От чего же пришлось отступить?

Мы согласились обеспечить выполнение условий для системы ручной ориентации «Союза» не на основном, а на резервном витке посадки; наши партнеры со своей стороны урезали светлое время поиска командного модуля в водах Атлантики в случае аварии на участке выведения «Аполлона».

Остается добавить, что стартовое окно мы согласовали не только для 15 июля 1975 года, но и для всех дат до 15 июля 1976 года включительно. При этом согласовании тоже были и свои проблемы, и свои компромиссы.

РАЗНЫЕ
МОДЕЛИ
НАШЕЙ ПЛАНЕТЫ

Работу над баллистикой проекта мы начинали с согласования простейших, но необходимых понятий и определений, а к моменту завершения проекта накопили целый том под названием «Баллистическая вычислительная модель» – своего рода советско-американский баллистический разговорник, он же толковый словарь. Системы координат и форма земной поверхности, модели гравитационного поля и атмосферы Земли, понятие «круговая орбита», советское и американское понимание «витка» орбиты – все это описано в документе с необходимой математической строгостью. Все это было нужно для ЭПАС, и все это станет полезным для любого будущего международного проекта.

После согласования основных положений схемы полета и времени старта «Союза» пришла пора точных баллистических расчетов. И здесь снова пришлось столкнуться с издержками изолированного исследования космоса в наших странах.

Наша общая планета Земля имеет - вполне определенную форму, гравитационное поле (или поле тяготения) и окружена вполне определенной атмосферой. Но знаем мы об этих характеристиках нашей планеты, увы, совсем не так определенно, как хотелось бы. Знание это основано на опыте, в частности на опыте полетов космических объектов. Поскольку опыт наших стран был индивидуален, то и теории, построенные на его основе, различны.

По мере накопления опыта теории совершенствуются и мы приближаемся к тому, что является истиной; но пока лишь описываем истину с помощью приближенных моделей.

Наши коллеги и мы понимали важность использования единых моделей в совместном проекте – единство обеспечивало практически полную тождественность результатов расчетов. Поэтому в 1972 году для введения в единую вычислительную модель ЭПАС были одобрены модель атмосферы, предложенная советской стороной, и гравитационная модель, предложенная нашими партнерами.

При согласовании гравитационной модели особых трудностей не было, поскольку в космической практике обеих стран используются фактически одинаковые модели; работа свелась к согласованию точности, с которой достаточно описать гравитационное поле.

С атмосферной моделью вопрос был существенно более сложным. Модели партнеров отличались физическими принципами, на основе которых они были построены, и математической формой. Расчет плотности атмосферного вещества по этим моделям при одних и тех же условиях давал различные результаты. А судьей могла быть только сама атмосфера.

Плотность атмосферы на высотах порядка нескольких сот километров от поверхности Земли составляет исчезающе малую величину. Сопротивление, которое испытывает тело, движущееся в некоторой среде, характеризуется скоростным напором – величиной, пропорциональной плотности и квадрату скорости движения относительно среды. Поскольку скорость движения по орбите величина немалая, получается приблизительно следующая картина: сопротивление, оказываемое атмосферой на космический корабль, движущийся по орбите с высотой 200 километров, составляет 6 процентов от сопротивления воды на тот же корабль, но движущийся со скоростью 1 см/сек. Само по себе это сопротивление не столь уж велико, но оно действует постоянно, и вот итог: в результате воздействия атмосферы высота монтажной орбиты в полете ЭПАС за трое суток понижается на 4 километра.

Описание реальной атмосферы с помощью математической модели – дело чрезвычайно сложное из-за сложной природы распределения плотности во времени и пространстве и ограниченности наших знаний этого распределения. Создание модели, ее проверка и доводка производятся на основе данных слежения за полетом космических объектов. Так, модель атмосферы ЭПАС была построена по данным наблюдения за полетом 150 советских космических объектов. Она учитывала интенсивность солнечного радиоизлучения и состояние магнитного поля Земли, время года и время суток. Отслеживая изменение этих факторов во времени, модель «дышит» и поэтому названа «динамической моделью». Несмотря на сложность природы такого явления, как атмосфера, модель получилась математически компактной, наглядной физически, удобной при использовании и достаточно точной.

