Пилотируемые полеты на Луну, стр. 10

Уменьшение потерь во время полета первой ступени

Расчет на вычислительной машине показывает, что применение программного изменения соотношения компонентов топлива на активном участке полета второй ступени приводит к значительному уменьшению гравитационных потерь на активном участке полета первой ступени. На первый взгляд это кажется парадоксальным. Но этот эффект объясняется особенностями применяемой на ракете-носителе Saturn V системы управления траекторией полета.

Принцип итерационного управления реализован лишь на верхних ступенях ракеты. На активном участке первой ступени ракета-носитель Saturn V летит по жестко заданной траектории, обеспечивающей минимальные аэродинамические нагрузки. Однако, оптимальность параметров жестко заданной траектории активного участка первой ступени связана с программой работы двигательной установки второй ступени. Высокая тяга на начальном этапе работы второй ступени позволяет выбрать более пологую траекторию на активном участке первой ступени, что приводит к значительному уменьшению гравитационных потерь во время полета ракеты с работающей первой ступенью.

Уточнение статистических оценок характеристик ракеты

Статистическая неопределенность характеристик ракеты-носителя приводит к уменьшению ее полезной нагрузки. Это объясняется тем, что последняя ступень ракеты-носителя должна иметь гарантированный запас топлива, достаточный для компенсации разброса характеристик всех ступеней ракеты-носителя. Гарантийный запас топлива на третьей ступени ракеты-носителя Saturn V в 1969 г. был принят равным 1 т. Наиболее значительные потери связаны с неопределенностью тяги и удельного импульса. В табл. 2 приводятся значения частных производных веса полезной нагрузки по тяге и удельному импульсу для всех трех ступеней ракеты-носителя Saturn V. Анализ летных испытаний позволил улучшить статистические оценки характеристик двигательных установок и уменьшить гарантийный запас. Уменьшение гарантийного запаса топлива на последней ступени на 1 кг примерно равноценно соответствующему увеличению веса полезной нагрузки. [17]

Таблица 2

Таблица 3

1.4. Космический корабль Apollo

Космический корабль Apollo состоит из командного и служебного отсеков, лунного корабля и системы аварийного спасения (рис. 14.1).

В табл. 4 приведены номинальный вес и размеры корабля Apollo.

Таблица 4

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

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.