Ступень двигателя


Ступень компрессора турбины - это... Что такое Ступень компрессора турбины?

 Ступень компрессора турбины Ступень компрессора турбины совокупность вращающегося и неподвижного лопаточных венцов. В компрессоре ступенью называют рабочее колесо и расположенный за ним направляющий аппарат (осевой и диагональный компрессоры) или безлопаточный и лопаточный диффузоры (центробежный компрессор), в турбине — сопловой аппарат и стоящее за ним рабочее колесо (осевая и центростремительная турбины). В зависимости от Маха числа M потока перед венцами ступень называют дозвуковой (M 1 на части высоты лопатки хотя бы в одном венде) и сверхзвуковой (M > 1 по всей высоте лопатки хотя бы в одном венце). В турбине преобразование потенциальной энергии газа в кинетическую происходит в каналах лопаточных венцов соплового аппарата и ротора, распределение теплоперепада между венцами характеризуется степенью реактивности ступени (отношением теплоперепадов, срабатываемых в рабочем колесе и ступени). Значение её в зависимости от назначения турбины изменяется в широких пределах: от нуля, когда вся потенциальная энергия преобразуется в кинетическую в сопловом аппарате турбины (активные ступени), примерно до 0,5 (реактивные ступени). В турбинах авиационных газотурбинных двигателей применяются обычно реактивные ступени. В компрессорах также применяются, как правило, реактивные ступени, степень реактивности которых равна 0,5 и выше.

Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая Российская Энциклопедия. Главный редактор Г.П. Свищев. 1994.

.

  • Струхала число
  • Стэнтона число

Смотреть что такое "Ступень компрессора турбины" в других словарях:

  • ступень компрессора турбины — ступень компрессора турбины — совокупность вращающегося и неподвижного лопаточных венцов. В компрессоре ступенью называют рабочее колесо и расположенный за ним направляющий аппарат (осевой и диагональный компрессоры) или безлопаточный и… …   Энциклопедия «Авиация»

  • ступень компрессора турбины — ступень компрессора турбины — совокупность вращающегося и неподвижного лопаточных венцов. В компрессоре ступенью называют рабочее колесо и расположенный за ним направляющий аппарат (осевой и диагональный компрессоры) или безлопаточный и… …   Энциклопедия «Авиация»

  • каскад компрессора (турбины) — Одна ступень или группа ступеней компрессора (турбины) ГТД, установленных на одном валу. [ГОСТ 23851 79] Тематики двигатели летательных аппаратов EN compressor (turbine) spool FR corps du compresseur (de la turbine) …   Справочник технического переводчика

  • Каскад компрессора (турбины) — 47. Каскад компрессора (турбины) E. Compressor (turbine) spool F. Corps du compresseur (de la turbine) Одна ступень или группа ступеней компрессора (турбины) ГТД, установленных на одном валу Источник: ГОСТ 23851 79: Двигатели газотурбинные… …   Словарь-справочник терминов нормативно-технической документации

  • СТУПЕНЬ — (1) часть компрессора, турбины, совокупность устройств тепловых машин и двигателей, обеспечивающие требуемый уровень перепада давления, развития скорости, передачи мощности и т. п.; (2) С. ракеты отделяемая часть многоступенчатой (см.),… …   Большая политехническая энциклопедия

  • ступень — 3.16 ступень: Простейшее средство доступа, состоящее из ровной плоской поверхности. Источник: ГОСТ Р 53487 2009: Безопасность аттракционов. Оборудование надувное игровое. Требования безопасности. Методы испытаний …   Словарь-справочник терминов нормативно-технической документации

  • турбина компрессора TK — Ступень (ступени) турбины ГТД, механически связанная с компрессором. [ГОСТ 23851 79] Тематики двигатели летательных аппаратов EN compressor turbine DE Turbine des Verdichters FR turbine de compressem …   Справочник технического переводчика

  • Турбина компрессора — 99. Турбина компрессора тк D. Turbine des Verdichters E. Compressor turbine F. Turbine de compresseur Ступень (ступени) турбины ГТД, механически связанная с компрессором Источник: ГОСТ 23851 79: Двигатели газотурбинные авиационные. Термины и… …   Словарь-справочник терминов нормативно-технической документации

  • турбина — Ступень осевой турбины. турбина газотурбинного двигателя — узел ГТД, предназначенный для преобразования энергии газа в работу на валу, затрачиваемую на привод компрессора двигателя и в зависимости от назначения ГТД, других устройств… …   Энциклопедия «Авиация»

  • турбина — Ступень осевой турбины. турбина газотурбинного двигателя — узел ГТД, предназначенный для преобразования энергии газа в работу на валу, затрачиваемую на привод компрессора двигателя и в зависимости от назначения ГТД, других устройств… …   Энциклопедия «Авиация»

dic.academic.ru

Многоступенчатый осевой компрессор авиационного двигателя

 

Многоступенчатый осевой компрессор авиационного двигателя содержит две или более последовательно установленные ступени. Компрессор также снабжен средством для отключения части ступеней, выполненным в виде средства для отключения одной или более последних ступеней. Изобретение улучшает регулирование компрессора. 5 ил.

Изобретение относится к области авиационного двигателестроения. Может быть использовано в многорежимных сверхзвуковых и в дозвуковых газотурбинных авиационных двигателях.

Известен дозвуковой авиационный двигатель с большой степенью двухконтурности двухвальный ПС-90А [1]. В двигателе установлен вентилятор, приводимый турбиной низкого давления. Компрессор высокого давления состоит из 13 последовательных осевых ступеней, при этом входной направляющий аппарат и направляющие аппараты первой, второй и третьей ступеней выполнены регулируемыми. Осуществляется перепуск воздуха из промежуточных ступеней компрессора высокого давления. Недостатком данного двухкаскадного компрессора является сложность конструкции и ненадежность в работе. Невозможен быстрый и надежный переход с режима пониженной тяги на режим максимальной тяги.

Известен многоступенчатый осевой компрессор по патентному документу SU 1677375. При работе этого компрессора для обеспечения его беспомпажной работы в условиях повышения сопротивления сети за компрессором часть воздуха из-за последней ступени подается на вход промежуточных ступеней по каналу перепуска через регулируемый клапан, являющийся дроссельным устройством. Недостатком этого компрессора является неизбежное уменьшение расхода воздуха через компрессор при увеличении сопротивления сети за компрессором и невозможность быстро изменить степень сжатия компрессора.

Известен многоступенчатый осевой компрессор по патентному документу US 4038818. Указанный компрессор снабжен средством для отключения части ступеней, а именно двух передних ступеней. Это дает возможность при повышении температуры поступающего в компрессор воздуха, не меняя оборотов ротора, сделать работу неотключенных ступеней более расчетной. Но данная конструкция не позволяет восстановить или увеличить расход воздуха через компрессор при увеличении сопротивления сети за компрессором.

Заявляемое изобретение представляет собой новое средство механизации компрессора. Предлагается снабдить многоступенчатый осевой компрессор средством для отключения части ступеней, причем средством для отключения одной или более последних ступеней. В сверхзвуковых двигателях целесообразна замена двухвальной схемы двигателя одновальной одноконтурной. В дозвуковых двухвальных двухконтурных двигателях предлагается применять отключение последних ступеней в последнем каскаде компрессора. Отключение и подключение последних ступеней в компрессоре сверхзвуковых двигателей позволяет отказаться от других средств механизации компрессора: двухкаскадного компрессора и регулируемых направляющих аппаратов статора. Поддерживая приведенное число оборотов ротора равным расчетному значению, есть возможность практически мгновенно менять степень сжатия компрессора путем отключения или подключения последних ступеней. Это позволит быстро менять температуру газов перед турбиной и тягу двигателя без изменения оборотов ротора, регулируя степень расширения газов в турбине. Условия работы оставшихся работать ступеней компрессора будут расчетными или близкими к расчетным. Подключение ранее отключенных последних ступеней в последнем каскаде дозвукового двухконтурного двигателя позволяет практически мгновенно увеличить расход воздуха через внутренний контур и дает возможность поднять температуру газов перед турбиной, регулируя подачу топлива. При этом увеличивается тяга двигателя без опасности появления помпажа компрессора.

Для отключения ступеней предлагается использовать устройства перепуска воздуха в последних ступенях. При этом скорость выхода воздуха из рабочего колеса отключаемой ступени возрастает настолько, что рабочая нагрузка с рабочего колеса снимается. Вместо перепуска воздуха возможно использование различных сцепных муфт приводов. При помощи сцепной муфты рабочее колесо соединяется с ротором двигателя в режиме включения и разъединяется с ротором в режиме отключения ступени. При этом воздушный поток проходит через рабочее колесо, которое не оказывает на него силового воздействия.

На фиг. 1 изображена схема трех последних ступеней каскада компрессора с отключением двух последних ступеней с помощью устройства перепуска воздуха; на фиг. 2 изображена схема варианта отключения трех последних ступеней каскада компрессора; на фиг. 3 изображен треугольник скоростей ступени компрессора с осевым входом в режиме отключения; на фиг. 4 изображен треугольник скоростей ступени компрессора с предварительной закруткой потока по вращению колеса в режиме отключения.

