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° С), 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 Ј1% ,-расход окислителя на Ј0,5%.
Тяга рассчитывалась двумя методами. По первому методу использовались данные предполетных испытаний двигателя и регистрируемое в полете давление в камере сгорания:
где φ=0,975 — коэффициент потерь; pк=7,474 ата—давление в камере сгорания; Кп= 1,7695—коэффициент тяги в пустоте; Fкр=350,0 см2—площадь критического сечения сопла. Рассчитанная величина тяги составила 4513 кг. Ожидаемая величина тяги составляла 4495 кг. Расхождение величины менее 0,5%.
Кроме того, тяга двигателя была вычислена с использованием уравнения движения космического корабля
а=3,170 м/сек2—среднее ускорение. Тяга, вычисленная по этому методу, составила 4480 кг.
Этот метод считается более точным, так как расход массы лунного корабля от момента старта до повторного запуска двигательной установки посадочной ступени составлял менее 1 % массы аппарата в момент старта.
Удельный импульс, рассчитанный по тяге и расходу топлива, составил 304,2 сек.
По уравнению
В табл. 9 приведены расчетные и фактические летные характеристики двигательной установки посадочной ступени.
| 13 | 26 | 40 | ||||
| 10 | 100 | 100 | ||||
| ожидаемая величина | величина по результатам летных испытаний | ожидаемая величина | величина по результатам летных испытаний | ожидаемая величина | величина по результатам летных испытаний | |
| 2 | 3 | 4 | 5 | 6 | 7 | |
| Давление гелия на выходе из блока регуляторов (GQ 3018P, GQ 3025P), ата Давление в бачке сверхкритичес- кого гелия (GQ 3435P), ата Давление горючего и окислителя на входе в двигатель (GQ 3611P, GQ 4111P), ата Температура горючего и окислителя (GQ 3718T, 19Т GQ 4218T, 19T), °С Давление в камере сгорания (GQ 651P), ата |
17,30 90,00 17,16 21,1 1,05 |
17,30 75,94 17,16 21,1 1,05 |
17,16 92,11 15,89 21,1 7,52 |
17,16 79,45 16,89 21,1 7,45 |
17,16 93,51 15,89 21,1 7,45 |
17,16 80,15 15,68 21,1 7,45 |
Двигательная установка взлетной ступени лунного корабля запускалась в полете Apollo-10 дважды. Первый запуск длился 15 сек. Продолжительность второго запуска (до выработки топлива) составила 213 сек, тяга 100%.
В основу расчета характеристик двигателя взлетной ступени были положены значения параметров, замеренные во время второго запуска.
Секундный расход рассчитывался путем определения количества топлива, израсходованного с момента начала запуска до обнажения датчиков полной выработки компонентов топлива. Соответствующие данные приведены в табл. 10.
Остаток топлива в баках в момент обнажения датчиков полной выработки компонентов топлива состоял из 18,55 кг горючего и 21,59 кг окислителя. Кроме того, дополнительный расход 10,02 кг окислителя вызван испарением и повышенным расходом его после выработки горючего. Рассчитанный секундный расход топлива составил 5,008 кг/сек по сравнению с ожидавшейся величиной 5,103 кг/сек.
| Горючее | Окислитель | |
| Заправляемое количество Расход при первом запуске Расход в двигателях реактивной системы управления Начальное количество к моменту второго запуска |
444,11 34,23 5,05 404,83 | 746,67 54,52 10,10 682,05 |
Сравнительные данные по измерениям давлений в двигательной установке взлетной ступени при наземных и летных испытаниях приведены в табл. 11.
| Результаты проверок и приемо-сда- точных испы- таний | Данные второго запуска двигательной установки в полете | ||||
| безрас- ходный режим | Расход | без- расход- ный режим | Расход | Поправка | |
| Давление на выходе из регуляторов, ата GP0018P GP0025P Давление на входе в двигатель, ата GP1501P (горючее) GP1503P (окислитель) Давление в камере сгорания, ата GР2010Р |
13,08 13,08 12,94 12,94 0 |
12,72 12,72 11,74 11,74 8,369 |
12,92 12,34 12,71 13,59 - |
12,72 12,16 11,53 12,52 8,430 |
0 0,56 0,07 -0,84 -0,061 |
Удельный импульс двигательной установки взлетной ступени лунного корабля в целом, т. е. с учетом расхода топлива двигателями РСУ рассчитывается по отношению
Из РСУ лишь двигатели, создававшие тягу в направлении X, параллельном направлению тяги основного двигателя, участвовали в создании приращения скорости лунного корабля, остальные двигатели РСУ работали сбалансированными парами.
Удельный импульс основной двигательной установки взлетной ступени лунного корабля рассчитывался по уравнению
ДУ и РСУ— секундный расход топлива для основной двигательной установки и всех двигателей РСУ соответственно, Jуд.РС —удельный импульс РСУ.
