Пилотируемые полеты на Луну - страница 26

После обширной программы наземных испытаний в Уайт-Сэндз, шт. Нью-Мексико, включавшей проверку работы двигательных установок на всех ожидаемых режимах работы, в барокамере на экспериментальном образце корабля Apollo, был начат этап космических летных испытаний. На этом этапе были решены следующие задачи: отработка двигательных установок в беспилотном полете (Apollo-5), отработка двигательных установок в пилотируемом полете по геоцентрической орбите (Apollo-9), отработка двигательных установок в пилотируемом полете по окололунной орбите (Apollo-10). Apollo-5 и Apollo-9 были оборудованы контрольно-измерительной аппаратурой, используемой только на этапе летных испытаний конструкции (аппаратура «ЛИ»), и аппаратурой с кодово-импульсной модуляцией (аппаратура «КИМ»), которая соответствовала штатному составу измерений и устанавливалась на все последующие летные экземпляры кораблей Apollo. Информация аппаратуры «КИМ» передавалась на Землю в реальном масштабе времени для того, чтобы контролировать характеристики космического аппарата в процессе полета. Телеметрическая информация с аппаратуры «ЛИ» для оценки систем была доступной после полета. Сочетание контрольно-измерительной аппаратуры «КИМ» и «ЛИ» на первых аппаратах обеспечило преемственность между летными и наземными испытаниями, а также оказалось полезным в отношении анализа полетных ненормальностей. На рис. 16.1 и 16.2 приведены схемы двигательных установок посадочной и взлетной ступеней Apollo с контрольными приборами.

Рис. 16.1. Схема контрольно-измерительной аппаратуры двигательной установки посадочной ступени лунного корабля.

Двигательная установка посадочной ступени лунного корабля дважды запускалась в полете Apollo-10. Первый запуск – переход на траекторию спуска, второй запуск – фазирование орбиты.

Работа двигательной установки посадочной ступени протекала следующим образом. Давление в баке со сверхкритическим гелием перед стартом возрастало со скоростью 0,539 ат/ч. Средний темп роста давления во время полета в условиях невесомости перед первым запуском составлял 0,414 ат/ч. Такое снижение скорости роста давления привело к более низкому давлению в бачке с гелием в момент повторного запуска двигателя по сравнению с ожидавшимся уровнем.

Рис. 16.2. Схема контрольно-измерительной аппаратуры двигательной установки взлетной ступени лунного корабля.

Эффект растворимости гелия в компонентах топлива снижает давление в газовых подушках топливных баков. Растворимость гелия в окислителе приблизительно в 5 раз больше, чем в горючем, поэтому давление в баках окислителя снижается сильнее, чем в баках горючего. Давления наддува баков в полете были получены по датчикам на входе в двигатель (GQ3611P и GQ4111P). Величины давлений по этим датчикам в предстартовых условиях отличаются от давлений в газовых подушках топливных баков на величину гидростатического подпора компонентов. Этого гидростатического подпора нет при полете в условиях невесомости. 13 мая 1969 г. баки горючего были наддуты до 13,59 ата при 22,3°С. В день пуска, 18 мая, давление в баках понизилось до 13,22 ата при 22,8°С, что указывает на некоторое растворение гелия в течение 5 сут стоянки ракеты на пусковом столе. Первые полетные данные были получены во время проверки лунного корабля на 83-м ч полета; давление составило 10,77 ата при 21,2°С. Через 13 ч эти величины почти не изменились (10,70 ата при 21,0°C), что указывает на достижение состояния, близкого к полному насыщению.

По давлениям на входе в двигатель и в камере сгорания был рассчитан расход компонентов топлива. Расход горючего при полной тяге отличался от расчетных значений на ?1%, – расход окислителя на ?0,5%.

Тяга рассчитывалась двумя методами. По первому методу использовались данные предполетных испытаний двигателя и регистрируемое в полете давление в камере сгорания: