Были ли американцы на Луне? Опрос

Система аварийного спасения фирмы North American Rockwell (США)
Если возникнет аварийная ситуация при старте ракеты-носителя Saturn V или потребуется прекратить полет в процессе выведения корабля Apollo на орбиту ИСЗ, спасение экипажа осуществляется отделением командного отсека от ракеты-носителя с последующей посадкой его на Землю на парашютах.
Система аварийного отделения командного отсека состоит из титановой фермы, на которой укреплено 3 пороховых ракетных двигателя, один для отделения командного отсека от ракеты-носителя, другой для управления ориентацией в плоскости тангажа и третий для отделения фермы системы аварийного спасения от командного отсека (рис. 14.5).
Системы аварийного спасения снабжена двумя аэродинамическими поверхностями длиной 0,61 м и шириной 0,46 м, ориентирующими отделившийся командный отсек днищем по направлению полета.
Механизм системы отделения состоит из четырех пироболтов с двумя запальными устройствами в каждом.
Парашютная система посадки имеет 2 конических ленточных тормозных парашюта диаметром по 4,2 м, 3 ленточных парашюта диаметром по 2,2 м, 3 главных парашюта диаметром по 25,2 м.
Системы аварийного, спасения имеет 3 режима работы в диапазоне высот 0…9, 9…30 и 30…90 км. В случае возникновения аварийной ситуации на начальном этапе работы первой ступени, когда фактор времени имеет решающее значение, система спасения приводится в действие автоматически по сигналу системы обнаружения неисправностей. Такими ситуациями являются падение тяги у двух или более ЖРД первой ступени и большая угловая скорость ракеты-носителя (более 3 град/сек по тангажу и рысканию и более 20 град/сек по крену), появление которых обычно связано с серьезной неисправностью двигателей.
Во всех случаях последовательность срабатывания системы в течение первых нескольких секунд одинакова.
1. Включение системы спасения автоматически или вручную.
2. Отсечка топлива двигателей ракеты-носителя (только через 30 сек после старта).
3 Разделение командного и служебного отсеков.
4. Включение основного РДТТ и РДТТ управления ориентацией
5. Выпуск аэродинамических поверхностей через 11 сек после включения РДТТ.

Рис. 14.5. Основной блок с системой аварийного спасения.

Парашютная система начинает работать через 16 сек после включения системы спасения или на высоте 7320 м, если полет прекращен на высоте более 9 км.
При прекращении полета на высоте более 30 км после отсечки тяги основного РДТТ экипаж с помощью РСУ сообщает аппарату угловую скорость в плоскости тангажа, чтобы предотвратить возникновение нерасчетной балансировки и неблагоприятных перегрузок.
Основной РДТТ системы аварийного спасения фирмы Lockheed (США) имеет

Решающее влияние на траекторию полета командного отсека с системой аварийного спасения оказывает направление вектора тяги основного РДТТ относительно центра масс аппарата. РДТТ имеет 4 сопла, оси которых составляют угол 35° с осью аппарата. Вектор тяги составляет с осью аппарата угол 2,75°, который выверяется с точностью ±0,3° специальным оптическим устройством.
РДТТ отстрела системы аварийного спасения имеет максимальную тягу на уровне моря 14,6 т и продолжительность работы 1 сек. С помощью этого двигателя производится отделение аварийной системы и защитного конуса в нормальном полете и при аварийной ситуации перед началом работы парашютной системы. Сброс системы аварийного спасения от работающей ракеты-носителя обеспечивается наклоном вектора тяги РДТТ на 4° относительно оси аппарата, что достигается путем установки двух сопел разных размеров.

Система связи командного отсека обеспечивает:
· двухстороннюю микрофонную связь экипажа с Землей;
· передачу с борта корабля телеметрической информации и прием команд с Земли;
· прием с Земли и ретрансляцию на станции слежения закодированного шума на несущей частоте для определения курса и дальности корабля;
· передачу на Землю телевизионных изображений. Для этих целей на командном отсеке установлена унифицированная в S-диапазоне и две УКВ приемо-передающих радиостанции. Антенная система состоит из четырех малонаправленных антенн и одной остронаправленной. Последняя имеет 4 параболических излучателя диаметром по 80 см, смонтирована на служебном отсеке и поворачивается в рабочее положение после выхода корабля на траекторию полета к Луне.

Шиза какая-то уже ... пятьсот тридцатая стадия.
Жигуль, да плюнь ты уже. Это ж ненормально.
Поверь, со стороны это выглядит не очень ...

Аэродинамические характеристики командного отсека.Анализ аэродинамических характеристик командного отсека корабля Apollo был произведен по данным испытаний в аэродинамических трубах и по результатам космических летных испытаний командных отсеков.
В анализе принято, что траектории входа в атмосферу начинаются на высоте 120 км, и заканчиваются при достижении М=4. Зависимости параметров траектории от времени (рис. 14.6а;б) получены на основании данных систем управления и навигации, скорректированных с учетом всех известных ошибок и по возможности привязанных к показаниям наземных радиолокационных станций.
На начальном участке входа в атмосферу до торможения, соответствующего 0,05 g, аппарат не управляем по дальности из-за малого скоростного напора для создания аэродинамических сил и моментов, способных искривить траекторию. В последующем полете (кроме участка максимальной высоты рикошетирования) аэродинамическое качество существенно влияет на дальность полета.
Большинство летных данных, потребных для расчета аэродинамических характеристик при входе в атмосферу, определяются с помощью блока инерциальных измерений системы управления и навигации. Ускорения от внешних сил измеряются тремя импульсными интегрирующими маятниковыми акселерометрами; углы Эйлера, определяющие ориентацию платформы относительно аппарата, замеряются датчиками, установленными в карданных подвесах. Скоростной напор измеряется на заднем тепловом экране. Из-за трудностей радиосвязи все данные записываются на борту для последующей обработки после посадки.
Суммарный угол атаки рассчитывается по составляющим скорости аппарата относительно Земли в связанной системе координат, используя данные блока инерциальных измерний по углам Эйлера. Аэродинамическое качество определяется по значениям ускорений, получаемым в блоке инерциальных измерений, которые переводятся в скоростную систему координат. Величины ускорения по соответствующим осям пропорциональны подъемной силе и силе аэродинамического сопротивления.

Оценка точности. Для командных отсеков AS-202, Apollo-4 и Apollo-6 был проведен статистический анализ точности аэродинамических характеристик, в результате которого были определены среднеквадратичные отклонения параметров.
Большинство ошибок, возникающих в блоке инерциальных измерений, связано с погрешностями производства, предстартовой юстировкой гироплатформы и дрейфом гироскопов. Среднеквадратичное отклонение (1?) в измерении углов Эйлера приблизительно составляет ±3°.
Наибольшие ошибки в определении скоростного напора связаны с измерениями давления на заднем тепловом экране. Эти ошибки могут быть обусловлены несовершенством датчиков, неточностью калибровки и тепловыми эффектами.
Атмосферные ветры могут стать источником ошибок по всем аэродинамическим характеристикам на высоте меньше 30 км.
Ошибки определения массы аппарата возникают из-за неопределенности начального веса, массы уносимого абляционного покрытия и расхода топлива системой ориентации. В данном анализе среднеквадратичное отклонение по определению веса оценивается в 23 кг.

Летные данные. На рис. 14.7 представлены зависимости угла атаки от времени полета для командных отсеков AS-202, Apollo-4 и Apollo-6. Общая закономерность состоит в уменьшении угла атаки по времени. Отклонения от этой закономерности вызваны изменением скоростного напора и маневрами по крену.

Рис.14.6. Изменение параметров траектории входа в атмосферу командного отсека: а-изменение высоты по времени; б-изменение скорости по времени; в-изменение скоростного напора по времени

Риc. 14.7. Зависимость угла атаки от времени входа в атмосферу: 1 – испытания в аэроднамической трубе; а – Apollo-6; б – Арollо-4; в – AS-202.

Рис. 14.8. Зависимость аэродинамического качества от времени входа в атмосферу:
а – Apollo-6;
б – Apollo-4;
в – AS-202;
– – испытания в аэродинамической трубе.

Зависимости аэродинамического качества от времени полета приведены на рис. 14.8. На начальном участке входа в атмосферу не было получено надежных данных до торможения, соответствующего 0,05g. Разброс данных на этом участке объясняется отсутствием балансировки и работы ЖРД системы ориентации. Как видно из графиков, аэродинамическое качество увеличивается по времени по закону линейного характера.

это что СКОРО жигули полетят ?

Данные испытаний в аэродинамических трубах. На рис. 14.7 и 14.8 также представлены зависимости, полученные при испытаниях в аэродинамических трубах. Для более правильного сравнения с летными данными результаты этих испытаний были скорректированы путем согласования летных зависимостей угла атаки и числа Маха по времени с экспериментальными зависимостями аэродинамического качества от ? и М.
Анализ результатов испытаний в аэродинамических трубах и летных данных для командных отсеков Apollo показали, что большинство расхождений связано с различиями в величинах продольного момента, а следовательно, в балансировочных значениях угла атаки. Этот вывод подтверждается хорошей сходимостью скорректированных экспериментальных зависимостей с летными данными. Кроме того, результаты испытания в аэродинамических трубах показали, что для данного угла атаки аэродинамическое качество нечувствительно к источникам малых возмущений (выступы, зализы и другие малые изменения формы), что подтверждается результатами, представленными на рис. 14.9.

Рис. 14.9. Зависимость аэродинамического качества от угла атаки командного отсека.

Влияние сжимаемости. На рис. 14.10 показано изменение нормализованных балансировочных углов атаки и аэродинамического качества по числу Маха полета. Характер зависимостей не подтверждает распространенного убеждения, что влияние числа Маха на гиперзвуковое обтекание сильно затупленных тел пренебрежимо мало. Было предложено несколько объяснений этого явления, например влияние процесса абляции. Если это влияние значительно, то летные данные должны зависеть от удельного теплового потока, что, однако, не было обнаружено. Кроме того, послеполетные обмеры профиля теплового экрана показали, что изменения, вызванные уносом абляционного покрытия, слишком малы, чтобы вызвать значительные изменения аэродинамического качества.

Рис. 14.10. Изменение нормализованного баллансировочного угла атаки (а) и аэродинамического качества (б) по числу Маха полета

Изменение балансировочных углов атаки и аэродинамического качества, по-видимому, главным образом связано с влиянием реальных свойств газа. На основании экспериментов в аэродинамических трубах было установлено, что поле разреженного течения вблизи командного отсека может значительно повлиять на распределение давления по некоторой части заданного заднего экрана. Размеры зоны влияния зависят от отношения дистанции отсоединения скачка уплотнения к диаметру теплового экрана (?/d), которое является функцией отношения плотностей в невозмущенном потоке и за скачком уплотнения.

В полете с большой скоростью дистанция отсоединения скачка уплотнения существенно меньше, чем при обтекании в аэродинамических трубах из-за процессов ионизации и диссоциации в ударном слое. Зависимости нормализованного балансировочного угла атаки и аэродинамического качества от е приведены на рис. 14.11.

Рис. 14.11. Зависимость нормализованного баллансировочного угла атаки (а) и аэродинамического качества (б) от отношения плотностей в скачке уплотнения.

Влияние вязкости. На рис. 14.12 представлены зависимости нормализованного балансировочного угла атаки и аэродинамического качества от параметра вязкости,

где Re2,d; – число Рейнольда, подсчитанное по диаметру теплового экрана и параметрам течения за прямым скачком уплотнения. Существенное расхождение экспериментальных и летных данных по углу атаки в диапазоне

от 0,1 до 1,0 может быть вызвано влиянием вязкости, что, однако не вытекает из летных данных. Результаты, представленные на рис. 14.12, показывают отсутствие влияния вязкости на аэродинамическое качество.

Рис. 14.12. Зависимость нормализованного баллансировочного угла атаки (а) и аэродинамического качества (б) от параметра вязкости.

Служебный отсек корабля Apollo фирмы North American Pockwell (США) имеет форму цилиндра длиной 394,3 см и диаметром 391,4 см. С учетом длины сопла маршевого ЖРД, которое выходит наружу из корпуса, общая длина служебного отсека 791,6 см. От момента старта до входа в атмосферу служебный отсек жестко соединен с командным отсеком и образуют основной блок корабля Apollo. Перед входом в атмосферу командный отсек отделяется от служебного отсека.
Общий вес служебного отсека 23,3 т, в том числе 17,7 т топлива. В отсеке размещена маршевая двигательная установка с ЖРД фирмы Aerojet General (США), ЖРД системы реактивного управления фирмы Marquardt (США), топливные баки и агрегаты двигательных установок и энергетическая установка на водородо-кислородных топливных элементах.
Служебный отсек обеспечивает все маневры корабля на траектории полета к Луне, коррекцию траектории, выходи на орбиту ИСЛ, переход с орбиты ИСЛ на траекторию полета к Земле и коррекцию траектории возвращения.
Корпус отсека имеет слоистую конструкцию: соты из алюминиевого сплава между двумя листами алюминия. Корпус подкреплен двумя шпангоутами, связанными шестью стенками из алюминиевого сплава со специальной обработкой, которые воспринимают все основные нагрузки служебного отсека. В стенки корпуса вмонтированы трубки радиатора системы терморегулирования, по которым для отвода тепла циркулирует водяной раствор гликоля.
Регулирование температуры внешней поверхности корпуса служебного отсека обеспечивается соответствующей окраской: часть поверхности окрашена составом с высоким коэффициентом отражения, часть – составом с высоким коэффициентом поглощения. Донная часть корпуса покрыта теплозащитным экраном, предохраняющим оборудование отсека от нагрева выхлопными газами при работе маршевого двигателя.

Усовершенствование корабля Apollo

После аварии с космическим кораблем Apollo-13 NASA провел усовершенствование служебного отсека, заключавшееся в следующем.
1. Установлен дополнительный кислородный бак в секции № 1 служебного отсека. Это позволит астронавтам в случае аварии, подобной происшедшей с Apollo-13, не пользоваться при возвращении к Земле бортовыми системами лунного корабля. Кроме того установка дополнительного кислородного бака позволяет обойтись без вентиляторов, в цепи которых произошло короткое замыкание, вызвавшее взрыв кислородного бака на Ароllо-13.
2. В секции № 4 установлен дополнительный аварийный серебряно-цинковый аккумулятор емкостью 400 а·ч весом 61,2 кг. В случае выхода из строя топливных элементов емкости аккумулятора должно хватить для питания систем основного блока в течение 3 сут, требуемых для возвращения от Луны к Земле.
3. Установлена дополнительная канистра с питьевой водой емкостью 9 кг.
4. Кроме перечисленных дополнений по рекомендации аварийной комиссии заменена тефлоновая изоляция электропроводки к кислородным бакам, и проводка, находящаяся в контакте с кислородом, помещена в стальной кожух; вместо двух нагревателей по 75 вт установлено 3 по 50 вт питаемых от двух независимых электроцепей; в каждом кислородном баке дополнительно установлен датчик температуры; модифицированы термостаты, которые должны отключать нагреватели при температуре 27°C; измерители уровня из алюминия заменены измерителями из материала, не горящего в атмосфере кислорода; заменены все материалы в кислородных баках, могущие гореть в атмосфере кислорода, установлена бортовая система сигнализаций, предупреждающая экипаж об угрозе аварийной ситуации, подобно происшедшей на Apollo-13.
Установка дополнительного оборудования и изменения, внесенные в конструкцию, увеличили вес корабля Apollo на 227 кг; если на корабль дополнительно устанавливается луноход, весом 182 кг, то общий вес полезной нагрузки становится близким к предельному для энергетических возможностей ракеты-носителя Saturn V.

Лунный корабль

Лунный корабль фирмы Grumman Aircraft Engineering Corp. (США) имеет две ступени: посадочную и взлетную. Посадочная ступень, оборудованная самостоятельной двигательной установкой и шасси, используется для снижения лунного корабля с орбиты ИСЛ и мягкой посадки на лунную поверхность. Взлетная ступень с герметической кабиной для экипажа и самостоятельной двигательной установкой перевозит астронавтов с поверхности Луны на орбиту ИСЛ в командный отсек (рис. 14.13). Ступени соединены четырьмя взрывными болтами.

Ну и пускай ЛЕТЯТ.

Взлетная ступень имеет 3 основных отсека: отсек экипажа, центральный отсек и задний отсек оборудования (рис. 14.14). Герметизируются только отсек экипажа и центральный отсек, все остальные отсеки лунного корабля негерметизированы. Объем герметической кабины 6,7 м?, давление в кабине 0,337 кг/см?. Высота взлетной ступени 3,76 м, диаметр 4,3 м. Конструктивно взлетная ступень состоит из шести узлов: отсек экипажа, центральный отсек, задний отсек оборудования, связка крепления ЖРД, узел крепления антенн, и тепловой и микрометеорный экран. Цилиндрический отсек экипажа диаметром 2,35 м, длиной 1,07 м (объемом 4,6 м?) полумонококовой конструкции из хорошо сваривающихся алюминиевых сплавов марок 2219-Т8751, 2210-Т81, 2239-Т851, имеющих изотропные характеристики, предел прочности на растяжение 44,3 кг/мм?, предел текучести 35,1 кг/мм?, одинаковые во всех направлениях, минимальное удлинение 5%.
Два рабочих места для астронавтов оборудованы пультами управления и приборными досками, системой привязи астронавтов, двумя окнами переднего обзора, окном над головой для наблюдения за процессом стыковки, и телескопом в центре между астронавтами (рис. 14.13, 14.15 и 14.16).

Рис. 14.13. Лунный корабль.

Рис. 14.14. Взлетная ступень лунного корабля.

Рис. 14.15. Взлетная ступень лунного корабля. Внутренний вид правой половины.

Рис. 14.16. Взлетная ступень лунного корабля. Внутренний вид левой половины.

В передней стенке герметического отсека экипажа кроме двух треугольных окон переднего обзора имеется квадратный люк, открывающийся внутрь, рамером 0,81 x 0,81 м для выхода и входа экипажа. Внешняя полумонококовая конструкция вокруг герметических отсеков спроектирована так, что воспринимает все нагрузки взлетной ступени и изолирует кабину от напряжений. Отсек взлетного ЖРД образован двумя бимсами, проходящими под нижней палубой центрального отсека (рис. 14.17).

Рис.14.17. Монококовый каркас взлетной ступени лунного корабля и детали каркаса.
Туннельное кольцо, находящееся сверху взлетной ступени, соединяется со стыковочным кольцом командного отсека. Туннель диаметром 0,81 м проходит через центральный отсек взлетной ступени и используется для перехода экипажа из командного отсека в лунный корабль. Верхний люк туннеля взлетной ступени открывается внутрь и не может быть открыт при загерметизированной кабине и не состыкованной с командным отсеком.
Вся конструкция взлетной ступени окружена тепловым и микрометеорным защитным экраном из многослойного майлара, покрытого снаружи одним тонким слоем алюминия.

