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.
Время от момента старта, ч | Этапы полета | Двигательная установка | Время работы, сек | Тяга, % |
6,67 77 94 96 119 136 142,218 |
Коррекция траектории полета к Луне Выход на траекторию ИСЛ Изменение орбиты ИСЛ Снижение на Луну Взлет с Луны Выход на траекторию полета к Земле Коррекция траектории полета к Земле |
Служебная Служебная Посадочная Посадочная Взлетная Служебная Служебная |
2 запуска, 0 до 10 400 26 7 26 356 118 184 108 400 120 2 запуска 0 до 5 |
- - 10 Полный дроссель 10 Полный дроссель 55 55 до 25 25 - - - |
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 а, б.
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.
Служебная двигательная установка | Посадочная двигательная установка | Взлетная двигательная установка | |
Вес топлива, т Топливные баки Форма Количество Размер (длина), см Вес бака, кг ЖРД Вес, кг Длина, м Выходной диаметр сопла, м |
18,6 Цилиндрическая 4 391 93 368 389 2,49 2 144 20 |
8,15 Цилиндрическая 4 178 52,2 178 2,16 1,47 1 51,8 22 |
2,36 Сферическая 2 127 17,3 92 1,30 0,79 2 25,2 2,95 |
Служебный отсек | Посадочная ступень | Взлетная ступень | |
Фирма Тяга, кг Состав смеси (окислитель/горючее) Давление в камере, кг /см2 Ресурс, сек Топливо Охлаждение камеры и критического сечения сопла Охлаждение юбки сопла Управление вектором тяги |
Aerojet-General 9760 1,6 7 750 Горючее: аэрозин-50 Окислитель: четырехокись азота Абляционное Радиационное от F*в/Fг =6 до 62,5 Карданное |
TRW System 4760 до 476 1,6 7,7 до 0,7 910 Горючее: аэрозин-50 Окислитель: четырехокись азота Абляционное Радиационное от Fв/Fг =16 до 47,4 Карданное |
Bell Aerosystem 1590 1,6 8,4 600 Горючее: аэрозин-50 Окислитель: четырехокись азота Абляционное Радиационное от Fв/Fг =45,6 ЖРД реактивной системы управления |
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.
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.
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.
На схеме показан инжектор переменного сечения для дросселирования тяги ЖРД.
Двигательная установка взлетной ступени (рис. 15.5) подобна двигательной установке служебного отсека. Гелий под высоким давлением хранится в двух баках. В системе используются соленоидные клапаны, последовательно-параллельные редукторы давления, обратные клапаны. Установлено только 2 топливных бака без расходомеров. Имеется датчик минимального уровня, сигнализирующий об остатке топлива на 10 сек.
Для изоляции гелиевых баков до начала работы ЖРД используются пироклапаны. Последовательно-параллельные электроклапаны ЖРД включаются и выключаются дублированными усилителями, получающими энергию от давления топлива.
В обеих системах (посадочной и взлетной) двигательных установок нет расходного клапана, но при холодной проливке подбираются диаметры отверстий шайб настройки, точно обеспечивающие расчетный состав смеси. [24, 27, 28.]