Именно поэтому она пришлась «по вкусу» нашим коллегам и была принята для совместных предполетных расчетов. Правда, коллеги наши отказались от использования этой модели при расчетах в ходе самого полета. Причиной отказа, как они объяснили, была высокая стоимость переделки программы компьютера хьюстонского Центра управления. Но об этом позднее.

1. Окружность радиуса r = 6378,16 км + 225 км = 6603, 16 км. 2. Реальная круговая орбита высотой 225 км. 3. Окружность с радиусом R, равным среднему экваториальному радиусу Земли. R = 6378, 16 км. 4. Реальная поверхность Земли.

Несколько слов хочется сказать об одном из понятий, описанных в документе «Баллистическая вычислительная модель», – понятии «круговая орбита». Во-первых, ее нельзя назвать круговой в прямом смысле этого слова. Расстояние корабля от центра Земли при полете по круговой орбите изменяется в пределах до 2 километров – это результат влияния гравитационного поля сплюснутой Земли. Во-вторых, высота над различными точками поверхности Земли при полете по такой орбите может отличаться на 11 километров из-за отличия поверхности Земли от сферической поверхности. И в-третьих, толкование этого понятия у нас и американских коллег было различным. Даже после того, как мы договорились о единой модели формы земной поверхности и единой модели гравитационного поля, высоты советской и американской «круговых» орбит отличались в некоторых точках почти на километр. Такой неопределенности в отношении круговой монтажной орбиты, естественно, допустить было нельзя. Поэтому мы договорились, что будем считать круговой такую орбиту, высота которой одинакова в радиально противоположных точках; при этом за высотную характеристику орбиты принимать высоту над земной поверхностью на экваторе. И когда мы говорили, что «Союз» формирует круговую монтажную орбиту высотой 225 километров, это означало: минимальная высота такой орбиты 225 километров (над экватором), а максимальная – 236 километров (через четверть витка после пролета над экватором).

ЕСТЬ
СХЕМА
ПОЛЕТА!

Мы в общих чертах описали, как проектировалась баллистическая схема полета, а фактически – сам полет. Работа над схемой проходила несколько лет, и к маю 1975 года мы согласовали окончательную, пятую редакцию документа «Баллистическая схема полета». Этим документом мы и воспользуемся.

Трехступенчатая ракета-носитель с кораблем «Союз» стартует с космодрома Байконур 15 июля 1975 года в 15 часов 20 минут московского времени (далее московское время сокращенно обозначается «MB»). Запуск производится в северо-восточном направлении, и корабль выводится на орбиту 188 × 228 километров (высота в перигее и апогее) с наклонением 51,8 градуса. Допускается задержка времени старта на 10 минут.

На участке полета между зонами видимости с наземных станций СССР на четвертом и пятом витках «Союз» проводит первый маневр формирования монтажной орбиты. Цель его – обеспечить расчетное положение корабля на орбите в момент проведения второго маневра.

Через 7 часов 30 минут после старта «Союза» (22.50 MB) с пускового комплекса имени Кеннеди на мысе Канаверал будет запущен в северо-восточном направлении «Аполлон». Корабль выводится двухступенчатым носителем на орбиту 150 × 167 километров с наклонением 51,8 градуса. Примерно через час «Аполлон» должен начать операции по извлечению стыковочного отсека из второй ступени носителя и произвести небольшой маневр, чтобы уйти от ступени и избежать соударения.

Первый маневр «Аполлона» из серии маневров сближения будет проведен в 13 часов 11 минут полетного времени «Союза» (далее сокращение «ПВ» будет означать время, прошедшее с момента старта «Союза»). Цель этого маневра практически совпадает с целью первого маневра «Союза».

На участке полета между зонами видимости 17 и 18 витков «Союз» вторым маневром завершит формирование круговой монтажной орбиты высотой 225 километров. С этого момента вплоть до стыковки «Союз» не совершает операций, изменяющих параметры орбиты.

Второй маневр «Аполлона», проводимый в 48.34 ПВ, в основном предназначен для обеспечения относительной дальности между кораблями, позволяющей «Аполлону» начать бортовые навигационные измерения за некоторое время до проведения следующего маневра.

С третьего маневра, который будет проведен в 49.18 ПВ, все расчеты по маневрам осуществляются бортовым компьютером «Аполлона» на основе данных бортовых измерений секстантом и УКВ – системой измерения дальности.