Вычисленный таким образом удельный импульс двигательной установки взлетной ступени лунного корабля составил 309,2 сек (ожидавшаяся величина 308,8 сек). Тяга двигателя была вычислена по формуле
=1547кгПредварительные расчеты дали величину тяги 1570 кг. Более низкая величина тяги в полете по сравнению с ожидавшейся величиной объясняется пониженным давлением на выходе из блока регуляторов системы наддува. Результаты летных испытаний двигательной установки взлетной ступени лунного корабля приведены в табл. 12.
| 40 | 200 | |||
| Ожидаемая величина | Величина по резуль- татам лет- ных испы- таний | Ожидаемая величина | Величина по резуль- татам лет- ных испы- таний | |
| Давление гелия в баллонах (GP0001P), (GP0002P), ата Температура баллонов с гелием (GP0201T, GP0202T), °С Давление гелия на выходе из блока регуляторов (GP0018P, GP0025P), ата Температура горючего и окислителя (GP0718T, GP1218T), °С Давление горючего и окислителя на входе в двигатель (GP1501P, GP1503P), ата Давление в камере сгорания (GP2010P), ата |
184,2 11,7 13,01 21,1 12,02 8,65 |
187,7 11,7 12,66 21,1 11,67 8,51 |
121,6 -14,4 13,01 21,1 12,02 8,68 |
127,3 -13,3 12,66 21,1 11,67 8,58 |
Двигательная установка включалась дважды в полете Apollo-11. Первый запуск, обеспечивший переход лунного корабля на траекторию снижения, производился над обратной стороной Луны. Второе включение (торможение при посадке) было произведено через 1 ч. Продолжительность работы двигательной установки составила при этом 756,6 сек.
Показания контрольно-измерительной аппаратуры. В основном датчики функционировали очень хорошо. Предельная разница в показаниях различных датчиков давления на выходе из блока регуляторов не превышала 0,18 ат. Во время торможения были зарегистрированы пульсации давления окислителя на входе в двигатель (размах колебаний до 4,71 ат). Пульсации давления в камере сгорания и давления горючего на входе в двигатель, а также изменения характеристик двигателя по результатам измерений не были обнаружены, что указывает на отсутствие в действительности пульсаций в линии окислителя. Такого рода пульсации наблюдались при наземных испытаниях, когда слабые колебания усиливались резонансом полости в узле установки датчика давления. Узел установки датчика состоит из тройника, один из штуцеров которого заглушен, а другой подсоединен к датчику. Условия резонанса изменяются в зависимости от количества гелия, попавшего в тройник и степени дросселирования двигателя.
Работа системы наддува при спуске протекала следующим образом. Система сверхкритического гелия работала на номинальном режиме (рис. 16.3). Графики давления окислителя на входе в двигатель и давления в камере сгорания приведены на pис 16.4, где видны также обсуждавшиеся выше пульсации. На рис. 16.5 показано снижение давления в топливных баках, обусловленное растворимостью гелия в компонентах топлива.
Риc. 16.3. Изменение давления в гелиевом баке двигательной
установки взлетной ступени лунного корабля Apollo-11.
Работа системы контроля количества топлива на протяжении всего полета соответствовала расчетам. Ожидаемые величины и результаты телеметрии приведены на рис. 16.6. Эти данные показывают, что измеряемые в обоих баках количества окислителя расходятся к концу второго запуска. Датчик полной выработки компонентов топлива сработал на 685 сек после зажигания (за 71 сек до подачи команды на выключение двигателя и за 116 сек до расчетного момента полной выработки компонентов).
Рис. 16.4. Пульсации давления в камере ЖРД и давления
окислителя на входе в ЖРД посадочной ступени лунного
корабля Apollo-11
Рис. 16.5. Растворение гелия в горючем (а) и в окислителе (б) по
расчетным и экспериментальным данным для двигательной установки
посадочной ступени лунного корабля Apollo-11.
Рис. 16.6. Расход окислителя в
двигательной установке посадочной
ступени лунного корабля Apollo-11
После посадки лунного корабля на поверхность Луны для сброса давления из бачка с гелием и из топливных баков отработавшей двигательной установки посадочной ступени были открыты послепосадочные дренажные клапаны окислителя и горючего. Режим дренажа окислителя был номинальным. Дренаж горючего сопровождался неожиданным ростом давления горючего на входе в двигатель (рис. 16.7).
Дренаж гелиевого бачка одновременно с дренажем топливных баков привел к замораживанию горючего во внешнем теплообменнике. Наблюдавшийся неожиданно высокий рост давления горючего на входе в двигатель был вызван термическим расширением горючего в замкнутом объеме между замерзшим теплообменником и отсечными клапанами за счет теплоподвода от камеры сгорания. Для следующих полетов было решено не производить дренаж бачка со сверхкритическим гелием до взлета с Луны. Это достигается закрытием запорных гелиевых клапанов.
