Программа «Аполлон» - Apollo - США
Третий вариант лунной экспедиции был положен в основу известной американской программы «Аполлон». Осуществление этой программы стало возможным после создания самой мощной в США ракеты-носителя «Сатурн-5», первый запуск которой состоялся в 1967 г.
Ракета «Сатурн-5» характеризует современный уровень развития ракетной техники в США. При конструировании корабля «Аполлон» использовались идеи, характерные для тех концепций, которые преобладают в США при проектировании не только лунных, но отчасти и межпланетных пилотируемых кораблей. Поэтому мы остановимся сравнительно подробно на структуре и характеристиках ракетно-космической системы «Сатурн-5 — Аполлон».
Общая длина (высота) системы составляет 111 м, а начальная масса примерно 2950 т. На рис. 102, а указаны некоторые размеры частей системы.
Ракетно-космический комплекс «Сатурн-5 — Аполлон»: а) общий вид структуры комплекса; б) компоновка корабля «Аполлон»
S-IC — первая ступень; S-II — вторая ступень; S-IVB — третья ступень
1 — бак горючего первой ступени; 2 — бак окислителя первой ступени; 3 — переходник между первой и второй ступенями; 4 — бак окислителя второй ступени; 5 — бак горючего второй ступени; 6 — переходник между второй и третьей ступенями; 7 — бак окислителя третьей ступени; 8 — бак горючего третьей ступени; 9 — приборный отсек IU; 10 — лунный отсек; 11 — переходник LMA; 12 — служебный отсек; 13 — командный отсек; 14 — система аварийного спасения (САС); 15 — маршевый двигатель служебного отсека; 16 — блоки двигателей системы ориентации и стабилизации; 17 —теплозащитный экран; 18 —ферма САС; 19 — основной РДТТ САС; 20 — РДТТ для отбрасывания САС; 21 — вспомогательный РДТТ; 22 — аэродинамические рули САС.
Первая ступень ракеты «Сатурн-5», носящая обозначение S-IC, имеет массу 2280 m, причем масса топлива равна 2149 m. На ступени установлены пять двигателей F-1: четыре — в кардановых подвесах по периферии, способные отклоняться на угол 7°, и один, фиксированный, — в центре, направление тяги которого всегда совпадает с продольной осью ракеты. Двигатели F-1 рассчитаны на однократное включение и действуют в течение примерно 150 сек. Кроме того, на корпусе ступени S-IC установлены восемь тормозных РДТТ тягой 39 Т каждый, предназначенных для отделения первой ступени после расцепки.
Вторая ступень S-II имеет массу 485 m (с переходником), в том числе 444 m топлива (жидкий водород и жидкий кислород). На ней установлены пять двигателей J-2 (четыре — по периферии в кардановых подвесах, пятый, неподвижный, — в центре). Двигатели работают в течение 370 сек. На ступени установлены также пять РДТТ (каждый тягой 10,2 Т), сообщающих ступени после некоторого периода невесомости искусственную тяжесть на период 4 сек для осадки топлива, и четыре тормозных РДТТ (каждый тягой 17 Т) для отделения ступени.
Третья ступень S-IVB имеет массу 122 m (с переходником), в том числе 107 m топлива (жидкий водород и жидкий кислород). Она содержит один двигатель J-2, включающийся примерно на 160 сек при выведении корабля «Аполлон» на околоземную орбиту ожидания и на 320 сек при выведении его на траекторию полета к Луне. Имеются также два двигателя для осадки топлива (тягой по 1,45 Т).
К верхней части ступени жестко прикреплен приборный отсек IU (Instrument Unit) массой 1,95 m, который содержит аппаратуру инерциальной системы управления, счетно-решающее устройство, телеметрическую систему, радиоаппаратуру для траекторных измерений, источники электроэнергии, а также систему терморегулирования.
Полезная нагрузка ракеты состоит из трех отсеков космического корабля «Аполлон», переходника и системы аварийного спасения. Ее масса при полете корабля «Аполлон-11» составляла 49 762 кг, при полете «Аполлона-15» — 53,5 m.
