Пилотируемые полеты на Луну

В дополнение к основным функциям, в случае преждевременного выключения ЖРД двигательной установки взлетной ступени, РСУ лунного корабля может сообщить взлетной ступени дополнительную скорость, необходимую для выхода на траекторию ИСЛ.

Для выполнения всех функций и с целью увеличения надежности РСУ лунного корабля выполнена в виде двух идентичных и самостоятельных систем А и В (рис. 21.3, 21.4).

Рис. 21.3. Компановка топливной системы реактивного управления лунного корабля на взлетной ступени.

Каждая из систем А и В имеет по 8 ЖРД, самостоятельную систему наддува баков и подачи топлива. Все ЖРД РСУ лунного корабля соединены по 4 ЖРД в четырех блоках, равномерно размещенных по периферии взлетной ступени. Два ЖРД в каждом блоке расположены параллельно оси Х и 2 ЖРД в плоскости, перпендикулярной оси X.

Два ЖРД каждого блока нормально обеспечиваются топливом из системы А, другие 2 из системы В. Нормально обе системы работают одновременно, но каждая из систем может обеспечить управление лунным кораблем. Промежуточная линия с клапанами, соединяющая системы А и В, и линия, соединяющая топливную систему ЖРД взлетной ступени и РСУ, обеспечивают максимальную гибкость РСУ лунного корабля.

РСУ лунного корабля работают на 3-компонентном топливе, в качестве окислителя используется N2O4 и в качестве горючего 50% смесь несимметричного диметилгидразина с гидразином. В топливных баках РСУ лунного корабля содержится 264 кг расходуемого топлива, кроме этого, в нормальных условиях полета РСУ лунного корабля расходует 82 кг топлива двигательной установки взлетной ступени.

Рис. 21.4. Схема топливной системы реактивного управления лунного корабля.

Многие агрегаты РСУ лунного корабля, регуляторы давления, обратные клапаны, предохранительные клапаны, гелиевый бак и топливные баки, по конструкции и действию подобны агрегатам РСУ служебного отсека.

Гелиевый бак заполняется гелием под давлением 210 кг/см? (рис. 21.4), В магистрали подачи гелия установлены изолирующие пиротехнические клапаны, герметизирующие гелий под высоким давлением до активизации системы. Поток гелия, пройдя фильтры, последовательные регуляторы давления, последовательно-параллельные обратные клапаны, поступает в топливные баки, работающие так же, как топливные баки РСУ служебного отсека. Изолирующие клапаны в линии подачи топлива на выходе из баков, 2-ходовые соленоидного типа с магнитными замками, удерживающими клапан в открытом и закрытом положении, имеют индикаторы положения клапана. Такие же клапаны установлены в линии, соединяющей системы А и В, и в линии, соединяющей РСУ с топливной системой ЖРД посадочной ступени. В условиях нормального полета топливо из баков доходит до изолирующего клапана.

После активации системы изолирующие клапаны открыты и топливо доходит до клапанов ЖРД. Если ЖРД отказывает, клапаны в линиях окислителя и горючего, изолирующие блок, закрываются и выключают 2 ЖРД этого блока. Клапаны в линиях, соединяющих системы А и В, при нормальных условиях полета закрыты; если нарушается работа одной из систем, клапаны открываются и ЖРД обеих систем могут работать, используя топливо противоположных систем.

Когда РСУ лунного корабля питается топливом двигательной установки ЖРД взлетной ступени, главный изолирующий клапан закрыт, но перед выключением ЖРД взлетной ступени в соединительной магистрали клапан закрывается, а главный изолирующий клапан открывается. Эта операция критическая по времени и осуществляется таким образом, чтобы избежать образования газовых гелиевых пробок в трубопроводах РСУ лунного корабля.

Реактивная система управления командного отсека

РСУ командного отсека выдает импульсы, необходимые для управления ориентацией командного отсека при входе в атмосферу Земли на этапе от момента отделения командного отсека от служебного до начала раскрытия парашютной системы. Кроме номинального режима полета РСУ командного отсека осуществляет управление на всех режимах аварийного возвращения командного отсека.

РСУ командного отсека состоит из двух независимых систем А и В. Каждая из систем А и В имеет по 6 ЖРД абляционного охлаждения, самостоятельную систему наддува баков и подачи топлива. Все оборудование РСУ командного отсека расположено под герметической кабиной экипажа в задней части командного отсека. В нормальных условиях полета обе системы А и В работают одновременно, однако, каждая система может обеспечить все управление командным отсеком (рис. 21.5).

Рис. 21.5. Схема топливной системы реактивного управления командного отсека.