Ральф Рене - Как NASA показало Америке Луну

На следующее утро температура снизилась до +42 град. С, и экипаж приступил к работе. Меня, наконец, осенило, что угол наклона корабля к плоскости орбиты определяет длительность его нахождения в солнечном освещении. Наши полюса имеют наклон 21,5 град. к плоскости вращения. Таким образом, корабль с углом наклона в 21,5 град. половину времени проводил бы в тени. При наклоне 68,5 град. на север он был бы освещен постоянно. Скайлэб, имея северный наклон в 50 град., «загорал на солнышке» 80 % времени.

Корабль, летящий в сторону «новой» Луны, на 384 000 км ближе к Солнцу. Может быть, интенсивность излучения ослабевает по мере приближения к светилу? Или пояса Ван Аллена, которые неким образом собирают радиацию, также аккумулируют в себе и солнечное тепло?

Итак, сделанные из одного материала Скайлэб и Аполлон-13 вели себя абсолютно по-разному: постоянно находясь на солнце, первый перегревался, зато второй отчаянно мерз. Вспомним также, что, по сообщениям NASA, 6 ЛЭМов, которые стояли на раскаленной, как сковорода, поверхности Луны в течение нескольких дней, без кондиционеров, тоже замерзали. Например, Аполлон-16 произвел посадку, когда Солнце было на высоте 30 град. над горизонтом и к этому моменту прогревало поверхность в течение 8 дней. В Нью-Йорке, Солнце находится на такой высоте только в период зимнего солнцестояния. Любой, кто работает на улице или катается на лыжах в это время, расскажет вам о количестве тепла в солнечный день. Астронавты находились на Луне, пока Солнце не поднялось на высоту 68 град. В Нью-Йорке оно бывает так высоко в июле. Много лет назад я проектировал солнечный коллектор и знаю, что если Солнце в зените взять за единицу (достаточную для нагрева поверхности Луны до 120 град. С), то количество тепла будет изменяться по синусоиде. Так, угол возвышения в 30 град. над горизонтом дает 50 %, а угол 68 град. — 92 %. Какой будет температура лунной поверхности после непрерывного нагрева в течение 11 дней? Сколько времени понадобится, чтобы она достигла +100 град. С? Интересно, эти астронавты внутри ЛЭМа тоже не могли спать от холода?

Чтобы уменьшить вес капсулы Аполлона-11, NASA сняло часть слоя майларовой защиты (майлар — пленка на основе синтетического полиэфирного волокна). Видимо, это оправдало себя, позволив отважному Нилу Армстронгу совершить безопасную посадку буквально на последних каплях горючего.

«— Тридцать секунд! — доложил Хьюстон. — Ровно столько горючего у вас осталось. Скорее снижайтесь, Нил!» (17, с. 406)

Мне кажется, NASA проще было увеличить размеры топливного бака, чтобы ЛЭМ мог взять на борт больше горючего, вместо того чтобы соскребать майлар.

Как следует из приведенной ниже таблицы, с каждой новой миссией количество научного оборудования на борту возрастало. Эти данные взяты со страницы 2–2 публикации NASA от 1973 года под названием «Аполлон-17 — предварительный научный отчет».

Если мы возьмем суммарный вес всего, что было на борту Аполлона-11, и сравним с тем же показателем Аполлона-16, мы обнаружим прибавку на 461 кг. Из таблицы видно, что разница в весе обусловлена в основном количеством экспериментального научного оборудования. Не следует забывать и про луномобиль, который весил никак не меньше 200 кг (35, с. 95). Это увеличивает разницу в весе до 661 кг.

Если, по утверждению NASA, 36-килограммового рюкзака с системой жизнеобеспечения астронавту хватало на четыре часа, то Аполлон-16 должен был взять либо 8 комплектов, либо сменные системы, то есть еще 288 кг дополнительного груза. Таким образом, на совершающем посадку ЛЭМе было 949 кг лишнего веса. Я не берусь даже предположить, сколько в этом случае потребовалось дополнительного горючего для посадки, даже если допустить, что ничего больше на борт не бралось.

Суммарная разница в весе в итоге переваливала за тонну. Что здесь можно сказать? Видимо, очень много майлара пришлось соскрести!

Как мы уже знаем, ЛЭМ состоял из двух отсеков. Герметичный верхний отсек осуществлял посадку всего агрегата на Луну с помощью большого реактивного двигателя, расположенного в нижнем негерметичном отсеке. Чтобы взлететь с Луны, верхний отсек отрывался от нижнего и возвращал астронавтов на орбиту, где их ожидал командный модуль.

ЛЭМ, похожий на большое уродливое насекомое, весь состоял из выступающих углов и плоских поверхностей. Любой первокурсник инженерной специальности знает, что герметичный летательный аппарат должен иметь сферическую форму, но «гению», который проектировал ЛЭМ, видимо, это было неведомо.

А ЛЭМ действительно был герметичным, и тому есть документальное свидетельство с Аполлона-11:

«Они поднялись по лестнице и протиснулись в «кабину», после чего загерметизировали салон» (20, с. 247).

На странице 160 «Иллюстрированной энциклопедии космических технологий» есть схема ЛЭМа в разрезе. Там хорошо видно, что он содержит как минимум одну большую плоскую панель размером приблизительно 90 см в ширину и 120 см в высоту. На другом фрагменте чертежа изображены ребра каркаса через каждые 15 см поверхности. Поскольку этот фрагмент достаточно типичен, я предполагаю, что и остальная часть конструкции ЛЭМа выполнена аналогичным образом. Олдрин писал про ребра ЛЭМа следующее:

«…очень неприятные коррозийные трещины покрывали алюминиевые, толщиной в бумагу, ребра каркаса ЛЭМа» (18, с. 178).

Поскольку несущий каркас, «ребра» автомобилей, кораблей и прочих структур всегда гораздо толще, чем их покрытие, можете себе представить толщину фюзеляжа.

Внутреннее давление ЛЭМа составляло 0,35 атм (0,37 кгс/ см2). Это минимальное давление, достаточное для долговременного поддержания жизнеспособности астронавтов. С этим расчетом, а также учитывая, что в 1 кв. м 10 000 кв. см, мы находим, что на фюзеляж действовало внутреннее давление, равное 3700 кгс/кв.м. Сравните это с давлением 150 кгс/кв. м, допустимым при проектировании пола в жилом доме, или 1000 кгс/кв. м, допустимым в коммерческих складах.

Это всего лишь означает, что каждое ребро должно выдержать давление нагрузки весом 500 кг. В проектировании такая нагрузка выражается максимальным сгибающим моментом, который измеряется в кгс х м. Для бруса (или ребра), имеющего опору на обоих концах и несущего нагрузку, формула выглядит так:

W × L/8,

где W — нагрузка в килограммах, a L — пролет в метрах.

Таким образом, максимальный сгибающий момент для каждого ребра равен:

500 х 0,91 / 8 = 56,875 кгс х м, или 0,056875 кгс х мм.

Ограничительный момент, требуемый для поддержания этой нагрузки, вычисляется с помощью сопротивления сечения. Для этого надо разделить максимальный сгибающий момент на предел прочности материала. Я не знаю, какой именно сплав алюминия применялся для изготовления ЛЭМа (а ответов на мои запросы от NASA мне не дождаться никогда!), поэтому рискну предположить, что ребра толщиной с бумагу, о которых говорил Олдрин, сделаны из обычной стали с рабочим пределом прочности 15 кгс/кв. мм (я исхожу из того, что сплав алюминия наверняка менее прочный, чем сталь).