Автор |
|
Жигули
|
|
Ветеран |
|
Регистрация: 16.08.2014 Сообщения: 29343 Откуда: Тольятти Благодарил (а):
0 раз.
Поблагодарили:
384 раз.
|
ЖРД J-2 фирмы North American Rockwell, Rocketdyne (США) Двигатель J-2, работающий на жидком кислороде и жидком водороде используется на второй и третьей ступенях ракеты-носителя Saturn V.
ЖРД J-2 имеет следующие технические характеристики (рис. 11.7а,б)
При изменении соотношения компонентов рабочей смеси в пределах от 5,5 до 4,5 тяга увеличивается на 25%. В полете двигатель допускает повторный запуск.
а) б) Рис. 11.7 (а, б) ЖРД J-2
Система подачи компонентов рабочей смеси основана на использовании двух ТНА (рис. 11.8). Схема с двумя ТНА дает возможность обеспечить работу обоих насосов на оптимальных оборотах без применения редукторов. Осевой 7-ступенчатый насос горючего имеет номинальную мощность 6000 квт, создает давление 78 ат при 27 260 об/мин, а одноступенчатый центробежный насос окислителя номинальной мощностью 1270 квт создает давление 64 ат при 8000 об/мин. Горячий газ генератора поступает сначала на турбину насоса горючего, а затем на турбину насоса окислителя. Последовательный проход газа через две турбины обеспечивает оптимальные характеристики турбин и позволяет легко регулировать соотношение компонентов рабочей смеси в камере сгорания. На двигателе имеется пусковой бачок с гелием для срабатывания пусковых клапанов и герметичный блок с пусковым программным механизмом. Запуск ЖРД начинается раскруткой турбин от пускового бачка с газообразным водородом. Для обеспечения повторного запуска, во время работы двигателя бачок наполняется сжатым водородом, отбираемым из рубашки камеры сгорания.
Рис. 11.8. Схема ЖРД J-2
Система регулирования должна обеспечить поддержание в камере сгорания постоянного соотношения компонентов с точностью ±10% при условии равномерной выработки баков. Камера сгорания ЖРД выполнена из трубок из нержавеющей стали толщиной 0,3 мм. Трубки уложены по поверхности камеры, спаяны бронзой и образуют единую конструкцию. Для регенеративного охлаждения камеры используется горючее. Оно подается в трубопроводы под давлением 68 ат, проходит половину пути по 180 трубкам вниз, затем поднимается вверх по 360 трубкам, обеспечивая эффективное охлаждение. Колпак и распылительная головка расположены в верхней части камеры сгорания. Через колпак подается жидкий кислород. Одновременно колпак используется для крепления подшипника карданного подвеса и системы зажигания. Распылительная головка имеет полые стойки для подвода окислителя и расположенные под ними резьбовые топливные сопла. Каждое топливное сопло впрессовано в стенку распылительной головки. Жидкий кислород поступает по трубопроводу и впрыскивается через полые стойки в зону воспламенения камеры сгорания. Водород по трубопроводу подводится в камеру сгорания и впрыскивается через топливные сопла, расположенные концентрически с соплами окислителя. 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.
|
|
|
|
Жигули
|
|
Ветеран |
|
Регистрация: 16.08.2014 Сообщения: 29343 Откуда: Тольятти Благодарил (а):
0 раз.
Поблагодарили:
384 раз.
|
Приборный отсек ракеты-носителя Saturn V 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]
|
|
|
|
Жигули
|
|
Ветеран |
|
Регистрация: 16.08.2014 Сообщения: 29343 Откуда: Тольятти Благодарил (а):
0 раз.
Поблагодарили:
384 раз.
