Пилотируемые полеты на Луну
Шрифт:
Два ЖРД каждого блока нормально обеспечиваются топливом из системы А, другие 2 из системы В. Нормально обе системы работают одновременно, но каждая из систем может обеспечить управление лунным кораблем. Промежуточная линия с клапанами, соединяющая системы А и В, и линия, соединяющая топливную систему ЖРД взлетной ступени и РСУ, обеспечивают максимальную гибкость РСУ лунного корабля.
РСУ лунного корабля работают на 3-компонентном топливе, в качестве окислителя используется N2O4 и в качестве горючего 50% смесь несимметричного диметилгидразина с гидразином. В топливных баках РСУ лунного корабля содержится 264 кг расходуемого топлива, кроме этого, в нормальных условиях полета РСУ лунного корабля расходует 82 кг
Рис. 21.4. Схема топливной системы реактивного управления лунного корабля.
Многие агрегаты РСУ лунного корабля, регуляторы давления, обратные клапаны, предохранительные клапаны, гелиевый бак и топливные баки, по конструкции и действию подобны агрегатам РСУ служебного отсека.
Гелиевый бак заполняется гелием под давлением 210 кг/см? (рис. 21.4), В магистрали подачи гелия установлены изолирующие пиротехнические клапаны, герметизирующие гелий под высоким давлением до активизации системы. Поток гелия, пройдя фильтры, последовательные регуляторы давления, последовательно-параллельные обратные клапаны, поступает в топливные баки, работающие так же, как топливные баки РСУ служебного отсека. Изолирующие клапаны в линии подачи топлива на выходе из баков, 2-ходовые соленоидного типа с магнитными замками, удерживающими клапан в открытом и закрытом положении, имеют индикаторы положения клапана. Такие же клапаны установлены в линии, соединяющей системы А и В, и в линии, соединяющей РСУ с топливной системой ЖРД посадочной ступени. В условиях нормального полета топливо из баков доходит до изолирующего клапана.
После активации системы изолирующие клапаны открыты и топливо доходит до клапанов ЖРД. Если ЖРД отказывает, клапаны в линиях окислителя и горючего, изолирующие блок, закрываются и выключают 2 ЖРД этого блока. Клапаны в линиях, соединяющих системы А и В, при нормальных условиях полета закрыты; если нарушается работа одной из систем, клапаны открываются и ЖРД обеих систем могут работать, используя топливо противоположных систем.
Когда РСУ лунного корабля питается топливом двигательной установки ЖРД взлетной ступени, главный изолирующий клапан закрыт, но перед выключением ЖРД взлетной ступени в соединительной магистрали клапан закрывается, а главный изолирующий клапан открывается. Эта операция критическая по времени и осуществляется таким образом, чтобы избежать образования газовых гелиевых пробок в трубопроводах РСУ лунного корабля.
Реактивная система управления командного отсека
РСУ командного отсека выдает импульсы, необходимые для управления ориентацией командного отсека при входе в атмосферу Земли на этапе от момента отделения командного отсека от служебного до начала раскрытия парашютной системы. Кроме номинального режима полета РСУ командного отсека осуществляет управление на всех режимах аварийного возвращения командного отсека.
РСУ командного отсека состоит из двух независимых систем А и В. Каждая из систем А и В имеет по 6 ЖРД абляционного охлаждения, самостоятельную систему наддува баков и подачи топлива. Все оборудование РСУ командного отсека расположено под герметической кабиной экипажа в задней части командного отсека. В нормальных условиях полета обе системы А и В работают одновременно, однако, каждая система может обеспечить все управление командным отсеком (рис. 21.5).
Рис. 21.5. Схема топливной системы реактивного управления командного отсека.
Каждая
На выходе из гелиевого бака в линии подачи гелия установлено 2 изолирующих пироклапана, они закрыты до момента отделения командного отсека перед входом в атмосферу. После открытия пироклапанов гелий проходит регуляторы, снижающие давление до 20,8 кг/см? и поступает в газовую полость топливных баков, работающих так же, как баки РСУ служебного отсека. До активизации системы топливо в баках изолируется от ЖРД разрывными диафрагмами. После активизации системы (открытие пироклапанов, изолирующих гелий под высоким давлением) увеличивается давление,которое разрывает диафрагмы в топливных магистралях, и топливо поступает к клапанам ЖРД.
Чтобы обеспечить слив топлива и гелия из РСУ перед посадкой командного отсека, в системе имеются пиротехнические клапаны, соединяющие гелиевые магистрали системы А и В, пиротехнический перепускной клапан, открывающий доступ гелию внутрь камеры топливного бака для вытеснения остатков топлива, пиротехнические клапаны, соединяющие топливные магистрали системы А и В, пиротехнические клапаны, открывающие сливные отверстия из системы.
ЖРД РСУ командного отсека существенно отличаются от ЖРД РСУ служебного отсека.
ЖРД реактивной системы управления служебного отсека и лунного корабля
ЖРД РСУ служебного отсека и лунного корабля с тягой 45,5 кг импульсного типа, радиационного охлаждения, работающие на монометилгидразине или 50% смеси гидразина и несимметричного диметилгидразина в качестве горючего и N2O4 в качестве окислителя, квазиустановившееся давление в камере сгорания 7 кг/см?. Вес ЖРД 2,27 кг.
ЖРД состоит из двух частей – камеры сгорания с соплом, оканчивающимся сечением с отношением площадей 7:1, и удлинительного сопла (рис. 21.6). Камера сгорания, механически обработанная из молибденовой поковки с кварцевым покрытием, предохраняющим молибден от окисления.
Рис. 21.6. ЖРД реактивной системы управления служебного отсека и лунного корабля
Удлинительное сопло из кобальтового сплава с восемью кольцами жесткости по наружной поверхности. Инжектор из алюминиевого сплава и нержавеющей стали с отверстиями постоянного сечения. В конструкции ЖРД имеется воспламенительная предкамера, возбуждающая горение и сводящая к минимуму детонацию, так как сильные скачки давления могут разрушить ЖРД. Детонация гасится путем опережения впрыска горючего в камеру на несколько миллисекунд до окислителя.
Внутри предкамеры 2 отверстия для окислителя и горючего. При открытии инжекторных клапанов поток топлива по прямому каналу поступает в предкамеры и возбуждает горение, остальное топливо поступает к отверстиям, окружающим предкамеры.
Вследствие гидравлического запаздывания в инжекторе воспламенение этого топлива происходит на 3 мсек позднее, чем внутри предкамеры.
Топливные инжекторные клапаны должны быстро реагировать на электрические команды «открыто», «закрыто», и обеспечивать герметическое закрытие без просачивания топлива (рис. 21.7). Клапаны монтируются непосредственно на инжекторе, имеют соленоиды с отдельными электросистемами для автоматического и ручного управления.