Читать онлайн «Пилотируемые полеты на Луну». Страница 7

Через 300 мсек после выключения ЖРД J-2 запускаются 2 ЖРД осадки топлива, развивающие тягу по 32 кг и работающие около 86 сек до начала вентиляции бака жидкого водорода. Вентиляционная магистраль начинается у редукционного клапана бака и заканчивается двумя соплами малой тяги, расположенными под 180° на обшивке приборного отсека и дающими тягу, регулируемую пневматическим блоком, от 20 до 3 кг. Система обеспечивает выброс массы, при котором не создается отрицательных ускорений и возмущений, приводящих к кавитации топлива в трубопроводах перед запуском J-2.

Управление ориентацией ступени S-IVB производится двумя блоками ЖРД, содержащими по 3 двигателя с тягами по 68 кг каждый, работающих в импульсном режиме с минимальным импульсом 70 мсек.

В каждом блоке установлены отдельные баки для горючего и окислителя и бак с газообразным гелием под высоким давлением для поддува топливных баков. Горючее CH3N2H3 стабильно при очень низких температурах и нечувствительно к ударам, окислитель N2O4.

Перед повторным выпуском ЖРД J-2 для вывода корабля Apollo на траекторию полета к Луне вся система подачи жидкого водорода, ТНА и двигатель должны быть охлаждены. Охлаждение осуществляется циркуляционной системой. По команде, поступающей из приборного отсека, открывается клапан системы охлаждения, и насос, установленный в баке жидкого водорода, создающий давление 0,5 кг/см? обеспечивает циркуляцию жидкого водорода с прокачкой 500 л/мин. Сразу после начала процесса охлаждения, включаются ЖРД осадки топлива. Охлаждение длится 320 сек, заканчивается за 9 сек до запуска ЖРД. Повторный запуск J-2 начинается после получения сигнала «двигатель готов».

Двигатель выключается по сигналу бортовой ЭЦВМ, когда вектор начальной скорости полета на Луну достигнет требуемой величины.

Через 80 мин после выключения J-2 корабль Apollo отделяется от ступени S-IV В.

Детальное исследование динамики полета ракеты-носителя Saturn V, применение системы одновременного опорожнения баков, заправка излишка горючего, выбор формы траектории и программного соотношения изменения компонентов топлива в полете позволяют уменьшить потери, связанные с неполным использованием заправленного топлива, преодолением сил аэродинамического сопротивления и земного тяготения. Оптимизация характеристик ракеты-носителя Saturn V позволила увеличить ее полезную нагрузку на ~2000 кг.

В связи со статистической неопределенностью характеристик заправки топлива и летных характеристик ракеты прм выключении двигательной установки в баках остается часть горючего и окислителя. Неиспользуемые остатки топлива увеличивают инертный вес и снижают эффективность ракеты-носителя.

Применение системы одновременного опорожнения баков позволяет повысить эффективность ракеты на жидком топливе, так как такая система, регулируя соотношение компонентов топлива, обеспечивает одновременный расход всего горючего и всего окислителя. Другой метод состоит в заправке определенного излишка горючего и обеспечивает улучшение характеристик двигательных установок без применения сложных систем измерения и регулирования. Заправляемый в баки ступени излишек горючего определяется исходя из условия равенства предельно допустимых остатков окислителя и горючего при одинаковых вероятностях их появления. Заправка некоторого излишка горючего позволяет уменьшить средний вес неиспользуемых остатков топлива.

Заправка излишка горючего с целью минимизации неиспользуемых остатков топлива, очевидно, позволяет увеличить полезную нагрузку ракеты-носителя, однако она не обеспечивает получения максимально возможной полезной нагрузки. В некотором диапазоне уменьшение излишка заправленного горючего приводит к увеличению веса. Определение излишка заправляемого горючего представляет собой нелинейную вероятностную задачу.

Заправка излишка горючего дает значительный эффект, однако неиспользуемые остатки топлива могут быть дополнительно уменьшены с помощью системы одновременного опорожнения баков. Эта система измеряет уровень горючего и окислителя в полете и регулирует расходы так, чтобы оба компонента топлива были израсходованы одновременно. Система состоит из датчиков для измерения текущих уровней топлива в каждом баке, счетно-решающего устройства для определения условий одновременного опорожнения баков и дросселя, установленного на расходной магистрали и регулирующего соотношение компонентов.

