Иван Шунейко - Пилотируемые полеты на Луну

• Название: Пилотируемые полеты на Луну
• Автор: Иван Шунейко
• Издательство: Государственный Комитет Совета министров СССР по науке и технике
• Жанр: Техническая литература
• Год: 1973

Выпуск Итоги науки и техники из серии Ракетостроение, том 3, «Пилотируемые полеты на Луну, конструкция и характеристики Saturn V Apollo» является обзором и систематизацией работ, информация о которых опубликована в изданиях ВИНИТИ АН СССР в 1969—1972 гг.

В томе 3 описываются конструкция, весовые, летные характеристики и космические летные испытания ракеты-носителя Saturn V и корабля Apollo. Рассматриваются системы управления корабля Apollo, принципы прицеливания траектории полета Земля-Луна-Земля, навигация, коррекция траектории полета, методы аварийного возвращения.

Описываются полеты на Луну кораблей Apollo-11, 12, 13, 14, 15, 16 и 17, анализируется механика полета, посадка на Луну, взлет с Луны и возвращение на Землю.

Библиографический обзор литературы и рефератов, опубликованных в изданиях ВИНИТИ АН СССР, приводится в конце каждой главы.

Выпуск рассчитан на научных работников, инженеров-конструкторов, специалистов по испытанию и эксплуатации, преподавателей, аспирантов, работающих в области астронавтики, космической ракетной техники и авиации. Книга предназначается и для специалистов смежных с астронавтикой наук, интересующихся космической ракетной техникой, обеспечивающей полет человека на Луну.

---

Абляционное теплозащитное покрытие внешней оболочки командного отсека сотовой конструкции из фенольного найлона с заполнителем из эпоксидной смолы с кварцевыми волокнами и микропузырьками. Абляционное покрытие переменной толщины от 8 до 44 мм приклепывается к внешней оболочке фенольным клеем (рис. 14.2).

Оборудование командного отсека. В передней негерметизируемой части командного отсека размещены стыковочный механизм и парашютная система посадки, в средней части 3 кресла астронавтов, пульт управления полетом и системой жизнеобеспечения и радиооборудование; в пространстве между задним экраном и гермокабиной размещено оборудование реактивной системы управления (РСУ).

На рис. 14.3 (см. вкладку в конце книги) показаны узлы и детали оборудования командного отсека.

Стыковочный механизм и деталь лунного корабля с внутренней нарезкой совместно обеспечивают жесткую стыковку командного отсека с лунным кораблем и образуют туннель для перехода экипажа из командного отсека в лунный корабль и обратно.

Стыковочный механизм состоит из стыковочного кольца с герметизирующим уплотнением и 12 автоматическими замками, узла штыря на командном отсеке и стыковочного приемного конуса на лунном корабле (рис. 14.4).

Жесткое соединение после стыковки обеспечивается, когда штырь войдет в приемный конус, и кольцо туннеля лунного корабля встанет на автоматические замки. Закрытие замков обеспечивает герметичность соединения. Если один из замков не закрылся автоматически, экипаж закрывает его вручную. Давление по обе стороны приемного конуса выравнивается через клапан, снимается штырь и приемный конус, открывается люк лунного корабля и образуется туннель между командным отсеком и лунным кораблем.

Рис. 14.4. Узел стыковки командного отсека с лунным кораблем

Система жизнеобеспечения экипажа корабля Apollo

Система жизнеобеспечения экипажа космического корабля Apollo разработана и изготовлена фирмой Airsearch (США). Система обеспечивает поддержание в кабине корабля температуры в пределах 21…27°С, влажности от 40 до 70% и давления 0,35 кг/см?. При подготовке к старту и при старте атмосфера в кабине состоит из 60% кислорода и 40% азота, в полете эта смесь стравливается и заменяется чистым кислородом.

Система рассчитана на 4-суточное увеличение продолжительности полета сверх расчетного времени, потребного для экспедиции на Луну и поэтому предусматривается возможность регулировки и ремонта силами экипажа, одетого в скафандры.

Имеется аварийная кислородная система, которая включается автоматически и обеспечивает подачу кислорода при падении давления в кабине, например при пробое кабины метеоритом.

Криогенной установкой кислород подается в кабину через регулятор, поддерживающий давление от 0,35 до 0,38 кг/см?. Максимальная допустимая утечка кислорода из кабины 0,227 кг/ч. Система может компенсировать утечку кислорода до 0,3 кг/мин, которая возникает при пробое в стене кабины площадью 3 см?. В таком случае возросшая подача кислорода вызывает автоматическое открытие клапана подпитывающего резервуара с газообразным кислородом. При максимальной подаче в кабине в течение 5 мин будет сохраняться расчетное давление, за это время экипаж должен успеть одеть скафандры или заделать отверстие и устранить утечку кислорода из кабины.

В подпитывающем резервуаре кислород находится под давлением 70 кг/см?. Подпитывающая система на жидком кислороде не применяется, так как требуется дополнительное время для преобразования жидкого кислорода в газообразный и система становится инертной. Кислород из подпитывающей системы с давлением 1,4 кг/см? используется для вытеснительной подачи воды и гликоля из баков в агрегаты системы.