Командный отсек CM (Command Module) массой 5561,5 кг (Указываются - в случае, если нет оговорок - массы для корабля «Аполлон-11». Значения в других полетах мало отличались от приведенных. Точные числовые значения, приводимые в различных источниках, зачастую не согласуются между собой), в том числе 111 кг топлива, является той частью всей ракетно-космической системы, которая после завершения экспедиции должна благополучно возвратиться на Землю. Кабина имеет объем 6 м3. На конической части отсека расположены 12 двигателей (каждый тягой 42,2 кГ) системы управления ориентацией, которые используются только на этапе входа в атмосферу. С их помощью регулируется подъемная сила (путем изменения угла крена), возникающая из-за отклонения центра масс отсека от продольной оси.
Служебный (двигательный) отсек SM (Service Module) имел массу 23 264,3 кг, в том числе 18,5 m топлива для маршевого двигателя (горючее — 50%-ная смесь безводного гидразина с несимметричным диметилгидразином, окислитель — четырехокись азота) и 608 кг топлива для вспомогательных двигателей. Маршевый двигатель может отклоняться на 8°, рассчитан на 50 включений, тяга его равна 9.3 Т (не регулируется), удельный импульс 308 сек, запас характеристической скорости 2,5 км/сек. Он используется для маневров на пути к Луне, вблизи Луны и при возвращении на Землю. Вокруг отсека расположены 16 двигателей системы управления ориентацией и стабилизацией, собранных в четыре блока (тяга каждого двигателя 45,4 кГ). Они используются также при операциях стыковки, так как могут сообщать и поступательное движение.
Командный и служебный отсеки вместе образуют основной блок корабля «Аполлон». Он существует как одно целое до момента, предшествующего входу в земную атмосферу.
Лунный отсек корабля «Аполлон»
1 — стыковочный люк; 2 — антенна метрового диапазона волн; 3 — стыковочная мишень; 4 — хвостовая секция взлетной ступени для размещения оборудования; 5 — блок вспомогательных двигателей; 6 — антенна, работающая в диапазоне частот С; 7 — источник света; 8 — посадочное шасси; 9 — тарельчатая пята ноги шасси; 10 — антенна радиолокатора системы управления посадкой; 11 — средняя секция взлетной ступени; 12 — двигатель посадочной ступени; 13 — площадка у переднего люка; 14 — лестница для спуска на поверхность Луны; 15 — передний люк для выхода на поверхность; 16 — треугольное окно для командира корабля; 17 — импульсный источник света; 18 — серповидная антенна приемника метрового диапазона; 19 — фиксированная антенна, работающая в диапазоне частот S; 20 — антенна радиолокатора для встречи на орбите; 11 — герметичная кабина космонавтов; 22 — поворотная антенна, работающая в диапазоне частот S; 23 — инерциальный измерительный блок; 24 — окно в потолке для наблюдения при встрече и стыковке с основным блоком.
Лунный отсек LM (Lunar Module) или лунный корабль предназначен для высадки двух космонавтов на Луну и возвращения их на окололунную орбиту (рис. 103). Масса отсека 15 075,1 кг, в том числе 10,5 m топлива (того же, что и в служебном отсеке). Расстояние между противоположными пятами выпущенного шасси 9,5 м. Отсек состоит из посадочной ступени массой около 10 m и взлетной ступени массой около 4 m; каждая ступень имеет собственные двигатель и топливные баки. Хрупкая конструкция отсека рассчитана на слабое лунное притяжение.
Посадочная ступень (сухая масса 2035,3 кг) снабжена шарнирно подвешенным двигателем с регулируемой тягой, максимальная величина которой равна примерно 4,5 Т. При двух различных режимах работы двигателя тяга составляет 10—65% и 95—100% максимальной тяги. Удельный импульс двигателя 313 сек, максимальная продолжительность работы 1000 сек, характеристическая скорость 2,3 км/сек (запас топлива 8217 кг).
Взлетная ступень (сухая масса без космонавтов 2181,0 кг) содержит кабину (объем 6,7 м3, в том числе 4,53 м3 — свободный объем для двух космонавтов), основную часть системы жизнеобеспечения, системы навигации и управления, источники электроэнергии. Кабина лишена кресел; космонавты поддерживаются ременной системой. Основной двигатель взлетной ступени имеет постоянную тягу 1,59 Т и не поворачивается; характеристическая скорость равна 2,3 км/сек (запас топлива 2367,2 кг). 16 вспомогательных двигателей собраны в четыре блока (тяга каждого двигателя 45,4 кГ) и служат для ориентации и стабилизации всего лунного отсека или взлетной ступени, а также для отделения лунного отсека от основного блока, горизонтальных перемещений при висении над лунной поверхностью и т. д. (запас топлива 274,2 кг).
Начальная масса космического корабля «Аполлон-11», складывавшаяся из перечисленных выше масс трех отсеков корабля, равнялась 43 900,9 кг. По мере осуществления программы «Аполлон» корабль подвергался некоторым модификациям. Увеличилась масса основного блока. В нем стал размещаться комплект научных приборов и «субспутник», выводившийся на самостоятельную орбиту вокруг Луны. Расширение программы пребывания космонавтов на Луне (в частности, использование вездехода) привело к увеличению массы лунного отсека. Масса корабля «Аполлон-15» уже составляла 48 760 кг.
Лунный отсек при старте с Земли помещен внутри переходника LMA (Lunar Module Adapter) массой 1816 кг, который предохраняет отсек от аэродинамических нагрузок при прохождении плотных слоев атмосферы. К переходнику (а не к лунному отсеку!) пристыкован основной блок.
На самом верху системы «Сатурн-5 — Аполлон» крепится система аварийного спасения LES (Launch Escape Tower) массой 4045 кг. Ее ферма укреплена на теплозащитном экране, предохраняющем командный отсек на участке подъема в атмосфере. Система состоит из трех РДТТ: в случае угрозы аварии одновременно включаются два РДТТ, и командный отсек, отделившись от служебного, уносится в море. В верхней точке включается третий РДТТ, отбрасывающий систему спасения, после чего раскрываются парашюты. Если аварии не произошло, этот двигатель отбрасывает систему спасения вместе с теплозащитным экраном на высоте 70—80 км.
Перейдем теперь к последовательному изложению операций, которыми сопровождается экспедиция на Луну.
В соответствии с программой в момент Т + 2 мин 15 сек (Т — момент отрыва от стартового стола) должен быть выключен центральный двигатель первой ступени, а в момент Т + 2 мин 40,8 сек — остальные. Еще через 2,4 сек выключаются двигатели второй ступени S-II, а через 25 сек после этого сбрасывается система аварийного спасения вместе с теплозащитным экраном. Двигатели второй ступени выключаются в момент Т + 9 мин 11,4 сек на высоте 185,9 км при дальности 1640 км и скорости 6,94 км/сек. В момент Т + 9 мин 15,4 сек включается двигатель J-2 третьей ступени S-IVB, который, не выработав всего топлива, выключается в момент Т + 11 мин 40,1 сек. В результате третья ступень вместе с приборным отсеком IU и кораблем «Аполлон» (масса 136 m) достигает скорости 7,79 км/сек на расстоянии 2713 км от мыса Кеннеди и выходит на орбиту высотой 188 км и наклоном 32,6°.
В момент Т + 2 ч 44 мин 14,8 сек, на втором витке, повторно включается двигатель J-2 ступени S-IVB и через 5 мин 48,3 сек сообщает приращение скорости 3041,2 м/сек. В результате третья ступень с кораблем «Аполлон» (общая масса 63 m) выходит на траекторию полета к Луне на высоте 322,7 км с начальной скоростью 10 846,7 м/сек.
На пути к Луне производится перестроение отсеков корабля. После этого корабль принимает конфигурацию, показанную на рис. ниже, повторно разворачивается на 180° и после получения слабого импульса (6 м/сек при полете «Аполлона-11») удаляется от ступени S-IVB.
Некоторые этапы попета по программе «Аполлон»
а) перестроение отсеков на пути к Луне (отход основного блока от третьей ступени, поворот на 180°, отделение и отход перестроенного корабля от третьей ступени)) б) корабль вблизи Луны (шасси в рабочем положении); в) отделение лунного отсека от основного блока; г) сход лунного отсека с окололунной орбиты; 9) посадка лунного отсека; е) старт взлетной ступени лунного отсека; ж) стыковка взлетной ступени с основным блоком; з) вход командного отсека в земную атмосферу (АА — продольная ось отсека; υ, X, Y — направления векторов скорости, силы лобового сопротивления и подъемной силы).
Ступени S-IVB при полетах кораблей «Аполлон-11» и «Аполлон-12» затем получали небольшой импульс путем слива остатков топлива и, перейдя на новую орбиту, разгонялись потом в сфере действия Луны и покидали сферу действия Земли. Во всех последующих полетах ступени направлялись на Луну для искусственного возбуждения сейсмических колебаний лунной коры, эквивалентных последствиям взрыва 11 m тринитротолуола (скорость удара при падении порядка 2,5 км/сек). На фотоснимках, сделанных с окололунной орбиты в ходе операций программы «Аполлон», были обнаружены кратеры диаметром несколько десятков метров, образовавшиеся на Луне при падении ступеней S-IVB.
При первой экспедиции на Луну траектория полета корабля «Аполлон-11» являлась траекторией свободного возвращения: в случае выхода из строя маршевого двигателя служебного отсека корабль, обогнув Луну на расстоянии 110 км от поверхности, вернулся бы полого в атмосферу Земли и в момент Т + 145 ч 04 мин приводнился в запасном районе Тихого океана, причем необходимые коррекции могли быть совершены с помощью маломощных двигателей ориентации и стабилизации командного отсека. Благодаря уверенности в том, что маршевый двигатель «не подведет», последующие полеты к Луне проходили иначе. Сначала корабль двигался по траектории, отстоящей на 3000 км от лунной поверхности. Без дополнительных импульсов корабль при этом, выйдя из сферы действия Луны, стал бы двигаться по геоцентрической гиперболе и, пройдя на расстоянии 82 000 км от Земли, вышел бы из сферы действия Земли. Для входа в атмосферу понадобились бы коррекции, производимые с помощью маршевого двигателя или вспомогательных двигателей основного блока, или двигателей лунного отсека. При невозможности их осуществить корабль обречен на вечное движение по орбите вокруг Солнца... Однако в действительности обязательная вторая коррекция, производимая после 31 ч полета к Луне (из четырех возможных на пути к Луне), переводит посредством импульса 19,5 м/сек корабль на «гибридную» траекторию, проходящую на расстоянии примерно 120 км от Луны. Преимущество «гибридной» траектории — в экономии топлива и в лучших условиях управления и слежения с Земли на начальном участке и в момент посадки на Луну.
Около ближайшей к Луне точки траектории (над обратной стороной Луны) включается примерно на 6 мин маршевый двигатель основного блока, уменьшающий селеноцентрическую скорость примерно с 2,5 км/сек до 1,7 км/сек, и корабль переходит на эллиптическую окололунную орбиту с периселением на высоте примерно 315 км.
При полетах кораблей «Аполлон-11, -12» далее с помощью нового тормозного импульса маршевого двигателя корабль переводился на слабоэллиптическую орбиту высотой от 100 до 120 км, которая вследствие возмущений из-за нецентральности поля тяготения Луны сама затем по расчетам должна была превратиться в круговую высотой 111 км. С этой «базовой» орбиты и совершается переход отделившегося лунного отсека с двумя космонавтами на эллиптическую орбиту снижения с периселением на высоте примерно 15 км вблизи избранного места посадки. Тормозной импульс сообщается двигателем посадочной ступени.
По более позднему варианту плана (начиная с полета «Аполлона-13») на орбиту снижения с высотой периселения 15 км с помощью маршевого двигателя основного блока должен был переводиться весь корабль «Аполлон» прямо с начальной эллиптической орбиты, и отделение лунного отсека производится уже после этого. Основной блок затем с помощью разгонного импульса переходит на базовую орбиту ожидания высотой 111 км. Этот маневр позволял экономить топливо посадочной ступени лунного отсека для увеличения времени зависания над Луной в конце посадки.
Заключительный этап посадки начинается включением двигателя посадочной ступени вблизи периселения, на высоте 15 км и расстоянии 480 км от места посадки. Через 26 сек тяга делается максимальной. Еще через 4 мин бортовой радиолокатор начинает сообщать высоту, а через 2 мин после этого — скорость корабля относительно поверхности. При этом тяга уменьшается до 60% от максимальной. Через 8 мин 24 сек торможения на высоте 2,35 км и расстоянии 8,2 км от места посадки, при горизонтальной скорости 152 м/сек и вертикальной 45,7 м/сек начинается этап дальнего подхода с возможностью ручного управления. Наконец, через 10 мин 6 сек после начала торможения начинается этап ближнего подхода — до места посадки 550 м, высота 159 м, горизонтальная составляющая скорости 16,8 м/сек, спуск почти вертикален. Вертикальное снижение начинается на высоте 46 м, причем автоматически поддерживается постоянной скорость 0,9 м/сек. Предусмотрена возможность зависания над Луной, для чего тяга должна уменьшаться в точном соответствии с уменьшением массы корабля, чтобы не начался подъем. Двигатель включается космонавтами через 1 сек после того, как получен сигнал о касании поверхности одним из щупов (стержни длиной 170 см) на пятах посадочных опор. Такова расчетная схема посадки корабля «Аполлон-11».
