Пилотируемые полеты на Луну
Шрифт:
При испытаниях, имитирующих полет, Saturn V и корабль Apollo должны удовлетворять всем предъявляемым требованиям нормального полета и аварийных ситуаций.
На стартовой позиции
За 8—10 недель до старта Saturn V Apollo транспортируется на стартовую позицию. После соединения всех электроцепей, пневмокоммуникаций, топливных линий космической системы и передвижной стартовой платформы включается энергия и производится проверка всех коммуникаций. Одновременно проверяются бортовые и наземные радиосистемы.
Затем производятся испытания
Для окончательного испытания Saturn V Apollo перед стартом баки заправляются топливом и производится имитация предстартовой работы всех систем до момента включения ЖРД.
Однако, проверка работы экипаж – корабль осуществляется до заправки ракеты топливом.
Предстартовый отсчет времени и стартовые операции
Последний предстартовый отсчет времени начинается за 6 сут до старта, в это время выполняются все операции подготовки к полету.
Подстартовый отсчет содержит несколько пауз, чтобы избежать необходимости отсрочки полета, если обнаружатся аномалии в работе систем.
Перед началом окончательного отсчета в To -28 ч (38 ч 22 мин до старта) основное внимание уделяется проверке работы электромеханизмов и общей проверке космической системы.
Окончательный предстартовый отсчет начинается в To -28 ч, исключая паузы (To – момент старта).
Заправка топливом начинается с заливки жидкого кислорода. Баки перед заправкой охлаждаются. Вначале заправляется до 40% ступень S-II, затем заправляется до 100% S-IVB, дальше заправляется до 100% S-II, затем до 100% S-IC. Эта процедура позволяет убедиться в отсутствии утечки кислорода из бака ступени S-II до его полной заправки. Дальше заправляется жидкий водород в бак ступени S-II, затем в S-IVB. Общее время заправки ракеты криогенным топливом 4 ч 30 мин.
Когда все системы Saturn V Apollo подготовлены к полету, осуществляется переход на команду «зажигание в T0—190 сек» и Saturn V переводится на автоматику.
В момент времени To -8,9 сек в программный механизм приборного отсека посылается сигнал на зажигание ЖРД F-1 ступени S-IC.
Высоким давлением окислителя продувается газогенератор, кислородный клапан, камера сгорания и подается энергия на соленоидный клапан, управляющий стартом двигателя. Газогенератор запускается, газ поступает на турбину ТНА и через теплообменник в камеру расширения ЖРД. Обороты турбины увеличиваются, под возросшим давлением разрывается диафрагма, открывается топливный клапан и вслед за горючим в камеру сгорания входит гипергольная жидкость, которая, контактируя с окислителем, производит спонтанное воспламенение, и ЖРД начинает работать.
Возросшее давление в камере сгорания включает контактный переключатель, сигнализирующий, что двигатель работает нормально в момент времени To -1,6 сек. Из пяти ЖРД F-1 первым запускается центральный двигатель, затем по 2 периферийных ЖРД с интервалом 300 мсек.
Saturn V удерживается с работающими ЖРД в течение 5 сек, после восстановления полной тяги освобождаются 4 удерживающих рычага,
Через 1,7 сек после начала подъема ракеты, внешние ЖРД отклоняются, создают угол рыскания и увеличивают зазор, предотвращающий возможность контакта ракеты с башней. Этот маневр заканчивается на 10-й сек полета.
Аналоговая вычислительная машина, управляющая полетом, вырабатывает управляющие сигналы по крену и тангажу, выдает их в сервоприводы карданов ЖРД и выводит ракету на заданный азимут. Маневр по крену заканчивается на 31-й сек, а программа управления по тангажу продолжается до отделения ступени S-IC.
Центральный ЖРД F-1 выключается за 1/2 мин до окончания работы ступени S-IC, во избежание слишком большого ускорения. Периферийные ЖРД работают до тех пор, пока не израсходуется весь кислород или керосин. После команды на выключение периферийных ЖРД включаются 8 тормозных РДТТ, и ступень S-IC отделяется от S-II на высоте Н=67 км при скорости V >2,75 км/сек. Продолжая баллистический полет, S-IC поднимается до высоты 110 км и падает в Атлантический океан на расстоянии 680 км от места старта.
За 0,2 сек, до отделения S-IC селектор последовательности операций приборного отсека выдает команду на запуск восьми РДТТ, установленных на нижнем переходнике S-II для осадки топлива. Менее, чем через 1 сек после разделения ступеней подается команда на запуск ЖРД ступени S-II. Запуск ЖРД J-2 начинается с подачи энергии двум запальным свечам в газогенераторе и к воспламенителю в камере сгорания. Затем начинают работать 2 соленоидных клапана: один для регулировки подачи гелия, другой для управления процессом воспламенения. Гелий используется для поддержания в закрытом положении перепускных клапанов, обеспечивающих начальное охлаждение топливных магистралей, продувки каналов окислителя в днище головки двигателя и каналов окислителя в газогенераторе. После этого открываются основной клапан горючего и клапан подачи окислителя в воспламенитель камеры сгорания. Таким образом создается факел в центральной части форсуночной головки. Начальная раскрутка турбин осуществляется с помощью сжатого газообразного водорода, хранящегося в пусковом баке. Спустя 0,64 сек. с момента подачи сжатого водорода на турбину, клапан пускового бака закрывается и включается основной соленоид управления, который прекращает продувку гелием газогенератора и открывает клапан подачи окислителя. Двигатель выходит на номинальный режим и подача энергии на запальные свечи прекращается.
Пять ЖРД J-2 ступени S-II запускаются одновременно, и через 23 сек сбрасывается нижний переходник ступени S-II.
Далее экипаж вручную подает команду на зажигание РДТТ, сбрасывающего систему аварийного спасения (эта система связана только с кораблем и не управляется от ракеты-носителя).
Управляет полетом S-II бортовая ЭЦВМ приборного отсека, вырабатывающая сигналы сервоприводам карданов периферийных ЖРД.
Для управления тангажом ЖРД отклоняются на ±7° и для управления рысканием на ±10°; комбинированное отклонение позволяет произвести коррекцию ошибки по крену с угловой скоростью 8 град/сек.