|
Предстартовый отсчет времени и стартовые операции 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. Когда все системы Saturn V Apollo подготовлены к полету, осуществляется переход на команду «зажигание в T0—190 сек» и Saturn V переводится на автоматику. В момент времени To -8,9 сек в программный механизм приборного отсека посылается сигнал на зажигание ЖРД F-1 ступени S-IC. Высоким давлением окислителя продувается газогенератор, кислородный клапан, камера сгорания и подается энергия на соленоидный клапан, управляющий стартом двигателя. Газогенератор запускается, газ поступает на турбину ТНА и через теплообменник в камеру расширения ЖРД. Обороты турбины увеличиваются, под возросшим давлением разрывается диафрагма, открывается топливный клапан и вслед за горючим в камеру сгорания входит гипергольная жидкость, которая, контактируя с окислителем, производит спонтанное воспламенение, и ЖРД начинает работать. Возросшее давление в камере сгорания включает контактный переключатель, сигнализирующий, что двигатель работает нормально в момент времени To -1,6 сек. Из пяти ЖРД F-1 первым запускается центральный двигатель, затем по 2 периферийных ЖРД с интервалом 300 мсек. Saturn V удерживается с работающими ЖРД в течение 5 сек, после восстановления полной тяги освобождаются 4 удерживающих рычага, и ракета начинает подниматься, преодолевая удерживающие силы, возникающие от металлических пальцев, протягиваемых сквозь отверстия. Этот процесс мягкого освобождения длится 0,5 сек. Через 1,7 сек после начала подъема ракеты, внешние ЖРД отклоняются, создают угол рыскания и увеличивают зазор, предотвращающий возможность контакта ракеты с башней. Этот маневр заканчивается на 10-й сек полета. Аналоговая вычислительная машина, управляющая полетом, вырабатывает управляющие сигналы по крену и тангажу, выдает их в сервоприводы карданов ЖРД и выводит ракету на заданный азимут. Маневр по крену заканчивается на 31-й сек, а программа управления по тангажу продолжается до отделения ступени S-IC. Центральный ЖРД F-1 выключается за 1/2 мин до окончания работы ступени S-IC, во избежание слишком большого ускорения. Периферийные ЖРД работают до тех пор, пока не израсходуется весь кислород или керосин. После команды на выключение периферийных ЖРД включаются 8 тормозных РДТТ, и ступень S-IC отделяется от S-II на высоте Н=67 км при скорости V >2,75 км/сек. Продолжая баллистический полет, S-IC поднимается до высоты 110 км и падает в Атлантический океан на расстоянии 680 км от места старта. За 0,2 сек, до отделения S-IC селектор последовательности операций приборного отсека выдает команду на запуск восьми РДТТ, установленных на нижнем переходнике S-II для осадки топлива. Менее, чем через 1 сек после разделения ступеней подается команда на запуск ЖРД ступени S-II. Запуск ЖРД J-2 начинается с подачи энергии двум запальным свечам в газогенераторе и к воспламенителю в камере сгорания. Затем начинают работать 2 соленоидных клапана: один для регулировки подачи гелия, другой для управления процессом воспламенения. Гелий используется для поддержания в закрытом положении перепускных клапанов, обеспечивающих начальное охлаждение топливных магистралей, продувки каналов окислителя в днище головки двигателя и каналов окислителя в газогенераторе. После этого открываются основной клапан горючего и клапан подачи окислителя в воспламенитель камеры сгорания. Таким образом создается факел в центральной части форсуночной головки. Начальная раскрутка турбин осуществляется с помощью сжатого газообразного водорода, хранящегося в пусковом баке. Спустя 0,64 сек. с момента подачи сжатого водорода на турбину, клапан пускового бака закрывается и включается основной соленоид управления, который прекращает продувку гелием газогенератора и открывает клапан подачи окислителя. Двигатель выходит на номинальный режим и подача энергии на запальные свечи прекращается. Пять ЖРД J-2 ступени S-II запускаются одновременно, и через 23 сек сбрасывается нижний переходник ступени S-II. Далее экипаж вручную подает команду на зажигание РДТТ, сбрасывающего систему аварийного спасения (эта система связана только с кораблем и не управляется от ракеты-носителя). Управляет полетом S-II бортовая ЭЦВМ приборного отсека, вырабатывающая сигналы сервоприводам карданов периферийных ЖРД. Для управления тангажом ЖРД отклоняются на ±7° и для управления рысканием на ±10°; комбинированное отклонение позволяет произвести коррекцию ошибки по крену с угловой