Однокаскадный осевой компрессор одноконтурного сверхзвукового реактивного двигателя содержит двенадцать последовательных ступеней. Схема последней части компрессора изображена на фиг. 1. На роторе 1 компрессора закреплены рабочие лопатки 2. Каждый ряд лопаток 3, закрепленный на статоре компрессора, может быть заменен двумя последовательными рядами неподвижных лопаток с целью уменьшения сопротивления течению воздушного потока в режиме отключения данной ступени. Две последние ступени компрессора снабжены устройствами перепуска воздуха 4 и 5. Кольцевая полость 6 вокруг отключаемых ступеней предназначена для обеспечения свободного движения воздуха в режиме отключения. Направляющий аппарат 7 на входе в полость 6 может быть использован для возможной закрутки потока. Кольцевая полость 6 соединена вместе с выходом компрессора со входом в камеру сгорания 8 двигателя. Размер, количество и конкретное расположение окон перепуска 4 и 5 определяется исходя из условия обеспечения наилучшего отключения ступеней. Перепуск возможно осуществить с помощью гибкой стальной ленты, закрывающей отверстия в корпусе компрессора в сечении, где необходим перепуск. Также перепуск возможно осуществить с помощью клапанов перепуска воздуха. Окна перепуска в этих клапанах закрываются заслонками, управляемыми гидроцилиндрами. Устройства перепуска воздуха 4 и 5 являются средством для отключения двух последних ступеней в компрессоре. Компрессор соединен валом с турбиной. Двигатель имеет регулируемое сопло, оборудован системой автоматического управления.

С целью упрощения запуска раскрутку ротора 1 двигателя целесообразно начинать с отключенными последними ступенями. После предварительной раскрутки ротора 1 стартером следует закрыть окна перепуска 4 и 5 и одновременно подать - воспламенить топливо в камере сгорания двигателя. Обороты двигателя быстро достигнут расчетного значения. Система автоматического управления поддерживает режим постоянства приведенных оборотов двигателя nпр= const, регулируя, например, подачу топлива в камеру сгорания по сигналу центробежного регулятора и сигнала от датчика температуры воздуха, поступающего на вход компрессора. В зависимости от того, какая требуется тяга двигателя в данный момент времени, осуществляется регулировка температуры газов перед турбиной Tг* путем регулировки степени расширения газов в турбине Пт* при помощи регулируемого сопла. При этом предлагается регулировать степень сжатия компрессора Пк* путем закрытия или открытия окон перепуска 4 и 5 ступеней. Таким образом, чтобы увеличение или уменьшение степени сжатия в раз соответствовало увеличению или уменьшению соответственно Тг* в k раз. В этом случае режим работы работающих ступеней и расход воздуха через компрессор будет поддерживаться расчетным или близким к нему. Например, увеличению Тг* с 1069 до 1400K должно соответствовать увеличение степени сжатия компрессора раза. Для этого достаточно подключить одну ступень (фиг.5). Подключение еще одной ступени к работе соответственно позволит дополнительно увеличить Тг* без уменьшения расхода воздуха через компрессор. Закрытие окон перепуска 4 и 5 соотвествует подключению этих ступеней к работе, а открытие - к отключению. Сверхзвуковой двигатель с регулируемым соплом, у которого несколько последних ступеней в осевом компрессоре выполнены отключаемыми, имеет не один, а несколько расчетных режимов - в зависимости от того, сколько ступеней компрессора подключено к работе. Вследствие этого есть возможность отказаться от других средств механизации компрессора. Увеличение тяги двигателя происходит быстро на любой возможной высоте полета. Для запуска двигателя в полете с режима авторотации следует одновременно закрыть окна перепуска 4 и 5 и начать подачу топлива с воспламенением. Кроме указанного выше варианта регулировки двигателя возможно применение специальных команд, регулирующих подачу топлива при отключении и подключении ступеней компрессора.

На фиг. 2 изображена схема варианта отключения последних ступеней в компрессоре, при котором кольцевая полость 6 непосредственно не соединена со входом в камеру сгорания двигателя. Окна перепуска 5 открыты при отключении последней ступени, окна перепуска 4 и 5 отрыты при отключении двух последних ступеней, окна 4, 5 и 9 - при отключении трех последних ступеней.

Отключение и подключение ступеней компрессора может быть применено в качестве эффективного средства против помпажа компрессора в дозвуковых многовальных газотурбинных двигателях двухконтурных и турбовинтовых в последнем каскаде компрессора при быстром восстановлении тяги двигателя. Подключение ступеней дает возможность неограниченно быстро увеличить расход топлива, расход воздуха через внутренний контур и тягу двигателя. Увеличивается скорость восстановления оборотов роторов от пониженных до номинальных.