Посадочная ступень лунного корабля в виде крестообразной рамы из алюминиевого сплава несет на себе в центральном отсеке двигательную установку с посадочным ЖРД фирмы STL (рис. 14.18).
В четырех отсеках, образованных рамой вокруг центрального отсека, установлены топливные баки, кислородный бак, бак с водой, гелиевый бак, электронное оборудование, подсистема навигации и управления, посадочный радиолокатор и аккумуляторы.

Рис. 14.18. Рама посадочной ступени лунного корабля и детали рамы.

Четырехногое убирающееся шасси, установленное на посадочной ступени, поглощает энергию удара при посадке корабля на поверхность Луны разрушающимися сотовыми патронами, установленными в телескопических стойках ног шасси; дополнительно удар смягчается деформацией сотовых вкладышей в центрах посадочных пят. Каждая пята снабжена щупом, сигнализирующим экипажу момент выключения ЖРД при контакте с лунной поверхностью. Шасси находятся в сложенном состоянии до отделения лунного корабля от командного отсека; после отделения по команде экипажа лунного корабля пиропатроны перерезают чеки у каждой ноги и под действием пружин шасси выпускается и становится на замки. Так же как взлетная ступень, посадочная ступень окружена тепловым и микрометеорным защитным экраном из многослойного майлара и алюминия. Высота посадочной ступени 3,22 м, диаметр 4,3 м.
Весовые характеристики лунного корабля приведены в табл.5.
Таблица 5

Номинальный вес лунного корабля 14 710 кг. Конструктивная схема лунного корабля показана на рис 14.19. (см. вкладку в конце книги)

Электрическая система лунного корабля состоит из четырех серебряно-цинковых аккумуляторов по 400 а·ч, установленных на посадочной ступени, и двух аккумуляторов по 310 а·ч на взлетной ступени; на взлетной и посадочной ступенях по две электроцепи распределения энергии, соединительные коробки и реле, две шины постоянного тока и 2 дублируемых инвертора на 400 гц и 350 в·а. Если возникнет перегрузка (>2000 а), реле управления электроцепью автоматически выключают аккумулятор.
Установленные на взлетной ступени 2 контактора позволяют подключить любой аккумулятор к одной из шин или к обеим. Контроль мощности осуществляется коробкой соединительных реле. Перед разделением ступеней лунного корабля эти реле разрывают основной кабель между взлетной. и посадочной ступенями. Когда лунный корабль состыкован с командным отсеком, его источники электроэнергии могут обеспечить все потребители лунного корабля.

Система жизнеобеспечения состоит из блока регенерации и очистки атмосферы, систем подачи кислорода, регулирования давления в кабине и регулирования циркуляции воды, блока теплопередачи и кранов подразрядки кислородом и водой автономной ранцевой системы жизнеобеспечения астронавтов. Блок регенерации и очистки атмосферы имеет цепь охлаждения и вентиляции костюмов, уменьшение уровня окиси углерода, удаления запахов; циркуляционная система кабины обеспечивает вентиляцию атмосферы и регулирование давления в кабине. Сброс пара в космическое пространство из испарительной системы скафандров производится через испарительные патрубки.
Система подачи кислорода регулирует расход газообразного кислорода и поддержание давления в скафандрах и кабине. Система подачи кислорода посадочной ступени обеспечивает потребное количество кислорода в процессе посадки и пребывания на Луне; система подачи кислорода взлетной ступени рассчитана на обеспечение кислородом фазы взлета с Луны, встречи и стыковки с командным отсеком.
Вода для питья, охлаждения, тушения огня, приготовления пищи и пополнения водой автономной ранцевой системы жизнеобеспечения содержится в трех баках (подача осуществляется под давлением азота): один бак на 167 кг воды установлен на посадочной ступени и 2 бака с 47 кг воды каждый на взлетной ступени.
Блок теплопередачи имеет основной и дублирующий контуры, работающие на водном растворе гликоля. Основной контур обеспечивает регулирование температуры кислорода в кабине и скафандрах, а также регулирование температуры аккумуляторов и электронного оборудования, смонтированного на охлаждаемых панелях.
Если основной контур не работает, дублирующий контур охлаждает только электронное оборудование, а охлаждение скафандров обеспечивается испарительным водяным контуром. Избыток тепла сбрасывается испарением воды.
Система жизнеобеспечения астронавтов лунного корабля показана на рис. 14.20.