скоростью 8 град/сек. Через 40 сек после запуска ЖРД J-2 бортовая ЭЦВМ переходит на режим итерационного управления. С этого момента управление полетом осуществляется по методу настраивающейся траектории. Сигнал на выключение ЖРД J-2 подается в блок электрического управления двигателем, выключается соленоидный клапан управления подачей гелия, закрываются главные клапаны горючего и окислителя и клапан газогенератора, открывается перепускной кислородный клапан, и газогенератор и головка камеры сгорания продуваются кислородом. Через 700 мсек после выключения ЖРД J-2 ступени S-II по сигналу селектора последовательности операций запускаются 2 РДТТ Thiokol TX-280, каждый развивает в течение 4 сек тягу 1540 кг (они установлены на нижнем переходнике ступени S-IVB и производят осадку топлива в баках). Через 0,1 сек после запуска РДТТ на S-IVB пиротехническими зарядами срезаются планки, соединяющие S-II и S-IVB, запускаются 4 тормозных РДТТ, установленных на верхнем переходнике ступени S-II (каждый с тягой 16 т, продолжительностью работы 1,5 сек, весом 175 кг}. Отделение ступени S-II происходит на высоте H=186 км при скорости V=7 км/сек на дальности 1650 км; продолжая полет по баллистической траектории, ступень S-II через 11 мин после отделения падает в Атлантический океан на расстоянии 4250 км от места старта. Последовательность операций при запуске ЖРД J-2 ступени S-IVB такая же, как при запуске J-2 ступени S-II, но продолжительность холодной проливки вместо 1 сек увеличивается до 3 сек. Для обеспечения повторного запуска ЖРД J-2 в начальной фазе работы двигателя пусковой бак вновь заполняется газообразным водородом, забираемым из трубопровода, подводящего горючее в камеру ЖРД. Через 8 сек после выхода на режим ЖРД J-2 по команде регулятора последовательности операций сбрасываются два отработанных блока РДТТ вместе с обтекателями и креплением. Управление полетом ступени S-IVB осуществляется отклонением вектора тяги ЖРД J-2 по командам бортовой ЭЦВМ приборного отсека. Электронасос гадросистемы, управляющей отклонением ЖРД на кардане, начинает работать до старта ракеты и держит систему под давлением, в результате чего ось ЖРД удерживается ориентированной через центр масс аппарата. На активном участке траектории гидросистема управления вектором тяги отклоняет ЖРД на 7° в двух перпендикулярных направлениях. Выключение ЖРД J-2 ступени S-IVB происходит по команде датчика скорости полета. Процесс выключения идентичен выключению J-2 ступени S-II. Через 300 мсек после выключения ЖРД J-2 запускаются 2 ЖРД осадки топлива, развивающие тягу по 32 кг и работающие около 86 сек до начала вентиляции бака жидкого водорода. Вентиляционная магистраль начинается у редукционного клапана бака и заканчивается двумя соплами малой тяги, расположенными под 180° на обшивке приборного отсека и дающими тягу, регулируемую пневматическим блоком, от 20 до 3 кг. Система обеспечивает выброс массы, при котором не создается отрицательных ускорений и возмущений, приводящих к кавитации топлива в трубопроводах перед запуском J-2. Управление ориентацией ступени S-IVB производится двумя блоками ЖРД, содержащими по 3 двигателя с тягами по 68 кг каждый, работающих в импульсном режиме с минимальным импульсом 70 мсек. В каждом блоке установлены отдельные баки для горючего и окислителя и бак с газообразным гелием под высоким давлением для поддува топливных баков. Горючее CH3N2H3 стабильно при очень низких температурах и нечувствительно к ударам, окислитель N2O4. Перед повторным выпуском ЖРД J-2 для вывода корабля Apollo на траекторию полета к Луне вся система подачи жидкого водорода, ТНА и двигатель должны быть охлаждены. Охлаждение осуществляется циркуляционной системой. По команде, поступающей из приборного отсека, открывается клапан системы охлаждения, и насос, установленный в баке жидкого водорода, создающий давление 0,5 кг/см? обеспечивает циркуляцию жидкого водорода с прокачкой 500 л/мин. Сразу после начала процесса охлаждения, включаются ЖРД осадки топлива. Охлаждение длится 320 сек, заканчивается за 9 сек до запуска ЖРД. Повторный запуск J-2 начинается после получения сигнала «двигатель готов». Двигатель выключается по сигналу бортовой ЭЦВМ, когда вектор начальной скорости полета на Луну достигнет требуемой величины. Через 80 мин после выключения J-2 корабль Apollo отделяется от ступени S-IV В.
|
|
|
|
Жигули
|
|
Ветеран |
|
Регистрация: 16.08.2014 Сообщения: 29343 Откуда: Тольятти Благодарил (а):
0 раз.
