Пилотируемые полеты на Луну - страница 29
9. Renman R. E., Mendelsohn A. R. Lunar module thermal control and life support systems for Apollo applications. SAE Preprints, 1969, № 625, ЭИ АиР, 1970, № 21; РЖ, 1970, 6.41.93
10. Long L. L., Hammitt R. L. Meteoroid performaition effects on space cabin design. AIAA Paper № 69—365. РЖ, 1970, 2.41.217
11. Mc Allum W. E. Development of meteoroid protection for extravehicular activity space suits. AIAA Paper № 69—366, ЭИ АиР 1969 № 46; РЖ, 1970, 2.41.124
12. Hеlvеу W. М., Jagоw R. B., Smith J. М. Life support requirements for the second decade of manned space flight IAF Papers a., N B134, ЭИ АиР, 1969, № 22; РЖ, 1969, 6.41.111
13. Сour—Palais Burton G. Meleorolid protection by multiwall structures. AIAA Paper N 69—372 ЭИ АиР, 1969, № 46; РЖ, 1970. 1.41.146
14. Drenning С. К., Stechman R. С. Determination of tailoff impulse and tailoff repeatability for small rocket engines. AIAA Paper, № 70—674, ЭИ АиР, 1970, № 41; РЖ, 1970, 11.41.125
15. Мorea S. F., Adams W. R., Arnett C. D. America's Lunar roving vehicle. AIAA Paper № 71—847
16. Smith W. W., Nyberg D. G., Wilson W. W., Hood J. F. Development and design aspects of a 5—pound thrust RCS rocket engine module. AIAA Paper N 70-654, ЭИ АиР, 1970, № 45; РЖ 1970,
17. Africanо R. С., Logedon Т, S. Optimization Saturn V. AIAA Paper №69—451
18. Lee В. James. Apollo status reports. Saturn V launch vehicle. AIAA Paper N 69—1094
19. Мullen С. R., Bender R. L. Saturn V/S-IC stage model and flight test base thermal environment. AIAA Paper N 69—318
20. George М. Low. Apollo spacecraft. AIAA Paper N 69—1095
21. Hellmann R., Conovar М., Morrison E., Neilson J. Lunar module thermal—vacuum simulation utilizing confonnal heater thermal control. AIAA Paper N 69—312
22. Graves D. L., Glynn P. C. A technique for analyzing latching dynamics and loads induced during spacecraft docking. AIAA Paper N 70—21
23. Pragenau J. L. Stability analysis of Apollo-Saturn V propulsion and structure feedback loop. AIAA Paper N 69—877
24 Noгris J. D Apollo propulsion system performance evalution. AIAA Paper N 68—586; ЭИ АиР, 1968, №. 44.
25. Flight event sequence. Speceflight v. 13, № 2, 1971
26. Saturn V. Spaceflight v. 13, № 1, 1971
Глава II
Системы управления корабля Apollo
2.1. Реактивная система управления корабля Apollo. Общая характеристика системы управления
Все 3 отсека корабля Apollo – командный отсек, служебный отсек и лунный корабль – имеют самостоятельные реактивные системы управления (рис. 21.1).
Рис. 21.1. Корабль Apollo: 1 – лунный корабль; 2 – служебный отсек; 3 – командный отсек; 4 – реактивная система управлений лунного корабля; 5 – посадочный ЖРД
РСУ корабля Apollo имеет 44 специальных ЖРД. На всех отсеках корабля Apollo РСУ импульсного типа работают на системах подачи топлива под давлением, с 2-компонентным самовоспламеняющимся топливом. Полный импульс, создаваемый ЖРД РСУ при одном включении, может быть в пределах от 0,4 до 25 000 кг. сек. Некоторые ЖРД РСУ в процессе полета могут включаться до 10 000 раз. РСУ обеспечивает управление кораблем Apollo на всех этапах полета.
РСУ служебного отсека управляет кораблем после его отделения от ступени S-IVB, на траектории полета Земля-Луна, при выходе на орбиту ИСЛ, после отделения лунного корабля управляет основным блоком (командный и служебный отсеки) на орбите ИСЛ и на траектории возвращения основного блока к Земле.
РСУ лунного корабля осуществляет управление при посадке на Луну, при взлете второй ступени лунного корабля с Луны, во время встречи и стыковки с основным блоком.
РСУ командного отсека управляет в процессе входа в атмосферу после отделения командного отсека от служебного. РСУ служебного отсека и лунного корабля кроме управления ориентацией могут осуществлять поступательные перемещения по всем трем осям. РСУ командного отсека управляет только ориентацией. РСУ могут работать на автоматическом режиме от цифрового автопилота (ЦАП) или на режиме ручного управления астронавтом.
Реактивная система управления служебного отсека
РСУ служебного отсека управляет ориентацией и поступательным перемещением с момента выхода корабля на траекторию полета к Луне до разделения командного и служебного отсеков. ЖРД РСУ служебного отсека могут работать в импульсном или непрерывном режиме. При импульсном режиме последовательно выдаваемый ЖРД минимальный импульс равен 0,18 кг·сек. Одновременно один ЖРД может быть включен на сравнительно продолжительный режим постоянной тяги, а остальные могут работать в импульсном режиме управления ориентацией.