Система связи. На борту лунного корабля установлены 2 приемо-передатчика, работающие в S-диапазоне (1,55…5,2·10^6 кгц), 2 приемо-передатчика УКВ и соответствующие им антенны. Система осуществляет микрофонную связь, передачу и прием данных для определения траектории, передачу 270 телеметрических измерений, телевизионную передачу на Землю.
Микрофонная связь между лунным кораблем и наземными станциями ведется в S-диапазоне, между лунным кораблем и командным отсеком на УКВ.
На борту имеется 4-канальный магнитофон с отметкой времени и запасом ленты на 10 ч. Магнитофон с борта лунного корабля переносится в командный отсек и возвращается на Землю. [1—5, 9, 10, 13, 16.]

Рис. 14.20. Схема системы жизнеобеспечения астронавтов на лунном корабле. 1 – разъемы; 2 – клапан регулировки температуры в скафандрах; 3 – канистры с гидроокисью лития и активированного угля для поглощения углекислого газа; 4 – помпы прокачки гликоля; 5 – теплообменник и испаритель; 6 – сепараторы воды; 7 – теплообменник гликоль-кислород; 8 – клапаны ручной регулировки; 9 – блок помп прокачки гликоля; 10 – охлаждаемые пластины для монтажа электронного оборудования; 11 – испаритель гликоля; 12 – испаритель воды; 13 – испаритель фреона; 14 – бак с водой на посадочной ступени; 15 – 2 бака с водой на взлетной ступени; 16 – кран заправки водой автономной ранцевой системы жизнеобеспечения; 17 – теплообменник дублирующей системы; 18 – вентиляторы, обеспечивающие циркуляцию кислорода в кабине; 19 – кран заправки кислородом автономной ранцевой системы; 20 – баллон с гликолем; 21 – регулятор температуры в кабине; 22 – система управления и навигации; 23 – электронное оборудование резервной системы управления; 24 – клапан подачи кислорода для аварийного наддува кабины; 25 – подача кислорода из баллонов, установленных на посадочной ступени; 26 —подача кислорода из баллонов на взлетной ступени; 27 – в кабину и из кабины.

А если Жигуля забанить на пару недель, что будет с баней?

1.5. Двигательные установки корабля Apollo
Корабль Apollo имеет 3 главные двигательные установки: служебного отсека, посадочную и взлетную. Служебная двигательная установка используется для коррекции траектории полета к Луне, выхода на траекторию ИСЛ, выхода на траекторию возвращения к Земле и в аварийных ситуациях. Двигательная установка посадочной ступени обеспечивает сход лунного корабля с орбиты ИСЛ, торможение и мягкую посадку на Луну. Взлетная двигательная установка используется для старта с Луны взлетной ступени и вывода ее на траекторию ИСЛ. Расчетная продолжительность работы двигательных установок корабля приведена в табл. 6.
Таблица 6

В двигательных установках корабля Apollo применены ЖРД с абляционным охлаждением камер сгорания, работающие на самовоспламеняющихся компонентах топлива аэрозин-50 (несимметричный диметилгидразин и гидразин, 1:1) и четырехокись азота, подаваемых в двигатели из баков с помощью вытеснительной системы. Баки наддуваются газообразным гелием.
Веса и размеры главных составных частей двигательных установок корабля Apollo приведены в табл. 7.
Основные характеристики двигателей корабля Apollo даны в табл. 8.
Служебный отсек и схема топливной системы двигательной установки служебного отсека показаны на рис. 15.1 а, б.
Гелий под высоким давлением хранится в двух сферических баках и поступает в баки хранения топлива, пройдя электроклапаны, параллельно соединенные регуляторы, обратные клапаны и теплообменники. Топливо из баков хранения поступает в расходные баки и через теплообменники в двигатель. В линию питания двигателя окислителем поставлен расходный клапан для более эффективного использования топлива. Система измерения расхода топлива имеет датчики, расположенные в баках, указывающие остаток топлива и относительный расход горючего и окислителя, который регулируется вручную расходным клапаном.
Таблица 7

Таблица 8 [4]

Рис. 15.1 (а). Служебный отсек со служебной двигательной установкой.

Рис. 15.1 (б). Схема топливной системы двигательной установки служебного отсека.

Для обеспечения надежной работы систем двигательных установок корабля Apollo применялось резервирование таких элементов, как регуляторы, обратные клапаны, расходные клапаны, расходомеры. Эта идея резервирования видна и в схеме работы ЖРД служебного отсека (ряс. 15.2), в которой имеются параллельные шаровые клапаны, резервированные усилители. Азот под высоким давлением сообщает энергию усилителям, и в каждой из двух систем усилителей достаточно азота для 35 запусков ЖРД.

Рис. 15.2. Схема работы ЖРД служебного отсека

Тот же принцип резервирования применен в двигательных установках посадочной и взлетной ступеней лунного корабля, с некоторыми исключениями вследствие различных требований к этим трем двигательным установкам.
Топливные баки двигательной установки посадочной ступени наддуваются гелием, хранящимся в сверхкритическом состоянии (рис. 15.3). Теплообменники топливо-гелий и гелий-гелий подводят к гелию тепло, чтобы поддержать давление в гелиевом баке и поднять температуру расходуемого гелия, при которой он может быть испольтован более эффективно. Для хранения топлива используются 4 бака, попарно соединенные параллельно. Так же как в двигательной установке служебного отсека, применено резервирование деталей там, где это необходимо. Пироклапан с дублированным запалом изолирует гелиевый бак до тех пор, пока не начнет работать посадочная двигательная установка на орбите-ИСЛ. Пироклапаны, установленные за обратными клапанами, предохраняют систему наддува от испарившегося топлива до запуска ЖРД.

Рис. 15.3. Схема топливной системы двигательной установки посадочной ступени лунного корабля.

После посадки на Луну топливные баки дренажируются с помощью пироклапанов и соленоидных клапанов, и давление в баках не растет из-за теплоотдачи от ЖРД. Дренажирование должно контролироваться, чтобы исключить опасность для экипажа.
Последовательно-параллельные шаровые клапаны посадочного ЖРД (рис. 15.4) подобны описанным клапанам ЖРД служебного отсека, но усилители получают энергию от давления топлива вместо давления азота. В топливной линии к усилителям поставлены параллельно 2 клапана, изолирующих усилители от проникновения топлива.

Рис. 15.4. Схема ЖРД посадочной ступени лунного корабля.

На схеме показан инжектор переменного сечения для дросселирования тяги ЖРД.
Двигательная установка взлетной ступени (рис. 15.5) подобна двигательной установке служебного отсека. Гелий под высоким давлением хранится в двух баках. В системе используются соленоидные клапаны, последовательно-параллельные редукторы давления, обратные клапаны. Установлено только 2 топливных бака без расходомеров. Имеется датчик минимального уровня, сигнализирующий об остатке топлива на 10 сек.
Для изоляции гелиевых баков до начала работы ЖРД используются пироклапаны. Последовательно-параллельные электроклапаны ЖРД включаются и выключаются дублированными усилителями, получающими энергию от давления топлива.
В обеих системах (посадочной и взлетной) двигательных установок нет расходного клапана, но при холодной проливке подбираются диаметры отверстий шайб настройки, точно обеспечивающие расчетный состав смеси. [24, 27, 28.]

Рис. 15.5. Схема топливной системы двигательной установки взлетной ступени лунного корабля.