Вентиляционная система имеет 4 вентилятора, 2 установлены в кабине и 2 включены в систему скафандров. Расход, обеспечиваемый кабинными вентиляторами 2,43 м?/мин, а вентиляторами скафандров 0,945 м?/мuн. Общая потребляемая вентиляторами мощность 85 вт. Кислород в скафандры подается через систему жиклеров. Отработанный газ прогоняется сквозь фильтры и поглотители СО2. Контроль за концентрацией двуокиси углерода в кабине осуществляется чувствительным элементом, действие которого основано на затухании ИК-лучей в атмосфере С02. Поглотители С02 помещаются в нескольких кассетах, рассчитанных на работу в течение 24 ч каждая. Экспедиция на Луну требует 20 кассет. Две кассеты работают параллельно, одна заменяется через каждые 12 ч.

Отработанный газ для очистки пропускается через 2 параллельно работающих поглотителя, но система сконструирована так, что весь отработанный газ будет пропущен через один поглотитель, если второй окажется неисправным.

Кассеты с гидроокисью лития и 3-мм слоем активированного древесного угля имеют площадь 52 см? и толщину 12,5 см. После очистки кислород проходит через теплообменники скафандров, влага удаляется конденсированием.

Капли воды захватываются водопоглощающими лентами. передвигающимися между теплообменником и осушительной установкой.

Система охлаждения имеет 2 изолированных и полностью дублирующих друг друга гликолевых контура с испарителями. Выбор и включение контуров производятся астронавтами вручную. Гликоль охлаждается в теплообменниках и дополнительное охлаждение происходит в испарителе. Прокачивается гликоль тремя насосами с магнитной муфтой, число оборотов крыльчатки 12 000 об/мин, давление на выходе из насоса 2,1 кг/см?, расход 90 кг/ч, мощность 35 вт.

В процессе квалификационных испытаний система жизнеобеспечения прошла проверку, имитирующую 14-суточный полет корабля с экипажем из трех человек.

Фирма поставляет систему скомпанованной в четырех контейнерах, удобных для эксплуатации и обслуживания.

Система аварийного спасения фирмы North American Rockwell (США)

Если возникнет аварийная ситуация при старте ракеты-носителя Saturn V или потребуется прекратить полет в процессе выведения корабля Apollo на орбиту ИСЗ, спасение экипажа осуществляется отделением командного отсека от ракеты-носителя с последующей посадкой его на Землю на парашютах.

Система аварийного отделения командного отсека состоит из титановой фермы, на которой укреплено 3 пороховых ракетных двигателя, один для отделения командного отсека от ракеты-носителя, другой для управления ориентацией в плоскости тангажа и третий для отделения фермы системы аварийного спасения от командного отсека (рис. 14.5).

Системы аварийного спасения снабжена двумя аэродинамическими поверхностями длиной 0,61 м и шириной 0,46 м, ориентирующими отделившийся командный отсек днищем по направлению полета.

Механизм системы отделения состоит из четырех пироболтов с двумя запальными устройствами в каждом.

Парашютная система посадки имеет 2 конических ленточных тормозных парашюта диаметром по 4,2 м, 3 ленточных парашюта диаметром по 2,2 м, 3 главных парашюта диаметром по 25,2 м.

Системы аварийного, спасения имеет 3 режима работы в диапазоне высот 0…9, 9…30 и 30…90 км. В случае возникновения аварийной ситуации на начальном этапе работы первой ступени, когда фактор времени имеет решающее значение, система спасения приводится в действие автоматически по сигналу системы обнаружения неисправностей. Такими ситуациями являются падение тяги у двух или более ЖРД первой ступени и большая угловая скорость ракеты-носителя (более 3 град/сек по тангажу и рысканию и более 20 град/сек по крену), появление которых обычно связано с серьезной неисправностью двигателей.

Во всех случаях последовательность срабатывания системы в течение первых нескольких секунд одинакова.

1. Включение системы спасения автоматически или вручную.

2. Отсечка топлива двигателей ракеты-носителя (только через 30 сек после старта).

3 Разделение командного и служебного отсеков.

4. Включение основного РДТТ и РДТТ управления ориентацией

5. Выпуск аэродинамических поверхностей через 11 сек после включения РДТТ.

Рис. 14.5. Основной блок с системой аварийного спасения.

Парашютная система начинает работать через 16 сек после включения системы спасения или на высоте 7320 м, если полет прекращен на высоте более 9 км.

При прекращении полета на высоте более 30 км после отсечки тяги основного РДТТ экипаж с помощью РСУ сообщает аппарату угловую скорость в плоскости тангажа, чтобы предотвратить возникновение нерасчетной балансировки и неблагоприятных перегрузок.

Основной РДТТ системы аварийного спасения фирмы Lockheed (США) имеет

Решающее влияние на траекторию полета командного отсека с системой аварийного спасения оказывает направление вектора тяги основного РДТТ относительно центра масс аппарата. РДТТ имеет 4 сопла, оси которых составляют угол 35° с осью аппарата. Вектор тяги составляет с осью аппарата угол 2,75°, который выверяется с точностью ±0,3° специальным оптическим устройством.