исчезающе мала. Если для попадания в топливный «коридор» вероятность составляет 1 к 43 для одной миссии, то вероятность идеального совпадения двух скоростей прецессии при использовании грубой модели 1970-х составляет не 1 к 80 000.
Это скорее 1 к миллиарду.
Научная недостоверность
Представьте, что вы студент или аспирант, и вы защищаете диссертацию. В вашей работе есть эксперимент, где вы измеряли какой-то параметр в двух разных условиях.
Условия сильно различаются (как наклонения 10° и 28°), и по теории результаты должны отличаться на 12%.
Но вы приходите и показываете результаты: в обоих случаях получилось абсолютно одинаковое значение с точностью до третьего знака.
Что скажет научный руководитель? Что скажет комиссия?
Они скажут: «Вы подделали данные».
Потому что в реальном эксперименте всегда есть разброс, всегда есть погрешность измерений, всегда есть случайные факторы. Когда цифры совпадают идеально — это признак того, что они получены не измерением, а расчётом на бумаге.
В научной практике такое совпадение при использовании инструментов с погрешностью 10% не может быть объяснено случайностью. Единственное объяснение — подгонка данных.
Никакая диссертация с такими результатами не была бы защищена. Никакая научная статья с такими данными не прошла бы рецензирование.
Но отчёты NASA с этими цифрами приняты как исторический факт.
Вывод: подгонка под ответ
Математика не оставляет других вариантов. Цифры в отчётах получены не измерениями реального полёта, а обратным расчётом:
- Авторы отчётов взяли требуемый результат: «Нужно повернуть плоскость на ~38-40 градусов за 75 часов»
- Разделили: 40° / 75ч ≈ 0.52°/час
- Вписали эту цифру в отчёты как «наблюдаемую прецессию»
- Забыли проверить, что для разных наклонений эта цифра не может быть одинаковой по законам физики
Это классический признак фальсификации: когда в реальном эксперименте всегда есть естественный разброс данных, а в поддельных данных всё подозрительно «гладко» и «красиво».
Реальные орбиты с разными наклонениями обязаны прецессировать с разной скоростью. Совпадение до третьего знака при погрешности модели 10% — это не физика, это арифметика на бумаге.
В заключение: Мы показали, что параметры орбит в отчётах миссий Apollo 15-17 математически несовместимы с законами небесной механики и технологическими возможностями 1970-х годов.
Изменение ДВУ на 40 градусов требовало либо 7 тонн топлива (что было невозможно доставить), либо использования прецессии с точностью, которая требовала знаний и инструментов, появившихся только 40 лет спустя.
Идеальное совпадение скоростей прецессии для Apollo 16 и Apollo 17 при разнице наклонений в 18.5° имеет вероятность около одного к миллиарду.
Если бы кто-то попытался защитить научную работу с таким «экспериментальным результатом» без убедительного объяснения, эта работа была бы отклонена как фальсификация данных.
Это не везение — это подгонка цифр под желаемый результат.
P.S. А что если корректировали "на лету"?
Кто-то может возразить: «Но ведь с Земли постоянно следили за орбитой командного модуля! Наверняка они выполняли множество мелких коррекций, постепенно подстраивая орбиту под нужную прецессию. Поэтому и получилось так точно».
Давайте разберём, почему это объяснение не работает.
Техническая невозможность
Во-первых, для постоянного мониторинга и коррекции орбиты нужна непрерывная связь с кораблём. Но командный модуль на обратной стороне Луны терял связь с Землёй на 45 минут каждого витка (орбита занимала около 2 часов). За это время орбита продолжала эволюционировать под действием масконов, а Земля ничего не видела и не могла давать команды.
Во-вторых, точность измерения орбиты с Земли в 1970-х была ограничена. Допплеровское радиослежение давало погрешность определения скорости около ±0.1 м/с. Чтобы обнаружить отклонение прецессии в реальном времени и скорректировать его с точностью до 0.001°/час, нужны измерения на порядки точнее.
В-третьих, каждое включение двигателя SPS — это сложная и рискованная операция. Двигатель не предназначен для частых кратковременных включений. Он проектировался для нескольких крупных манёвров (выход на орбиту Луны, возврат к Земле). Множественные микрокоррекции создавали бы дополнительные риски отказа.
