от 0,1 до 1,0 может быть вызвано влиянием вязкости, что, однако не вытекает из летных данных. Результаты, представленные на рис. 14.12, показывают отсутствие влияния вязкости на аэродинамическое качество.
Рис. 14.12. Зависимость нормализованного баллансировочного угла атаки (а) и аэродинамического качества (б) от параметра вязкости.
Служебный отсек корабля Apollo фирмы North American Pockwell (США) имеет форму цилиндра длиной 394,3 см и диаметром 391,4 см. С учетом длины сопла маршевого ЖРД, которое выходит наружу из корпуса, общая длина служебного отсека 791,6 см. От момента старта до входа в атмосферу служебный отсек жестко соединен с командным отсеком и образуют основной блок корабля Apollo. Перед входом в атмосферу командный отсек отделяется от служебного отсека.
Общий вес служебного отсека 23,3 т, в том числе 17,7 т топлива. В отсеке размещена маршевая двигательная установка с ЖРД фирмы Aerojet General (США), ЖРД системы реактивного управления фирмы Marquardt (США), топливные баки и агрегаты двигательных установок и энергетическая установка на водородо-кислородных топливных элементах.
Служебный отсек обеспечивает все маневры корабля на траектории полета к Луне, коррекцию траектории, выходи на орбиту ИСЛ, переход с орбиты ИСЛ на траекторию полета к Земле и коррекцию траектории возвращения.
Корпус отсека имеет слоистую конструкцию: соты из алюминиевого сплава между двумя листами алюминия. Корпус подкреплен двумя шпангоутами, связанными шестью стенками из алюминиевого сплава со специальной обработкой, которые воспринимают все основные нагрузки служебного отсека. В стенки корпуса вмонтированы трубки радиатора системы терморегулирования, по которым для отвода тепла циркулирует водяной раствор гликоля.
Регулирование температуры внешней поверхности корпуса служебного отсека обеспечивается соответствующей окраской: часть поверхности окрашена составом с высоким коэффициентом отражения, часть – составом с высоким коэффициентом поглощения. Донная часть корпуса покрыта теплозащитным экраном, предохраняющим оборудование отсека от нагрева выхлопными газами при работе маршевого двигателя.
Усовершенствование корабля Apollo
После аварии с космическим кораблем Apollo-13 NASA провел усовершенствование служебного отсека, заключавшееся в следующем.
1. Установлен дополнительный кислородный бак в секции № 1 служебного отсека. Это позволит астронавтам в случае аварии, подобной происшедшей с Apollo-13, не пользоваться при возвращении к Земле бортовыми системами лунного корабля. Кроме того установка дополнительного кислородного бака позволяет обойтись без вентиляторов, в цепи которых произошло короткое замыкание, вызвавшее взрыв кислородного бака на Ароllо-13.
2. В секции № 4 установлен дополнительный аварийный серебряно-цинковый аккумулятор емкостью 400 а·ч весом 61,2 кг. В случае выхода из строя топливных элементов емкости аккумулятора должно хватить для питания систем основного блока в течение 3 сут, требуемых для возвращения от Луны к Земле.
3. Установлена дополнительная канистра с питьевой водой емкостью 9 кг.
4. Кроме перечисленных дополнений по рекомендации аварийной комиссии заменена тефлоновая изоляция электропроводки к кислородным бакам, и проводка, находящаяся в контакте с кислородом, помещена в стальной кожух; вместо двух нагревателей по 75 вт установлено 3 по 50 вт питаемых от двух независимых электроцепей; в каждом кислородном баке дополнительно установлен датчик температуры; модифицированы термостаты, которые должны отключать нагреватели при температуре 27°C; измерители уровня из алюминия заменены измерителями из материала, не горящего в атмосфере кислорода; заменены все материалы в кислородных баках, могущие гореть в атмосфере кислорода, установлена бортовая система сигнализаций, предупреждающая экипаж об угрозе аварийной ситуации, подобно происшедшей на Apollo-13.
Установка дополнительного оборудования и изменения, внесенные в конструкцию, увеличили вес корабля Apollo на 227 кг; если на корабль дополнительно устанавливается луноход, весом 182 кг, то общий вес полезной нагрузки становится близким к предельному для энергетических возможностей ракеты-носителя Saturn V.
Лунный корабль
Лунный корабль фирмы Grumman Aircraft Engineering Corp. (США) имеет две ступени: посадочную и взлетную. Посадочная ступень, оборудованная самостоятельной двигательной установкой и шасси, используется для снижения лунного корабля с орбиты ИСЛ и мягкой посадки на лунную поверхность. Взлетная ступень с герметической кабиной для экипажа и самостоятельной двигательной установкой перевозит астронавтов с поверхности Луны на орбиту ИСЛ в командный отсек (рис. 14.13). Ступени соединены четырьмя взрывными болтами.
Взлетная ступень имеет 3 основных отсека: отсек экипажа, центральный отсек и задний отсек оборудования (рис. 14.14). Герметизируются только отсек экипажа и центральный отсек, все остальные отсеки лунного корабля негерметизированы. Объем герметической кабины 6,7 м?, давление в кабине 0,337 кг/см?. Высота взлетной ступени 3,76 м, диаметр 4,3 м. Конструктивно взлетная ступень состоит из шести узлов: отсек экипажа, центральный отсек, задний отсек оборудования, связка крепления ЖРД, узел крепления антенн, и тепловой и микрометеорный экран. Цилиндрический отсек экипажа диаметром 2,35 м, длиной 1,07 м (объемом 4,6 м?) полумонококовой конструкции из хорошо сваривающихся алюминиевых сплавов марок 2219-Т8751, 2210-Т81, 2239-Т851, имеющих изотропные характеристики, предел прочности на растяжение 44,3 кг/мм?, предел текучести 35,1 кг/мм?, одинаковые во всех направлениях, минимальное удлинение 5%.
Два рабочих места для астронавтов оборудованы пультами управления и приборными досками, системой привязи астронавтов, двумя окнами переднего обзора, окном над головой для наблюдения за процессом стыковки, и телескопом в центре между астронавтами (рис. 14.13, 14.15 и 14.16).
Рис. 14.13. Лунный корабль.
Рис. 14.14. Взлетная ступень лунного корабля.
Рис. 14.15. Взлетная ступень лунного корабля. Внутренний вид правой половины.
Рис. 14.16. Взлетная ступень лунного корабля. Внутренний вид левой половины.
В передней стенке герметического отсека экипажа кроме двух треугольных окон переднего обзора имеется квадратный люк, открывающийся внутрь, рамером 0,81 x 0,81 м для выхода и входа экипажа. Внешняя полумонококовая конструкция вокруг герметических отсеков спроектирована так, что воспринимает все нагрузки взлетной ступени и изолирует кабину от напряжений. Отсек взлетного ЖРД образован двумя бимсами, проходящими под нижней палубой центрального отсека (рис. 14.17).
Рис.14.17. Монококовый каркас взлетной ступени лунного корабля и детали каркаса.
Туннельное кольцо, находящееся сверху взлетной ступени, соединяется со стыковочным кольцом командного отсека. Туннель диаметром 0,81 м проходит через центральный отсек взлетной ступени и используется для перехода экипажа из командного отсека в лунный корабль. Верхний люк туннеля взлетной ступени открывается внутрь и не может быть открыт при загерметизированной кабине и не состыкованной с командным отсеком.