Рис. 16.7. Дренаж топливных баков
двигательной установки посадочной
ступени после посадки Apollo-11 на
Луну.
| 13 | 26 | 383 | 507 | |||||
| 10 | 100 | 100 | 58 | |||||
| Ожидаемая величина | Величина по результатам летных испы- таний | Ожидаемая величина | Величина по результатам летных испы- таний | Ожидаемая величина | Величина по результатам летных испы- таний | Ожидаемая величина | Величина по результатам летных испы- таний | |
| Давление гелия на выходе из блока регуляторов (GQ3018P), ата Давление гелия на выходе из блока регуляторов (GQ3025P), ата Давление в бачке сверхкритичес- кого гелия (GQ3435P), ата Давление горючего и окислителя на входе в двига- тель (GQ3611P, GQ 211P), ата Температура горю- чего и окислите- ля (GQ3718T, 19Т, GQ4218T, 19Т) °С Давление в каме- ре сгорания (GQ6510P), ата |
17,23 17,23 99,8 16,87 21,1 0,95 |
17,16 17,01 83,0 16,59 20,2 0,95 |
17,16 17,16 103,4 15,66 21,1 7,38 |
17,16 16,94 85,8 15,40 20,2 7,45 |
17,16 17,16 60,5 15,66 21,1 7,00 |
17,16 16,94 58,4 15,40 20,2 7,17 |
17,16 17,15 47,8 16,38 21,1 4,32 |
17,16 17,01 45,7 16,28 20,2 4,29 |
| 200 | 507 | |||
| 100 | 58 | |||
| ожидаемая величина | величина по резуль- татам лет- ных испы- таний | ожидаемая величина | величина по резуль- татам лет- ных испы- таний | |
| Суммарный расход компонентов топлива, кг/сек Тяга двигателя, кг Удельный импульс, сек |
14,787 4479 302,4 |
14,923 4500 301,98 |
9,253 2793 300,1 |
8,891 2662 299,9 |
В табл. 13 и 14 приводятся ожидаемые и летные характеристики двигательной установки посадочной ступени лунного корабля Appollo-11.
Двигатель осуществил старт с посадочной ступени и вывел взлетную ступень на окололунную орбиту. Все давления и температуры были номинальными. ЖРД работал на полной тяге 237 сек. На рис. 16.8 показано давление гелия в баллонах системы наддува.
Рис. 16.8. Давление гелия в баллонах двигательной
установки взлетной ступени лунного корабля Apollo-11
В табл. 15 и 16 даются расчетные и измеренные в полете характеристики двигательной установки взлетной ступени лунного корабля Apollo-11.
| 200 | ||
| ожидаемая величина | величина по результатам летных испытаний | |
| Суммарный расход компонен- тов топлива, кг/сек Тяга двигателя, кг Удельный импульс, сек | 5,048 1561 309,18 | 5,048 1564 310,5 |
| 40 | 360 | |||
| ожидаемая величина | величина по резуль- татам лет- ных испы- таний | ожидаемая величина | величина по резуль- татам лет- ных испы- таний | |
| Давление гелия в баллонах (GP0001P, GP0002P), ата (GP0201T, GP0202T), °С ка регуляторов (GP0018P, GP0025P), ата на входе в двигатель (GP1501P, GP1403P), ата (GP2010P), ата |
191,2 12,8 12,87 21,7 11,99 8,58 |
191,2 12,2 12,96 21,1 11,95 8,58 |
77,3 -35,6 12,73 21,1 11,74 8,44 |
76,3 -37,2 12,91 21,1 11,78 8,51 |
1. The Apollo spacecraft. Space World, 1969, № F-3 (ЭИ АиР, 1969, № 32)
2. Apollo lunar module. Spaceilight, 1969, 11, № 6, (ЭИ АиР, 1969, №38)
3. Mc Carthy J. F., Dodds J. I., Crowder R. S. Development of the Apollo launch escape system. J. Spacecraft and Rockets, 1968, 5, № 8, ЭИ АиР, 1969, № 1; РЖ, 1969, 3.41.156
4. Ryan R. S., Kiefling Z. A., Buchanan H. J., J.arvinen W. A. Simulation of Saturn V S-II stage propellant feeding dynamics. AIAA Paper № 70—626, ЭИ АиР, 1970, № 39; РЖ, 1970, 11.41.214
5. Тawil М. N., Caloger P. The use of multilayer insulation on the LM vehicle. AIAA Paper № 69—609, (ЭИ АиР, 1970, № 7)
6. Strickland Z. Lunar rover-ready for Moon drive. Aviat. Week and Space Technol., 1971, 94, № 21. ЭИ АиР, 1971, № 40; РЖ 1971, 11.41.257
7. Davisson J. С., Мс.Harris J. A. S-IVB restart chilldown experience. AIAA Paper № 70—672, (ЭИ АиР, 1970, № 42).
8. Sandford J. W., Магtin J. E., The Saturn V for the «70 s» SAE Preprints, 1969, № 715, (ЭИ АиР, 1970, № 21)
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—45118. 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
назад