Иван Шунейко - Пилотируемые полеты на Луну

Карданный подвес крепится к верхней части распылительной головки двигателя. Подшипники из тефлона с покрытием из стекловолокна обеспечивают малое трение по сухой поверхности.

Система зажигания воспламеняет впрыскиваемое в камеру топливо с помощью двух запальных свечей, расположенных сбоку камеры воспламенения. Система работает непрерывно во время запуска, снабжена индикатором, не требует охлаждения и допускает многократное зажигание.

Главный кислородный и водородный клапаны управляют расходом окислителя и горючего, поступающего в камеру сгорания. Клапаны поджаты пружинами в закрытом состоянии и имеют пневматические устройства, открывающие их при запуске двигателя.

Перепускные клапаны установлены в кислородной и водородной магистралях, поджаты пружинами в открытом состоянии и под давлением закрываются. Клапаны обеспечивают циркуляцию топлива в трубопроводах и агрегатах для создания рабочей температуры перед запуском двигателя. Во время работы двигателя клапаны закрыты.

Теплообменник, установленный в выхлопном трубопроводе между кислородным ТНА и камерой сгорания нагревает гелий и жидкий кислород, используемые для наддува кислородного бака.

В приборном отсеке смонтированы основные блоки электронной системы ракеты-носителя Saturn V. Он расположен между ступенью S-IVB и кораблем Apollo, имеет диаметр 6,6 м и высоту 0,9 м; на внутренней поверхности цилиндрического кольца размещены главные блоки управления стартом ракеты-носителя, ориентации и полетом по траектории, навигации, телеметрии и аварийной системы. Основные блоки системы управления – бортовая вычислительная машина (фирмы IBM, США) и инерциальная платформа ST-124M (фирмы Bendix, США), блоки управления полетом – аналоговая вычислительная машина (фирмы Electric Communications Inc., США), скоростные гироскопы (фирмы Nortronics, США), и акселерометры. Обмен информацией между приборным отсеком и оборудованием, размещенным на ступенях ракеты, осуществляется через специальные устройства (фирмы IBM, США).

Система терморегулирования приборного отсека состоит из 17 теплоотводящих панелей, каждая размером 76x76 см. Блоки электронного оборудования и приборы монтируются непосредственно на панелях, отводящих тепло. Через панели циркулирует охлаждающая жидкость (смесь 60% метанола и 40% воды), уносящая тепло в теплообменник, где она охлаждается испарением воды. Помимо охлаждения приборного отсека система управления микроклиматом также обеспечивает отвод тепла от оборудования, размещенного в носовой части ступени S-IVB.

Информация со стабилизированной платформы поступает в бортовую ЭЦВМ, которая сравнивает фактические характеристики полета с заданными и вычисляет команды для счетно-решающего устройства управления. Преобразователь информации связан со многими узлами радиоэлектронного, оборудования ракеты-носителя. Он управляет потоком информации, осуществляет временное хранение данных, преобразует информацию в требуемую форму, выполняет простые вычисления и логические операции. Измерительная система ракеты-носителя состоит из электрических съемников, датчиков, сигнализирующих устройств и устройств для обработки данных. Радиочастотная система приборного отсека обеспечивает слежение, выработку команд и телеметрическую передачу.

Электрическая система преобразует и распределяет энергию, необходимую для работы агрегатов в полете. Электрическая энергия обеспечивается серебряно-цинковыми аккумуляторами с номинальным напряжением 28 в. Вся ракета оборудована системой обнаружения неисправностей, вырабатывающей сигналы аварийного состояния, передаваемые на пульт управления астронавтов. [3, 4, 7, 8, 18—23, 25, 26, 30]

Предполетная проверка и испытания Saturn V Apollo ocyществляются объединенной правительственно-промышленной комиссией в составе 500 человек. Более 5000 человек разных специальностей участвуют в подготовке к старту Saturn V Apollo в Космическом центре NASA им. Кеннеди.

В сборочном цехе на расстоянии 5 км от ближайшего стартового комплекса производятся сборка и сопряжение ступеней S-IC, S-II, S-IVB и корабля Apollo. Осуществляется общая проверка перед транспортировкой на стартовую позицию. Эта проверка подтверждает готовность космической системы и наземного оборудования к прохождению испытаний.

При испытаниях, имитирующих полет, Saturn V и корабль Apollo должны удовлетворять всем предъявляемым требованиям нормального полета и аварийных ситуаций.

За 8—10 недель до старта Saturn V Apollo транспортируется на стартовую позицию. После соединения всех электроцепей, пневмокоммуникаций, топливных линий космической системы и передвижной стартовой платформы включается энергия и производится проверка всех коммуникаций. Одновременно проверяются бортовые и наземные радиосистемы.

Затем производятся испытания готовности к полету, в которых одновременно с действительным отсчетом времени и имитацией полетных операций проверяется работа Восточного испытательного полигона и Центра управления полетом в Хьюстоне. В процессе этих испытаний подтверждается готовность всех систем к полету.

Для окончательного испытания Saturn V Apollo перед стартом баки заправляются топливом и производится имитация предстартовой работы всех систем до момента включения ЖРД.

Однако, проверка работы экипаж – корабль осуществляется до заправки ракеты топливом.

Последний предстартовый отсчет времени начинается за 6 сут до старта, в это время выполняются все операции подготовки к полету.

Подстартовый отсчет содержит несколько пауз, чтобы избежать необходимости отсрочки полета, если обнаружатся аномалии в работе систем.

Перед началом окончательного отсчета в To -28 ч (38 ч 22 мин до старта) основное внимание уделяется проверке работы электромеханизмов и общей проверке космической системы.

Окончательный предстартовый отсчет начинается в To -28 ч, исключая паузы (To – момент старта).

Заправка топливом начинается с заливки жидкого кислорода. Баки перед заправкой охлаждаются. Вначале заправляется до 40% ступень S-II, затем заправляется до 100% S-IVB, дальше заправляется до 100% S-II, затем до 100% S-IC. Эта процедура позволяет убедиться в отсутствии утечки кислорода из бака ступени S-II до его полной заправки. Дальше заправляется жидкий водород в бак ступени S-II, затем в S-IVB. Общее время заправки ракеты криогенным топливом 4 ч 30 мин.