Иван Шунейко - Пилотируемые полеты на Луну

Рис. 23.3. Корабль Apollo.

Лунный корабль, состыкованный с основным блоком с полным запасом топлива при весе 42 800 кг имеет момент инерции относительно оси рыскания 56 000 кг·м?, моменты инерции относительно осей крена и тангажа 676 000 и 671 000 кг·м?, соответственно.

В нормальных условиях полета Apollo моменты инерции могут изменяться в отношении 12 : 1, в аварийных ситуациях это отношение может возрасти до 243 : 1.

Ручное управление лунным кораблем астронавты осуществляют с помощью: рукояток ориентации и перемещения, бортовой ЭЦВМ, ЦАП, пульта управления и шарового индикатора полета.

Ручное управление ориентацией использует только ЖРД РСУ. Каждый ЖРД РСУ оси рыскания создает момент 695 н·м?, а каждый ЖРД крена и тангажа создают моменты по 746 н·м?.

Общее количество топлива на ЖРД РСУ составляет 267 кг, расход топлива на один ЖРД 0,16 кг/сек. ЖРД РСУ неэффективно работают при включении на очень короткие промежутки времени, топливо не полностью расходуется и может скапливаться в магистралях и камерах сгорания. Поэтому минимальный импульс был установлен 14·10? сек. Этот импульс определяет конечную угловую скорость, которая изменяется в зависимости от конфигурации аппарата.

Шаровой индикатор полета – это сфера с тремя степенями свободы, указывающая ориентацию и направление полета корабля; угловые скорости и ошибки ориентации указываются стрелками на фронтальной поверхности прибора вокруг сферы.

Трехосевая рукоятка управления ориентацией на выходе имеет 800 гц и напряжение, пропорциональное отклонению. От центрального положения до отклонения рукоятки на 2° – мертвый ход, отклонение на 10° до мягкого упора соответствует « полному ходу» рукоятки и напряжение на выходе равно 42 делениям. При отклонении рукоятки за мягкий упор, напряжение на выходе и число делений шкалы напряжения продолжают рости до жесткого стопора на 13° (рис. 23.4).

Рис. 23.4. Характеристика ручного управления

Управление ориентацией, перемещением с использованием ЖРД РСУ осуществляется с помощью бортовой ЭЦВМ лунного корабля по программам ЦАП. Ручное управление ориентацией использует эти же коды ЦАП, которые занимают 11% памяти бортовой ЭЦВМ.

Экипаж селектором может устанавливать любой из трех режимов работы ЦАП: «автоматическое управление», «ручное управление», «выключено».

В последнем режиме ЦАП выполняет только программу прерывания.

Режим «автоматического управления» устанавливается, когда осуществляется посадка с работающим ЖРД посадочной ступени, требующая автоматического выполнения маневров. Однако на этом режиме экипаж с помощью рукоятки может корректировать полет корабля по оси Х, пересиливая ЦАП. Во время выполнения ЦАП программы Р-64, отклоняя рукояткой управления корабль по тангажу и крену, дискретно изменяют угол наклона траектории и направление полета, ведя корабль к выбранному месту посадки. При этом ЦАП поддерживает оптимальный режим полета.

Если селектор ЦАП установлен на режим «ручное управление», астронавты с помощью рукоятки могут управлять кораблем относительно всех трех осей.

Экипаж, набирая необходимый код на пульте управления бортовой ЭЦВМ, может по желанию менять характеристики ЦАП, чувствительность рукоятки управления (нормальное или точное управление), ширину зоны нечувствительности при управлении ориентацией (узкая или широкая).

Нормальной чувствительности рукоятки соответствует максимальная командная угловая скорость 20 град/сек при отклонении рукоятки на 1/2 деления шкалы; при точном управлении такому же отклонению рукоятки соответствует командная угловая скорость 4 град/сек. Цена деления шкалы рукоятки управления 0,476 и 0,095 град/сек/деление. [5, 6, 17, 22.]

Цифровой автопилот лунного корабля обеспечивает управление на активных и пассивных участках траектории полета всех трех конфигураций: посадочной (рис. 23.1), взлетной (рис. 23.2) и всего корабля Apollo (рис. 23.3).

Лунный корабль имеет три основных источника управляющих сил и моментов: ЖРД посадочной и взлетной ступени и ЖРД реактивной системы управления. В табл. 18 приведены характеристики управляющих сил и моментов.

ЖРД РСУ обеспечивают ручное и автоматическое управление ориентацией и малые поступательные перемещения для всех конфигураций летательного аппарата на пассивных участках траектории полета.

На активных участках траектории полета с помощью ЖРД РСУ осуществляются управление ориентацией и стабилизация, причем включаются те ЖРД РСУ, которые создают приращение скорости в желаемом направлении.

Так как ЖРД взлетной ступени имеет вектор тяги, постоянный по направлению, закон управления ЖРД РСУ приспособлен к парированию больших и переменных по времени возмущающих моментов на активном участке траектории полета взлетной ступени.

Таблица 18

Во время работы ЖРД посадочной ступени управление ориентацией относительно оси рыскания Р осуществляется ЖРД РСУ, а относительно осей тангажа Q и крена R путем сочетания ЖРД РСУ и отклонения на кардане ЖРД посадочной ступени.

Расположение и ориентация ЖРД РСУ такова, что если центр тяжести летательного аппарата лежит вблизи геометрического центра 16 ЖРД РСУ (что соответствует взлетной ступени), тогда 8 «Р ЖРД», создающие тягу в направлении У или Z, дают момент, только относительно оси Р, 4 «U ЖРД», действующие в направлении ±Х, создают момент только относительно оси U и 4«V ЖРД», действующие в направлении ±Х, создают момент только относительно оси V (рис. 24.1).

Рис. 24.1. Расположение относительно осей координат ЖРД реактивной системы управления лунного корабля:

ЖРД 2, 4, 5, 8, 10, 11, 13, 15 топливная система А;

ЖРД 1, 3, 6, 7, 9, 12, 14, 16 топливная система В;

Р, Q, R – связанная система координат;

X, Y, Z – ннерциальная система координат

Стремление сделать конструкцию корабля Apollo легкой привело к тому, что узел стыковки командного отсека с лунным кораблем оказался не очень жестким, вследствие этого возникают изгибные колебания Apollo. Те же требования легкости конструкции заставили отказаться от перегородок в баках для гашения плескания топлива, что привело к появлению вынужденных колебании Apollo и несбалансированных моментов при работе ЖРД взлетной ступени. Из-за затемнения иллюминаторов частицами выхлопных газов наложены ограничения на включение ЖРД РСУ. Для безопасности экипажа и предотвращения резких забросов сервопривода ЖРД посадочной ступени специальным механизмом ограничивается скорость сервопривода до 0,2 град/сек. Расположение ЖРД РСУ под углом 45° к осям связанной системы координат приводит к взаимному влиянию управления с помощью ЖРД РСУ (оси U, V) и управления отклонением ЖРД посадочной ступени (оси Q, R).