Свободное течение воздуха в каналах рабочего колеса отключенной ступени будет соответствовать фиг. 3 или 4. Для того, чтобы снять рабочую нагрузку с рабочего колеса отключаемой ступени, необходимо выполнить условие C1u = C2u, то есть окружные составляющие абсолютной скорости на входе в рабочее колесо и на выходе из него должны стать равны. В случае осевого входа воздушного потока в рабочее колесо (фиг. 3) осевым должен быть и выход. Для этого, в результате открытия окон перепуска воздух в межлопаточных каналах рабочего колеса должен не сжиматься, как это имеет место при рабочем режиме работы ступени, а расширяться и ускоряться под действием градиента статического давления при сужении канала течения от F1 на входе до F2 на выходе из рабочего колеса. Если абсолютная скорость C2 достигнет величины C2= tg2u, выход воздуха из рабочего колеса станет осевым, значит крутящий момент на данном рабочем колесе станет равен практически нулю. U = скорость окружная рабочего колеса; индексы 1 и 2 обозначают значения параметров на входе и выходе из рабочего колеса соответственно; 2 - угол между относительной скоростью на выходе W2 и фронтом рабочего колеса. Эти обозначения относятся также к схеме на фиг. 4. Но в этом случае воздушный поток имеет предварительную закрутку перед рабочим колесом в сторону вращения рабочего колеса. В результате открытия окон перепуска воздуха при данном угле 2 должно выполниться условие C1u= C2u. Следует учитывать при расчете компрессора, что скорость потока при сужении канала течения не может стать выше критической. Обтекание лопаток рабочего колеса и лопаток направляющего аппарата отключенной ступени будет проходить без заметного гидравлического сопротивления. На рабочем колесе отключенных ступеней останется незначительная нагрузка, связанная с необходимостью поддерживать циркуляцию воздуха.

В том случае, если для отключения ступеней вместо перепуска воздуха применяются сцепные муфты приводов, происходит уменьшение частоты вращения рабочего колеса отключенной ступени независимо от частоты вращения ротора 1 до величины, при которой C1u станет равной C2u. В качестве сцепных муфт приводов могут быть использованы различные управляемые муфты: фрикционные, кулачковые, гидравлические. Управление муфтами может быть гидравлическим, пневматическим, электромагнитным.

Из приведенного описания совершенно очевидно, что возможны многие модификации и варианты настоящего изобретения. Число ступеней в компрессоре, число отключаемых ступеней, режимы регулирования, расчетные режимы двигателей могут быть различными. Конструкция компрессора позволяет отказаться от сложных автоматов приемистости, гидрозамедлителей и ограничителей нарастания давления топлива перед форсунками. Появляется возможность поднять температуру газов перед турбиной до максимального значения при сниженной температуре воздуха на входе в компрессор.

Источники информации 1) Пивоваров В.А. Авиационный двигатель ПС-90А, Москва, 1989 год.

Многоступенчатый осевой компрессор авиационного двигателя, содержащий две или более установленные последовательно ступени, причем компрессор снабжен средством для отключения части ступеней, отличающийся тем, что средство для отключения части ступеней выполнено в виде средства для отключения одной или более последних ступеней.

Рисунок 1, Рисунок 2, Рисунок 3, Рисунок 4, Рисунок 5

www.findpatent.ru

Двигатели с двумя ступенями тяги

С энергетической точки зрения все турбины можно разделить на два основных типа с использованием энергии выходящего потока и с потерей энергии выходящего потока. К первому типу относится, например, турбина турбореактивного двигателя, так как в нём энергия выходяшей струи создаёт тягу двигателя. Последняя ступень стационарной паровой турбины, в которой не используется энергия выходящего пара, может служить примером турбины второго типа.  [c.520]

Третья ступень S-IVB имеет массу 122 т (с переходником), в том числе 1O7 т топлива (жидкий водород и жидкий кислород). Она содержит один двигатель J-2, включающийся примерно на 160 с при выведении корабля Аполлон на околоземную орбиту ожидания и на 320 с при выведении его на траекторию полета к Луне. Имеются также два двигателя для осадки топлива (тягой по 1,45 тс).  [c.280]

При рассмотрении вопроса о том, какое КБ возьмет на себя разработку этих камер, бьша учтена просьба Валентина Глушко, чтобы его бюро не отвлекалось на создание камер малой тяги параллельно с работами по основным двигателям, а также то обстоятельство, что в ОКБ Королева имелось подразделение во главе с Михаилом Мельниковым, которое уже создало работающий прототип требуемой рулевой камеры и соответствующий испытательный стенд. На каждом из боковых блоков первой ступени бьшо установлено по два однокамерных рулевых двигателя, на центральном блоке (второй ступени) — 4 рулевых двигателя.  [c.427]

