Самосатский (2 в.н. э.). Жюль Верн предлагал добраться до Луны с использованием громадной пушки. Но только в конце XIX века скромный учитель из Калуги К. Э. Циолковский разработал теоретическое обоснование возможности полета в космическом пространстве. В своем труде «Исследование мировых пространств реактивными приборами» (1903 г.) и в дальнейших работах Циолковский показал реальность технического осуществления космических полетов. Достигнутый к шестидесятым годам XX века уровень ракетной техники предопределил создание систем, способных доставить на Луну и вернуть на Землю людей. Схемы полета строились по-разному, но одно безусловно было ясно, что реализовываться они будут многоступенчатыми, делимыми носителями.
В США, начиная с 1958 г., были развернуты работы по лунной программе, которая включала в себя разработку многоступенчатой ракеты-носителя «Сатурн-5» и лунного комплекса «Аполлон». В мае 1961 г. эта программа была утверждена президентом Кеннеди как общенациональная для ликвидации отставания США от СССР в области развития космической техники с выделением достаточно больших ресурсов (ассигнования — около 25 млрд. долларов, разработкой занято около полмиллиона человек).
27 октября 1961 г. с мыса Канаверал был произведен первый успешный пуск ракеты-носителя «Сатурн-1», предназначавшийся для отработки узлов ракеты, доставившей на орбиту Земли рекордную по тем временам массу 10,2 т. Особый интерес представляла вторая ступень, которая использовала криогенные высокоэнергетические компоненты топлива — жидкий водород и кислород. Применение таких пар стало возможным благодаря созданию двигателя RL-10A-3, разработанного фирмой «Рокетдайн» (Rocketdyne) (контракт на разработку был заключен в сентябре 1958 г.). Наращивая мощность ракеты- носителя, последовательно создавая вслед за «Сатурном-1» (первый пуск 27.10.61), «Сатурн-1 В» (первый пуск 26.02.66) и «Сатурн-5» (первый пуск 9.10.67), американские коллеги на последнем носителе обеспечили вывод на низкую орбиту ИСЗ 128 т (включая третью ступень), что позволило обеспечить выведение к Луне массы в 47 т. Это была уже реальная возможность осуществления пилотируемой экспедиции с посадкой человека на Луну.
Применение двигателей, работающих на кислородно-водородном топливе с высокими энергетическими характеристиками, определило схему выведения и траекторию полета экспедиции на Луну. Оптимальной для таких компонентов топлива является схема носителя, использующая для довыведения груза на ОИСЗ часть топлива разгонного блока. Это и было реализовано в программе «Сатурн-5». На третью ступень (разгонный блок) они дополнительно возложили задачу разгона комплекса к Луне. После перестроения комплекса, а именно отделения корабля «Аполлон», разворота его на 180° и перестыковки с Лунным модулем, происходило отделение третьей ступени. Дальнейшие динамические функции, такие как коррекции на орбите, торможение у Луны, отлет обратно к Земле, выполнял сам корабль «Аполлон». По достижении орбиты Луны и перехода экипажа в Лунный модуль, последний самостоятельно осуществлял посадку на поверхность Луны, взлет и стыковку с кораблем «Аполлон». Выполнив свои функции, Лунный модуль отделялся, а корабль «Аполлон» обеспечивал возвращение на Землю спускаемого аппарата с экипажем и «подарками» Луны. Вся схема экспедиции приведена на рисунке 1.
Про «Сатурн-5-Аполлон» много написано. Эта космическая система, безусловно, укрепила национальный престиж США в космосе.
Носитель Н-1 использовал традиционные для ракет ОКБ-1 компоненты: жидкий кислород и керосин. Это требовало трехступенчатой схемы выведения.
Рис. 2. Ракета-носитель Н1 на пусковом устройстве
Рис. 3. Головной блок Л3 ракеты-носителя Н1
Носитель (рис. 2) содержал в себе блоки А, Б и В, а для разгона к Луне использовался специальный ракетный блок Г (рис. 3), который после выдачи разгонного импульса отделялся от комплекса. Ракетный блок Д обеспечивал дальнейший полет к Луне и выход на орбиту искусственного спутника Луны (ОИСЛ). На орбите Луны один из двух членов экипажа переходил через открытый космос из лунного орбитального корабля (ЛОК) в Лунный корабль. После этого Лунный корабль с пристыкованным к нему все тем же ракетным блоком Д отделялся и начинал свое движение к поверхности Луны. Основной тормозной импульс для достижения поверхности отрабатывался блоком Д, после чего блок отделялся и уводился. На высоте около 3 км от точки посадки по команде посадочного радиолокатора ЛК включался ракетный блок Е самого корабля. Обеспечивалось гашение остатков скорости, и после этого начинался посадочный маневр Лунного корабля уже по команде космонавта. Маневр осуществлялся на работающем в режиме глубокого дросселирования (уменьшения) тяги блока Е. По сути дела ракетный блок обеспечивал зависание ЛК над поверхностью и движение его в наиболее благоприятный район при прилунении. Схема с использованием специального блока торможения при посадке более экономична, чем схема с преобразованием этого блока в посадочную ступень, как это было сделано на американском Лунном корабле LEM. Однако ее реализация принесла в дальнейшем много дополнительных проблем, о чем на первом этапе мы и не догадывались. Ракетный двигатель ЛК на заключительном участке посадки, как было сказано, должен был включаться по команде от посадочного радиолокатора «Планета». Радиолокатор имел четыре антенны, лучи которых образовывали в пространстве ассиметричную пирамиду. Три боковых луча допплеровской части системы определяли вектора скорости, а центральный луч давал информацию о расстоянии до поверхности. Схема простая и надежная (в дальнейшем без всяких доработок этот радиолокатор был установлен на беспилотных объектах, доставивших на Луну советские автоматические станции для забора бесценных крупинок лунного грунта), но не обладавшая необходимой защищенностью от мешающих сигналов, отраженных от падающей на небольшом расстоянии первой отработанной ступени.
В авиации и ПВО специалистам хорошо известен термин «эффективная площадь обратного отражения луча» — параметр, характеризующий какой процент энергии облучающего сигнала отражается поверхностью летательного аппарата и возвращается к источнику излучения. На этот параметр существенно влияет конфигурация облучаемого объекта. Для уменьшения отраженного сигнала необходимо применять специальные меры, включающие специальные покрытия поверхности, плавные обводы, исключающие эффект «уголкового» отражателя и т. д. В общем, все то, что связано сегодня с понятием «технологии «Стеллс»».
Мы тогда с этими проблемами столкнулись впервые. Проектанты на первых порах, не особенно задумываясь и опираясь на справочные данные по авиационным летательным аппаратам того времени, заложили этот показатель равным 10 м2. Это типичная «эффективная площадь обратного отражения луча» для небольшого самолета типа «МИГ-17». Габариты первой ступени нашего лунного посадочного комплекса были сопоставимы с самолетом такого класса, и этого на стадии проектирования показалось достаточно. Когда же дело дошло до экспериментальной проверки, оказалось, что фактическое значение этого параметра в нашем случае может достигать 10—100 тыс. м2. Об этом можно было догадаться и раньше, так как сопло двигателя является почти идеальным уголковым отражателем, и, если луч радиолокатора попадает на него, то почти весь сигнал без потерь будет отражен назад. Но сказалась разобщенность специалистов разного профиля. Проблема всплыла, что называется, под занавес, когда конструктивно все элементы комплекса были уже изготовлены. И доработку радиолокатора его
