Иван Шунейко - Пилотируемые полеты на Луну

6. Strickland Z.Lunar rover-ready for Moon drive. Aviat. Week and Space Technol., 1971, 94, № 21. ЭИ АиР, 1971, № 40; РЖ 1971, 11.41.257

7. Davisson J. С., Мс.Harris J. A.S-IVB restart chilldown experience. AIAA Paper № 70—672, (ЭИ АиР, 1970, № 42).

8. Sandford J. W., Магtin J. E.,The Saturn V for the «70 s» SAE Preprints, 1969, № 715, (ЭИ АиР, 1970, № 21)

9. Renman R. E., Mendelsohn A. R.Lunar module thermal control and life support systems for Apollo applications. SAE Preprints, 1969, № 625, ЭИ АиР, 1970, № 21; РЖ, 1970, 6.41.93

10. Long L. L., Hammitt R. L.Meteoroid performaition effects on space cabin design. AIAA Paper № 69—365. РЖ, 1970, 2.41.217

11. Mc Allum W. E.Development of meteoroid protection for extravehicular activity space suits. AIAA Paper № 69—366, ЭИ АиР 1969 № 46; РЖ, 1970, 2.41.124

12. Hеlvеу W. М., Jagоw R. B., Smith J. М.Life support requirements for the second decade of manned space flight IAF Papers a., N B134, ЭИ АиР, 1969, № 22; РЖ, 1969, 6.41.111

13. Сour—Palais Burton G.Meleorolid protection by multiwall structures. AIAA Paper N 69—372 ЭИ АиР, 1969, № 46; РЖ, 1970. 1.41.146

14. Drenning С. К., Stechman R. С.Determination of tailoff impulse and tailoff repeatability for small rocket engines. AIAA Paper, № 70—674, ЭИ АиР, 1970, № 41; РЖ, 1970, 11.41.125

15. Мorea S. F., Adams W. R., Arnett C. D.America's Lunar roving vehicle. AIAA Paper № 71—847

16. Smith W. W., Nyberg D. G., Wilson W. W., Hood J. F.Development and design aspects of a 5—pound thrust RCS rocket engine module. AIAA Paper N 70-654, ЭИ АиР, 1970, № 45; РЖ 1970,

17. Africanо R. С., Logedon Т, S.Optimization Saturn V. AIAA Paper №69—451

18. Lee В. James. Apollo status reports. Saturn V launch vehicle. AIAA Paper N 69—1094

19. Мullen С. R., Bender R. L.Saturn V/S-IC stage model and flight test base thermal environment. AIAA Paper N 69—318

20. George М. Low.Apollo spacecraft. AIAA Paper N 69—1095

21. Hellmann R., Conovar М., Morrison E., Neilson J.Lunar module thermal—vacuum simulation utilizing confonnal heater thermal control. AIAA Paper N 69—312

22. Graves D. L., Glynn P. C.A technique for analyzing latching dynamics and loads induced during spacecraft docking. AIAA Paper N 70—21

23. Pragenau J. L.Stability analysis of Apollo-Saturn V propulsion and structure feedback loop. AIAA Paper N 69—877

24 Noгris J. DApollo propulsion system performance evalution. AIAA Paper N 68—586; ЭИ АиР, 1968, №. 44.

25. Flight event sequence. Speceflight v. 13, № 2, 1971

26. Saturn V. Spaceflight v. 13, № 1, 1971

Все 3 отсека корабля Apollo – командный отсек, служебный отсек и лунный корабль – имеют самостоятельные реактивные системы управления (рис. 21.1).

Рис. 21.1. Корабль Apollo: 1 – лунный корабль; 2 – служебный отсек; 3 – командный отсек; 4 – реактивная система управлений лунного корабля; 5 – посадочный ЖРД

РСУ корабля Apollo имеет 44 специальных ЖРД. На всех отсеках корабля Apollo РСУ импульсного типа работают на системах подачи топлива под давлением, с 2-компонентным самовоспламеняющимся топливом. Полный импульс, создаваемый ЖРД РСУ при одном включении, может быть в пределах от 0,4 до 25 000 кг. сек. Некоторые ЖРД РСУ в процессе полета могут включаться до 10 000 раз. РСУ обеспечивает управление кораблем Apollo на всех этапах полета.