Поблагодарили:
384 раз.
|
Система опорожнения баков Заправка излишка горючего дает значительный эффект, однако неиспользуемые остатки топлива могут быть дополнительно уменьшены с помощью системы одновременного опорожнения баков. Эта система измеряет уровень горючего и окислителя в полете и регулирует расходы так, чтобы оба компонента топлива были израсходованы одновременно. Система состоит из датчиков для измерения текущих уровней топлива в каждом баке, счетно-решающего устройства для определения условий одновременного опорожнения баков и дросселя, установленного на расходной магистрали и регулирующего соотношение компонентов. Сравнение сигналов датчиков от двух баков в счетно-решающем устройстве позволяет автоматически управлять дросселем. Регулирование осуществляется путем перепуска части расхода окислителя из запорной магистрали на вход в насос. Такое регулирование в замкнутом контуре обеспечивает близкое к одновременному израсходование компонентов топлива и позволяет увеличить полезную нагрузку, выводимую на траекторию полета к Луне по сравнению с номинальной на 200 кг. На первый взгляд может показаться, что для ракет, оборудованных системой одновременного опорожнения баков, заправка избытка горючего для уменьшения неиспользуемых остатков топлива не нужна. Однако, в связи со случайными разбросами характеристик работы системы опорожнения, остаются небольшие неиспользуемые остатки и необходимость заправки избытка горючего сохраняется. Но заправка избытка горючего в случае ступени с системой одновременного опорожнения баков приводит к дополнительным осложнениям, поскольку система будет стремиться израсходовать в первые секунды работы избыточный запас горючего, сводя к нулю эффект такой коррекции при заправке. Чтобы этого не произошло, в счетно-решающее устройство системы опорожнения баков вводится корректировка, соответствующая избытку заправленного горючего.
|
|
|
|
Жигули
|
|
Ветеран |
|
Регистрация: 16.08.2014 Сообщения: 29343 Откуда: Тольятти Благодарил (а):
0 раз.
Поблагодарили:
384 раз.
|
Программное изменение соотношения компонентов топлива Во время активного участка полета второй ступени ракеты-носителя Saturn V производится 20%-ное ступенчатое изменение соотношения компонентов топлива, вызывающее соответственно уменьшение тяги и увеличение удельного импульса. При одинаковых заправках топлива характеристическая скорость ступени одинакова для полетов с постоянным соотношением компонентов топлива и программным изменением этого соотношения. Таким образом, улучшение характеристик при программном изменении соотношения компонентов достигается путем уменьшения потерь скорости, а не вследствие увеличения характеристической скорости. В основном, программное изменение соотношения компонентов уменьшает потери благодаря тому, что при этом топливо более быстро расходуется на начальном участке траектории и затраты энергии на подъем топлива в поле тяготения уменьшаются. Угол наклона траектории полета ракеты-носителя Saturn V на активном участке имеет вид экспоненциальной кривой (рис. 13.1). Эффект ступенчатого изменения соотношения компонентов топлива при полете по такой траектории не поддается простому наглядному объяснению, однако можно сказать, что большая тяга желательна, когда движение ракеты близко к вертикальному, а большой удельный импульс желателен при движении ракеты, близком к горизонтальному. Рассмотрим пример, позволяющий показать, почему оптимальное значение удельного импульса сильно зависит от угла наклона траектории полета.
Рис. 13.1. Программа изменения угла наклона траектории полета ракеты-носителя Saturn V
|
|
|
|
Жигули
|
|
Ветеран |
|
Регистрация: 16.08.2014 Сообщения: 29343 Откуда: Тольятти Благодарил (а):
0 раз.
Поблагодарили:
384 раз.
|
Полет с постоянным углом наклона траектории Рассматривая движение ракеты по траектории с постоянным углом наклона в постоянном гравитационном поле, предположим, что тяга, расход топлива и удельный импульс являются линейными ограниченными функциями соотношения компонентов топлива, причем тяга и расход топлива – возрастающие функции, а удельный импульс – убывающая функция. Задача сводится к выбору такого соотношения компонентов топлива, при котором ракета в конце активного участка будет иметь максимальную скорость. Если предположить, что потери на управление и преодоление силы аэродинамического сопротивления пренебрежимо малы, а удельный импульс постоянен, то скорость в конце активного участка полета ракеты может быть определена по формуле
Поскольку g0 и ? постоянные величины, уравнение можно проинтегрировать
Для второй ступени ракеты-носителя Saturn V можно установить, что меньший удельный импульс обеспечивает максимум конечной скорости в случае вертикального полета, так как большая тяга и меньшая продолжительность активного участка позволяют уменьшить гравитационные потери, но при горизонтальном полете член, характеризующий гравитационные потери, равен нулю, независимо от времени работы двигателей, и в этом случае желателен более высокий удельный импульс. Таким образом для какого-то промежуточного значения угла ? между 0 и 90° скорость в конце активного участка не зависит от величины удельного имлульса. Это значение можно определить по формуле граничные значения линейных функций удельного импульса и секундного расхода.
