Если возникнет необходимость аварийного возвращения в процессе активного участка выхода на траекторию полета к Луне, используется ЖРД служебного отсека для создания тормозного импульса, обеспечивающего вход командного отсека в атмосферу. Этот метод применим только при возникновении крайней опасности для жизни экипажа. Место посадки корабля будет зависеть от азимута старта и продолжительности активного участка вывода на траекторию полета к Луне. Если аварийное возвращение потребуется после выхода на траекторию полета к Луне, тогда включение ЖРД служебного отсека через 90 мин после выхода на траекторию полета к Луне обеспечивает тормозной импульс, после которого корабль может произвести посадку в Атлантическом океане на линии номинального возвращения.
На пассивном участке траектории полета к Луне аварийное возвращение на этапе 3-сут полета к Луне подобно возвращению через 90 мин после выхода на траекторию полета к Луне.
Аварийное возвращение из Дальнего космоса осуществляется в точку антипода Луны (где прямая линия, соединяющая центры Земли и Луны пересекает поверхность Земли, противоположную Луне); вращение Земли влияет на географические координаты точки антипода. Продолжительность возвращения выбирается такой, чтобы в момент посадки точка антипода находилась на 165° з. д. Место посадки в центре Тихого океана совпадает с точкой антипода один раз в сутки; если аварийная ситуация требует более быстрого возвращения, то посадка может быть осуществлена в Атлантический океан, в западной части Тихого океана или в Индийский океан.
Если Apollo вошел в сферу влияния Луны, возвращение после облета Луны может быть осуществлено быстрее, чем прямое возвращение на Землю.
Если ЖРД служебного отсека отказал вначале активного участка выхода на орбиту ИСЛ, возвращение командного отсека в точку антипода, можно осуществить тремя методами.
Метод I. Если ЖРД служебного отсека отказал в течение первых 2 мин работы, тогда приблизительно через 2 ч, в следующем периселении запускается ЖРД посадочной ступени лунного корабля и выводит корабль Apollo на траекторию полета к Земле.
Метод 2. Если ЖРД служебного отсека отказал между 2 и 3 мин работы, необходимо, используя ЖРД посадочной, ступени, подрегулировать орбиту до безопасной и в следующем периселении вторично включить ЖРД, нацелив траекторию возвращения в центр Тихого океана.
Метод 3. Если аварийное возвращение начинается после 3 мин работы ЖРД и до конца активного участка выведана орбиту ИСЛ, Apollo должен сделать один или два оборота вокруг Луны, прежде чем можно будет в периселении включить ЖРД посадочной ступени и рассчитать траекторию возвращения с посадкой в центре Тихого океана.
Если необходимо осуществить аварийное возвращение с орбиты ожидания вокруг Луны, вывод на траекторию полета к Земле производится раньше запланированного и траектория возвращения нацеливается в точку посадки в центре Тихого океана. [21.]
1. Merchant D. Н., Gates R. М., Murray J. F. Prediction of Apollo service module motion after jettison. AIAA Paper № 70—1047, ЭИ АиР, 1971, № 10; РЖ, 1971, 2.41.210
2. Ghen P. P. Real-time Kalman filtering of Apollo LM/AGS rendezvous radar data, AIAA Paper № 70—957, ЭИ АиР, 1971, № 10; РЖ 1971, 2.41.273
3. LM AGS programmed equations document (Flight—program 6), TRW System document № 11176—6041—TO—OO, April, 1969
4. МiсheIsоn J. Lunar mascon effects on orbits of Apollo type spacecraft. J. Spacecraft and Rockets, 1970, 7, № 1, (ЭИ АиР, 1970, № 32)
5. Gapcynski J. P., Blackshear W. Т., Compton Н. R. Lunar gravitational field as determined from Lunar Orbiter traking data. AIAA Journal, 1969, 7, № 10, (ЭИ АиР, 1970, № 19)
6. Young К. A., Alexander J. D. Apollo lunar rendezvous. AIAA Paper № 70—26, ЭИ АиР, 1970, № 25; РЖ, 1970, 8.41.65
7. Rea F. G., Fisсheг N. Н. Generalized navigation error analysis. AIAA Paper № 70—1004, ЭИ АиР, 1971, № 16; РЖ, 1971, 3.41.191
8. Вуrnes D. V., Hooper Н. L. Multi—conic: a fast and accurate metod of computing space flight trajectories, AIAA Paper № 70—1062, ЭИ и АиР, 1971, № 2; РЖ, 1971, 2.41.52
9. Wagner J. Т., Кisner D. М. Performance evaluation of intercept rendezvous guidance and navigation for advanced space missions. Proc. Nat. Aerospace Electron. Conf., Dayton, Ohio, 1967, ЭИ и АиР, 1970, № 43
10. Stern R. J., Stern G. S., Forester К., Escobal P. R. The hybrid patched conic applied to lunar return trajectory propagation, J. Astronaut. Sci., 1969, 17, № 1, ЭИ АиР, 1970, № 38; РЖ, 1970, 8.41.63