РСУ служебного отсека управляет кораблем после его отделения от ступени S-IVB, на траектории полета Земля-Луна, при выходе на орбиту ИСЛ, после отделения лунного корабля управляет основным блоком (командный и служебный отсеки) на орбите ИСЛ и на траектории возвращения основного блока к Земле.

РСУ лунного корабля осуществляет управление при посадке на Луну, при взлете второй ступени лунного корабля с Луны, во время встречи и стыковки с основным блоком.

РСУ командного отсека управляет в процессе входа в атмосферу после отделения командного отсека от служебного. РСУ служебного отсека и лунного корабля кроме управления ориентацией могут осуществлять поступательные перемещения по всем трем осям. РСУ командного отсека управляет только ориентацией. РСУ могут работать на автоматическом режиме от цифрового автопилота (ЦАП) или на режиме ручного управления астронавтом.

РСУ служебного отсека управляет ориентацией и поступательным перемещением с момента выхода корабля на траекторию полета к Луне до разделения командного и служебного отсеков. ЖРД РСУ служебного отсека могут работать в импульсном или непрерывном режиме. При импульсном режиме последовательно выдаваемый ЖРД минимальный импульс равен 0,18 кг·сек. Одновременно один ЖРД может быть включен на сравнительно продолжительный режим постоянной тяги, а остальные могут работать в импульсном режиме управления ориентацией.

РСУ служебного отсека состоит из четырех самостоятельных независимо работающих подсистем – блоков, расположенных по окружности цилиндрической части служебного отсека, через 90°.

Каждый блок имеет связку из четырех ЖРД радиационного охлаждения и самостоятельную систему наддува баков и подачи топлива. В каждой связке два ЖРД расположены по направлению продольной оси аппарата и два в поперечном направлении. Поперечные ЖРД создают момент, вращающий аппарат вокруг оси X и поступательные перемещения вдоль осей У и Z. Продольные ЖРД создают вращающие моменты вокруг осей Y и Z и поступательное перемещение вдоль оси X. Для осуществления управления, как правило, ЖРД включаются попарно.

РСУ служебного отсека работает на 2-компонентном топливе, четырехокись азота (N2H4) используется в качестве окислителя и монометилгидразин (ММН) в качестве горючего, состав смеси (окислитель/горючее) равен 2. Каждый блок имеет запас топлива 147 кг; суммарный запас топлива для системы РСУ служебного отсека 588 кг.

Все блоки РСУ служебного отсека работают идентично по схеме, приведенной на рис. 21.2. для одного блока.

Рис. 21.2. Топливная система блока ЖРД реактивной системы управления служебного отсека

В гелиевый бак сферической формы из титанового сплава (6А1—4V) заправляется газообразный гелий под давлением 290 кг/см?. В линии подачи гелия установлены изолирующие клапаны. Электромагнитные изолирующие клапаны, удерживаемые в открытом положении магнитным замком и в закрытом положении нагруженные пружиной, имеют электропереключатель, указывающий экипажу положение клапана. Высокое давление гелия двумя блоками параллельных регуляторов снижается до рабочего давления 12,7 кг/см?. Для обеспечения надежности системы в каждом блоке последовательно соединены 2 регулятора. Если один из регуляторов отказал в открытом положении, другой регулятор этого блока будет поддерживать рабочее давление в системе. Если один из регуляторов отказал в закрытом положении, то регуляторы параллельного блока обеспечат требуемое давление.

Между регуляторами давления и входом в топливные баки установлены блоки последовательно-параллельных обратных клапанов и предохранительные клапаны. Обратные клапаны предохраняют систему от смешения испарившихся компонентов топлива. Каждый блок имеет 4 обратных клапана, соединенных в последовательно-параллельную цепь. Последовательное соединение препятствует смешению паров, а параллельное соединение обеспечивает необходимую подачу гелия в баки горючего и окислителя. Предохранительные клапаны защищают топливные баки от разрушения, если при изменении температуры сильно возрастает давление.