Что говорят дневники полётов?
Если бы выполнялись многочисленные коррекции орбиты в течение трёх суток ожидания, это было бы зафиксировано в бортовых журналах (Flight Journal) и отчётах миссий.
Но в документах мы видим только:
- Основной манёвр выхода на орбиту (LOI)
- Одну-две плановые коррекции (обычно для циркуляризации орбиты после отделения лунного модуля)
- Одну коррекцию плоскости перед стыковкой (те самые 2-2.2 градуса)
- Манёвр возврата к Земле (TEI)
Никаких записей о серии микрокоррекций для "подгонки" прецессии нет.
Закон сохранения энергии не обманешь
И самое главное: топливо не берётся из воздуха.
Неважно, делаете вы одну большую коррекцию на 4 градуса или десять маленьких по 0.4 градуса — суммарный расход топлива будет одинаковым. Это закон сохранения импульса.
Если орбита по факту прецессирует на 0.58°/час (как должно быть для Apollo 16 при наклонении 10°), а нужно 0.521°/час, то за 75 часов накопится расхождение 4.5 градуса. Чтобы исправить это — одним манёвром или несколькими — потребуется те же ~650 кг топлива.
А его, как мы выяснили, просто не было.
Так что аргумент о «постоянной коррекции с Земли» не спасает официальную версию. Он только добавляет новые вопросы: почему об этих коррекциях нет ни слова в документах? И откуда взялось топливо, которого не было в баках?
Примечание для специалистов
В этой статье я намеренно описал сложную техническую тему максимально простым языком, чтобы сделать её доступной для широкого круга читателей.
Многие промежуточные расчёты, уточняющие коэффициенты и технические детали были опущены для ясности изложения. Если бы я приводил все формулы небесной механики, выводы уравнений движения и детальные баллистические расчёты — статья превратилась бы в диссертацию, которую мало кто осилит.
Однако я показал методику и указал источники данных. Любой специалист в области орбитальной механики или инженер космической отрасли может:
- Взять официальные отчёты NASA по ссылкам выше
- Извлечь оттуда данные о времени миссий, параметрах орбит и расходе топлива
- Применить стандартные формулы небесной механики (влияние J₂-возмущения на прецессию, уравнение Циолковского для расчёта топлива)
- Самостоятельно прийти к тем же выводам
Все цифры проверяемы. Вся логика прозрачна. Математика не требует веры — она требует расчёта.
Если у вас есть специальное образование и вы хотите проверить мои выводы — пожалуйста, сделайте это. Именно для этого я дал все ссылки и описал логику расчётов.
Наука держится на воспроизводимости результатов.
Ссылка на материалы
Официальные отчёты о миссиях Apollo находятся в открытом доступе на сайте NASA:
Главная страница Apollo Flight Journal: https://www.hq.nasa.gov/alsj/
Там находится каталог в котором можно получить материалы. К сожалению каталог толи испортили толи закрыли по этому не все материалы можно посмотреть, но вот вроде актуальный рабочий список, который удалось найти на данный момент. Возможно ссылка опять поменяется, тогда надо воспользоваться поиском по названию документа.
Конкретные отчёты миссий (Mission Reports) — рабочие ссылки:
- Apollo 15 Mission Report (MSC-05161)
https://ntrs.nasa.gov/api/citations/19730018074/downloads/19730018074.pdf - Apollo 16 Mission Report (MSC-07230)
- Apollo 17 Mission Report (JSC-07904) https://ntrs.nasa.gov/api/citations/19730015117/downloads/19730015117.pdf
В этих документах содержатся детальные таблицы с параметрами орбит, расходом топлива, временем событий и телеметрическими данными.
Для поиска данных по топливу нужно искать раздел "SPS Propellant Summary" или таблицы в главе "Propulsion System Performance" (обычно глава 6-7).
Для данных о времени посадки и взлёта лунного модуля — раздел "Mission Timeline" или "Lunar Surface Operations".
Все расчёты в этой статье основаны на данных из этих официальных документов.
*
Слово Максиму Рогозе предоставил кинооператор Леонид Коновалов. До новых встреч!