Пилотируемые полеты на Луну
Шрифт:
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
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.
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
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.
4
Fв/Fг = площадь выходного сечения сопла / площадь горла сопла.
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.