Пребывание двух космонавтов на Луне сопровождалось в каждой экспедиции их двух-трехкратным выходом на поверхность для установки научной аппаратуры, проведения экспериментов, прогулок к заданным объектам (например, при полете «Аполлона-12» — к аппарату «Сервейер-3», совершившему посадку на расстоянии 180 м в 1967 г.), сбора образцов минералов. При полете «Аполлона-14» в распоряжении космонавтов была ручная тележка, а начиная с полета «Аполлона-15» — вездеход массой 208 кг, способный развивать максимальную скорость 13 км/ч (рекордная скорость 17 км/ч на небольшом склоне при полете «Аполлона-16»), обладающий ходом до 92 км и выдерживающий нагрузку до 490 кг. Шесть экспедиций доставили на Землю около 400 кг лунных образцов. Из доставлявшихся на Луну каждой экспедицией приборов, предназначенных для многолетних послеполетных экспериментов, особо должны быть отмечены сейсмометры и лазерные отражатели. В полетах кораблей «Аполлон-15, -16, -17» большой комплект научной аппаратуры находился в одной из секций служебного отсека. Необходимые материалы забирались отсюда при выходе в космос пилота командного отсека.
Немасштабная схема встречи взлетной ступени с основным блоком в ходе полетов кораблей «Аполлон-11» и «Аполлон-12»
1 — старт с Луны; 2 — выход на начальную эллиптическую орбиту; 3 — переход в апоселении на круговую орбиту; 4 — коррекция для изменения плоскости орбиты; 5 — переход на эллиптическую орбиту, соосную с орбитой основного блока; 6 — переход на траекторию перехвата основного блока; 7, 8 — коррекции; 9 — начало разгона для выхода на орбиту основного блока; 10 — начало группового полета; 11 — стыковка.
Возвращение двух космонавтов с Луны (рис. выше) начинается вертикальным стартом взлетной ступени с помощью основного двигателя. Затем ступень отклоняется от вертикали и через 7 мин после старта выходит (в точке 2) на начальную орбиту с периселением на высоте 16,7 км и апоселением на высоте 83,3 км («Аполлон-11»). Последующее сложное маневрирование производится с помощью двигателей системы ориентации и стабилизации.
Взлетные ступени при первых двух экспедициях на Луну сначала посредством импульса 15,07 м/сек в апоселении 3 выходили на круговую орбиту, затем, после исправления, если было необходимо, плоскости орбиты в точке 4, переводились в точке 5 импульсом 1,37 м/сек на близкую к круговой эллиптическую орбиту, имеющую ту же линию апсид, что и орбита ожидания основного блока (разность высот орбит была повсюду почти одинакова — около 28 км). Теперь космонавты могли ждать подходящего момента для начала заключительного маневра сближения с основным блоком (нестрашно было его и пропустить и дождаться следующего). После импульса 7,5 м/сек начала маневра в точке 6 и коррекций 7 и 8 взлетная ступень, находясь в точке 9 ниже и впереди нагонявшего ее основного блока, начинала разгон (13,7 м/сек), чтобы в точке 10 выйти на орбиту основного блока (Это выравнивание скоростей воспринималось с борта основного блока как торможение приближающейся взлетной ступени. Указанные выше значения импульсов и параметры орбит — расчетные, фактические значения от них несколько отличались.). Групповой полет заканчивался сближением с помощью вспомогательных двигателей основного блока и стыковкой в точке 11 (через 3 ч 37 мин после старта). Маневры были рассчитаны так, что происходили при удобных условиях связи взлетной ступени с основным блоком и освещенности на последнем этапе сближения. Их сложность обеспечивала высокий уровень безопасности, за которую, правда, платилось лишней затратой топлива и большой длительностью всей операции.
Немасштабная схема встречи взлетной ступени с основным блоком в ходе полетов кораблей «Аполлон-14—17»
1 — старт; 2 — выход на начальную орбиту; 3 — дополнительная доводка скорости; 4 — переход на траекторию перехвата; 5, 6 — коррекции; 7 — разгон для выхода на орбиту основного блока; 8 — начало группового полета; 9 — стыковка.
