Пилотируемые полеты на Луну

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.

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.

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.