Пилотируемые полеты на Луну
Шрифт:
Через 40 сек после запуска ЖРД J-2 бортовая ЭЦВМ переходит на режим итерационного управления. С этого момента управление полетом осуществляется по методу настраивающейся траектории.
Сигнал на выключение ЖРД J-2 подается в блок электрического управления двигателем, выключается соленоидный клапан управления подачей гелия, закрываются главные клапаны горючего и окислителя и клапан газогенератора, открывается перепускной кислородный клапан, и газогенератор и головка камеры сгорания продуваются кислородом.
Через 700 мсек после выключения ЖРД J-2 ступени S-II по сигналу селектора последовательности операций запускаются 2 РДТТ Thiokol TX-280, каждый
Отделение ступени S-II происходит на высоте H=186 км при скорости V=7 км/сек на дальности 1650 км; продолжая полет по баллистической траектории, ступень S-II через 11 мин после отделения падает в Атлантический океан на расстоянии 4250 км от места старта.
Последовательность операций при запуске ЖРД J-2 ступени S-IVB такая же, как при запуске J-2 ступени S-II, но продолжительность холодной проливки вместо 1 сек увеличивается до 3 сек. Для обеспечения повторного запуска ЖРД J-2 в начальной фазе работы двигателя пусковой бак вновь заполняется газообразным водородом, забираемым из трубопровода, подводящего горючее в камеру ЖРД. Через 8 сек после выхода на режим ЖРД J-2 по команде регулятора последовательности операций сбрасываются два отработанных блока РДТТ вместе с обтекателями и креплением.
Управление полетом ступени S-IVB осуществляется отклонением вектора тяги ЖРД J-2 по командам бортовой ЭЦВМ приборного отсека. Электронасос гадросистемы, управляющей отклонением ЖРД на кардане, начинает работать до старта ракеты и держит систему под давлением, в результате чего ось ЖРД удерживается ориентированной через центр масс аппарата. На активном участке траектории гидросистема управления вектором тяги отклоняет ЖРД на 7° в двух перпендикулярных направлениях.
Выключение ЖРД J-2 ступени S-IVB происходит по команде датчика скорости полета. Процесс выключения идентичен выключению J-2 ступени S-II.
Через 300 мсек после выключения ЖРД J-2 запускаются 2 ЖРД осадки топлива, развивающие тягу по 32 кг и работающие около 86 сек до начала вентиляции бака жидкого водорода. Вентиляционная магистраль начинается у редукционного клапана бака и заканчивается двумя соплами малой тяги, расположенными под 180° на обшивке приборного отсека и дающими тягу, регулируемую пневматическим блоком, от 20 до 3 кг. Система обеспечивает выброс массы, при котором не создается отрицательных ускорений и возмущений, приводящих к кавитации топлива в трубопроводах перед запуском J-2.
Управление ориентацией ступени S-IVB производится двумя блоками ЖРД, содержащими по 3 двигателя с тягами по 68 кг каждый, работающих в импульсном режиме с минимальным импульсом 70 мсек.
В каждом блоке установлены отдельные баки для горючего и окислителя и бак с газообразным гелием под высоким давлением для поддува топливных баков. Горючее CH3N2H3 стабильно при очень низких температурах и нечувствительно к ударам, окислитель N2O4.
Перед повторным выпуском ЖРД J-2 для вывода корабля Apollo на траекторию полета к Луне вся система подачи жидкого водорода, ТНА и двигатель должны быть охлаждены. Охлаждение осуществляется циркуляционной системой. По команде, поступающей из приборного отсека, открывается клапан
Двигатель выключается по сигналу бортовой ЭЦВМ, когда вектор начальной скорости полета на Луну достигнет требуемой величины.
Через 80 мин после выключения J-2 корабль Apollo отделяется от ступени S-IV В.
1.3. Оптимизация характеристик ракеты-носителя Saturn V
Детальное исследование динамики полета ракеты-носителя Saturn V, применение системы одновременного опорожнения баков, заправка излишка горючего, выбор формы траектории и программного соотношения изменения компонентов топлива в полете позволяют уменьшить потери, связанные с неполным использованием заправленного топлива, преодолением сил аэродинамического сопротивления и земного тяготения. Оптимизация характеристик ракеты-носителя Saturn V позволила увеличить ее полезную нагрузку на ~2000 кг.
Уменьшение неиспользуемых остатков топлива
В связи со статистической неопределенностью характеристик заправки топлива и летных характеристик ракеты прм выключении двигательной установки в баках остается часть горючего и окислителя. Неиспользуемые остатки топлива увеличивают инертный вес и снижают эффективность ракеты-носителя.
Применение системы одновременного опорожнения баков позволяет повысить эффективность ракеты на жидком топливе, так как такая система, регулируя соотношение компонентов топлива, обеспечивает одновременный расход всего горючего и всего окислителя. Другой метод состоит в заправке определенного излишка горючего и обеспечивает улучшение характеристик двигательных установок без применения сложных систем измерения и регулирования. Заправляемый в баки ступени излишек горючего определяется исходя из условия равенства предельно допустимых остатков окислителя и горючего при одинаковых вероятностях их появления. Заправка некоторого излишка горючего позволяет уменьшить средний вес неиспользуемых остатков топлива.
Заправка излишка горючего с целью максимизации полезной нагрузки
Заправка излишка горючего с целью минимизации неиспользуемых остатков топлива, очевидно, позволяет увеличить полезную нагрузку ракеты-носителя, однако она не обеспечивает получения максимально возможной полезной нагрузки. В некотором диапазоне уменьшение излишка заправленного горючего приводит к увеличению веса. Определение излишка заправляемого горючего представляет собой нелинейную вероятностную задачу.
Система опорожнения баков
Заправка излишка горючего дает значительный эффект, однако неиспользуемые остатки топлива могут быть дополнительно уменьшены с помощью системы одновременного опорожнения баков. Эта система измеряет уровень горючего и окислителя в полете и регулирует расходы так, чтобы оба компонента топлива были израсходованы одновременно. Система состоит из датчиков для измерения текущих уровней топлива в каждом баке, счетно-решающего устройства для определения условий одновременного опорожнения баков и дросселя, установленного на расходной магистрали и регулирующего соотношение компонентов.