Для второй ступени ракеты-носителя Saturn V по уравнению (13;5) получим ?=3; таким образом, если угол наклона траектории меньше 3°, то желательно иметь большой удельный импульс при меньшей тяге, а если ?>3° снижение удельного импульса при увеличении тяги позволяет увеличить полезную нагрузку.
|
|
|
|
Жигули
|
|
Ветеран |
|
Регистрация: 16.08.2014 Сообщения: 29343 Откуда: Тольятти Благодарил (а):
0 раз.
Поблагодарили:
384 раз.
|
Полет с переменным углом наклона траектории В практических случаях угол наклона траектории полета ракеты меняется со временем, и оптимальная величина удельного импульса не является постоянной для всего полета. Меньший удельный импульс при большей тяге выгоден на участке траектории, близком к вертикальному, затем при переходе к более пологому участку траектории целесообразно изменить соотношение компонентов топлива таким образом, чтобы обеспечить высокий удельный импульс. Однако требование достижения определенной высоты в конце активного участка усложняет анализ реального полета. В реальном полете управление ракетой, близкое к оптимальному, обеспечивает достижение заданной высоты в конце активного участка. Изменение расхода топлива в процессе полета в предположении постоянства удельного импульса и фиксированного времени работы двигательной установки не приводит к изменению характеристической скорости. Однако, если энерговооруженность выше и расход топлива больше на начальном этапе полета, то ракета будет двигаться с большим ускорением и, следовательно, высота полета в конце активного участка будет больше. Таким образом, если топливо выгорает быстрее при большей тяге на начальном этапе полета, то это приводит к увеличению высоты в конце активного участка. Но высота, большая по сравнению с расчетной, нежелательна, поэтому вектор скорости будет раньше приведен в горизонтальное положение. В результате соответственно снижаются потери на преодоление гравитационных сил и на управление.
|
|
|
|
Жигули
|
|
Ветеран |
|
Регистрация: 16.08.2014 Сообщения: 29343 Откуда: Тольятти Благодарил (а):
0 раз.
Поблагодарили:
384 раз.
|
Командный и служебный отсеки Командный отсек является центром управления полетом. Все члены экипажа в течение полета находятся в командном отсеке, за исключением этапа высадки на Луну. Командный отсек – единственная часть системы Saturn-Apollo, в которой экипаж возвращается на Землю после полета на Луну. Служебный отсек несет основную двигательную установку и системы обеспечения корабля Apollo.
Рис. 14.1. Космический корабль Apollo (а), компановка корабля Apollo на ракете-носителе Saturn V (б).
Рис. 14.2. Командный отсек корабля Apollo. Внутренняя оболочка гермокабины экипажа и тепловой экран.
Командный отсек корабля Apollo фирмы North American Rockwell (США) имеет форму конуса со сферическим основанием, диаметр основания 3920 мм, высота конуса 3430 мм, угол при вершине 60°, номинальный вес 5500 кг (рис. 14.2 и 14.3). Командный отсек имеет герметическую кабину с системой жизнеобеспечения экипажа, систему управления и навигации, систему радиосвязи, систему аварийного спасения и теплозащитный экран. Конструктивно командный отсек выполнен в виде двух оболочек. Внутренняя оболочка из алюминиевых сотовых профилированных панелей толщиной 20…38 мм, сварной конструкции – герметическая кабина экипажа со свободным объемом 6,1 м?; внешняя оболочка из профилированных сотовых панелей толщиной 15…63 мм, сваренных из листовой нержавеющей стали толщиной 0,2…1 мм. Внешняя оболочка, образующая тепловой барьер, защищающий гермокабину экипажа, состоит из трех частей: переднего экрана, экрана гермокабины и заднего экрана, крепящихся к гермокабине двутавровыми силовыми элементами из стекловолокна, изолирующими гермокабину от теплопроводности и температурных напряжений. Дополнительная теплоизоляция обеспечивается слоем стекловолокна между оболочками. 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
|
|
|
|
Жигули
|
|
Ветеран |
|
Регистрация: 16.08.2014 Сообщения: 29343 Откуда: Тольятти Благодарил (а):
0 раз.
Поблагодарили:
384 раз.
|
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.
|
|
|
|
|
|