Сравнение сигналов датчиков от двух баков в счетно-решающем устройстве позволяет автоматически управлять дросселем. Регулирование осуществляется путем перепуска части расхода окислителя из запорной магистрали на вход в насос. Такое регулирование в замкнутом контуре обеспечивает близкое к одновременному израсходование компонентов топлива и позволяет увеличить полезную нагрузку, выводимую на траекторию полета к Луне по сравнению с номинальной на 200 кг.

На первый взгляд может показаться, что для ракет, оборудованных системой одновременного опорожнения баков, заправка избытка горючего для уменьшения неиспользуемых остатков топлива не нужна. Однако, в связи со случайными разбросами характеристик работы системы опорожнения, остаются небольшие неиспользуемые остатки и необходимость заправки избытка горючего сохраняется. Но заправка избытка горючего в случае ступени с системой одновременного опорожнения баков приводит к дополнительным осложнениям, поскольку система будет стремиться израсходовать в первые секунды работы избыточный запас горючего, сводя к нулю эффект такой коррекции при заправке. Чтобы этого не произошло, в счетно-решающее устройство системы опорожнения баков вводится корректировка, соответствующая избытку заправленного горючего.

При движении ракеты вдоль активного участка траектории полета часть энергии топлива расходуется на бесполезную работу по преодолению силы тяжести и силы аэродинамического сопротивления. Эти потери могут быть уменьшены путем сокращения продолжительности активного участка или путем тщательного выбора траектории полета, однако часть этих потерь является неизбежной.

Полное исключение гравитационных потерь позволило бы увеличить выводимую к Луне полезную нагрузку ракеты-носителя Saturn V на 22 700 кг. Полное устранение потерь на управление и преодоление силы аэродинамического сопротивления дало бы дополнительный выигрыш в 4540 кг.

С целью уменьшения потерь скорости можно применить регулирование в полете соотношения компонентов топлива, которое приводит к значительному выигрышу в весе полезной нагрузки.

Приращение скорости, обеспечиваемое ракетной ступенью, может быть определено путем вычитания из характеристической скорости гравитационных, аэродинамических потерь и потерь на управление[3]

В табл. 1 представлены типичные значения потерь для ракеты-носителя Saturn V применительно к траектории полета на Луну.

Таблица 1

Несовпадение вектора тяга двигательной установки с вектором скорости полета ракеты приводит к потерям на управление. Эти потери уменьшают скорость полета ракеты-носителя Saturn V на 187,5 м/сек. Однако, если бы траектория была направлена против вектора гравитации, гравитационные потери были бы значительно больше 187,5 м/сек.

Во время активного участка полета второй ступени ракеты-носителя Saturn V производится 20%-ное ступенчатое изменение соотношения компонентов топлива, вызывающее соответственно уменьшение тяги и увеличение удельного импульса.

При одинаковых заправках топлива характеристическая скорость ступени одинакова для полетов с постоянным соотношением компонентов топлива и программным изменением этого соотношения. Таким образом, улучшение характеристик при программном изменении соотношения компонентов достигается путем уменьшения потерь скорости, а не вследствие увеличения характеристической скорости. В основном, программное изменение соотношения компонентов уменьшает потери благодаря тому, что при этом топливо более быстро расходуется на начальном участке траектории и затраты энергии на подъем топлива в поле тяготения уменьшаются.

Угол наклона траектории полета ракеты-носителя Saturn V на активном участке имеет вид экспоненциальной кривой (рис. 13.1).

Эффект ступенчатого изменения соотношения компонентов топлива при полете по такой траектории не поддается простому наглядному объяснению, однако можно сказать, что большая тяга желательна, когда движение ракеты близко к вертикальному, а большой удельный импульс желателен при движении ракеты, близком к горизонтальному. Рассмотрим пример, позволяющий показать, почему оптимальное значение удельного импульса сильно зависит от угла наклона траектории полета.