Начиная с полета «Аполлона-14», после выхода в точке 2 (рис. выше) на начальную орбиту и увеличения в точке 3 скорости на 4,6 м/сек, осуществлялся переход в точке 4 на траекторию перехвата, и вся операция от старта до стыковки занимала лишь 1 ч 45 мин. Переход к ней объяснялся возросшей уверенностью в надежности двигательных систем лунного корабля.
После перехода двух космонавтов в основной блок, взлетная ступень лунного корабля отделялась. Начиная с полета «Аполлона-12», она затем с помощью тормозного импульса основного двигателя по очень пологой траектории сбрасывалась на Луну. Скорость удара 1,68 км/сек обеспечивала проведение сейсмического эксперимента.
Основной блок после некоторого периода обращения вокруг Луны разгонялся с помощью маршевого двигателя на 0,9 ÷ 1,0 км/сек, что доводило его селеноцентрическую скорость до примерно 2,5 км/сек.
Перед входом в атмосферу отделялся служебный отсек, а командный отсек совершал спуск с аэродинамическим качеством до 0,4 (возможны маневры по дальности от 100 до 5000 км), завершавшийся приводнением на парашютах в Тихом океане со скоростью 10 м/сек.
После трех первых возвращений космонавтов с Луны они проходили карантин в виду возможности (хотя и весьма маловероятной) занесения на Землю чужеродных микроорганизмов. Эта мера была отменена, начиная с полета «Аполлона-15».
Несмотря на отдельные моменты (иногда драматические) все экспедиции на Луну, кроме одной, успешно завершились, хотя в программу полетов иногда и вносились незначительные изменения.
Чуть было не закончился трагически полет корабля «Аполлон-13», стартовавшего 11 апреля 1970 г. 14 апреля в 3 часа по Гринвичу на пути к Луне при расстоянии от Земли 330 000 км вследствие неисправности электропроводки в служебном отсеке произошел взрыв кислородного бака, питавшего водородно-топливные элементы и систему жизнеобеспечения. Вышли из строя все три водородно-кислородных топливных элемента, расположенных в служебном отсеке и служивших источником электроэнергии для основного блока и питьевой воды для космонавтов, а следовательно, и все двигатели служебного отсека; отказала система жизнеобеспечения командного отсека. В запасе оставались лишь батареи командного отсека и запас кислорода в нем, предназначенные для этапа спуска в атмосфере. Лунный отсек стал играть роль спасательной шлюпки. В режиме крайней экономии использовались его ресурсы электроэнергии, воды и кислорода. Ориентация и коррекция траектории осуществлялись с помощью двигателей системы ориентации лунного отсека и посадочного двигателя. Ориентация часто нарушалась истечением газов из служебного отсека. Корабль был окружен в полете роем осколков.
Корректирующий импульс 11,3 м/сек перевел в 8 ч 43 мин корабль на траекторию облета Луны с возвращением в атмосферу. После облета Луны (минимальное расстояние — 250 км) 15 апреля в 02 ч 40 мин был сообщен корректирующий импульс 265 м/сек (посадочный двигатель работал 4 мин 24 сек), что сократило на 10 ч полет до Земли и обеспечило приводнение в Тихом океане. 17 апреля в 12 ч 53 мин на расстоянии 72 000 км от Земли с помощью двигателей системы ориентации лунного отсека была проведена последняя коррекция, увеличившая угол входа в атмосферу до 6,85°. В 13 ч 16 мин был отделен служебный отсек, а в 16 ч 43 мин на расстоянии 21 000 км от Земли — лунный (до этого двое космонавтов помещались в лунном отсеке, а один — в переходном туннеле). Благополучное приводнение командного отсека с космонавтами произошло 17 апреля в 18 ч 08 мин в расчетной точке юго-восточнее островов Самоа (время всюду по Гринвичу).
Затраты на каждую лунную экспедицию составляли около 400 млн. долл. (в том числе 185 млн. долл. — стоимость ракеты-носителя и 95 млн. долл. — корабля «Аполлон»). Стоимость всей программы «Аполлон» с учетом теоретических и экспериментальных разработок, отработки различных систем, экспериментальных полетов вокруг Земли и вокруг Луны оценивается в 25—26 млрд. долл.
В. И. Левантовский
"Механика космического полёта в элементарном изложении"
"Наука" ©1974