Выключение двигателя, как и запуск, может производиться в два приема. Сначала двигатель переводится на режим пониженной тягн. Это уменьшает опасность гидравлического удара при последующем резком срабатывании отсечных клапанов. Но главное заключается, конечно, в снижении разброса импульса последействия, влияющего на разброс по дальности, о чем уже говорилось ранее (см. стр. 63). Перевод двигателя на конечную ступень удобно производить, снижая подачу компонентов в газогенератор. С этим легко справляется регулятор расхода. Когда подходит пора выключать двигатель то. по соответствующему сигналу от системы управления, как это было при регулировании тяги, ослабляется регулирующая пружина 4 (рис. 3.21), и регулятор выводит газогенератор на рацион пониженного питания. Окончательное выключение производится закрытием отсечных клапанов Къ (рис. 3.20).  [c.139]

Первая попытка включения ЖРД посадочной ступени оказалась неудачной, вместо 38 сек двигатель проработал 4 сек. Два последующих включения прошли нормально, ЖРД развил максимальную расчетную тягу и проработал до полного израсходования топлива. Испытания взлетной двигательной установки после отделения посадочной ступени также прошли успешно, ЖРД проработал 6 мин 59 сек.  [c.115]

Торможение такого поезда лучше производить не отключая тяговые двигатели, т. е. в режиме тяги (сила тяги не более 30 % номинальной), а в случае наличия датчика № 418 рекомендуется выполнять первую ступень торможения в два этапа, чтобы не допустить концентрации тормозной силы в головной части поезда и полного сжатия поглощающих аппаратов (до закрытия) у вагонов, расположенных в средней части поезда.  [c.128]

Остановка двигателя производится в два приема. Сначала игатель переводится иа конечную ступень с меньшей тягой пу-  [c.455]

Двухступенчатая ракета, как и предлагал Королев, имела первую ступень (две боковушки ) на двух четырехкамерных ЖРД Р-11 ( С2.1100 ) с турбонасосной системой подачи топлива конструкции ОКБ-2 Алексея Исаева. Два ускорителя обеспечивали стартовую тягу порядка 65 тонн каждый. Масса первой ступени составляла 54 тонны. Двигатели обеспечивали доставку конструкции на высоту 17500 метров, где происходило разделение первой и второй ступеней.  [c.84]

Специалисты фирмы разработали два различных варианта такой установки. В соответствии с первым двигатель малой тяги устанавливался в переходнике в хвостовой части планера. По другой —к ракете-носителю Титан 1П присоединялась новая (четвертая) ступень с двигателями тягой 7258 килограммов эта четвертая ступень могла использоваться для точного выведения на орбиту, а затем оставаться присоединенной к планеру и включаться повторно, чтобы обеспечить сход с орбиты. Этот последний вариант и был впоследствии отобран для рабочих вариантов системы Дайна-Сор .  [c.188]

Тяжелый самолет-носитель (первая ступень) имел силовую установку, включающую четыре ТРД и четыре турбопрямоточных реактивных двигателя на керосине. Было предусмотрено дополнительное впрыскивание криогенных компонентов. Силовая установка орбитального самолета (вторая ступень) состояла из шесть двигателей, работающих на жидких кислороде и водороде. Четыре силовых двигателя имели тягу по 35 тонн, два двигателя управления — по 700 килограммов. Планировалось, что разделение ступеней будет происходить при скорости полета 7 Махов на высоте 35 километров. После этого самолет-носитель возвращается к месту старта, а орбитальная ступень по траектории, близкой к баллистической, выводится на рабочую орбиту.  [c.538]

Для периодического измерения уровня в бункерах нрименяется указатель уровня пыли типа УПБ-1, устройство которого показано на рис. 5-8. Основной частью указателя является автоматическая электролебедка, содержащая управляющую колонку 1, асинхронный двигатель 2 с двухступенчатым редуктором, барабан 5, сидящий на выходном валу первой ступени редуктора, и закрепленный одним концом на барабане стальной трос 4. Выходной вал 5 второй ступени редуктора связан тягой 6 с находящимся в колонке многоточечным переключателем. В колонке, кроме того, расположены реверсивный магнитный пускатель, конечные выключатели двигателя и два промежуточных реле, управляющих направлением вращения вала двигателя.  [c.369]

Орбитальный корабль имеет самолетную конструкцию (рис. 2.35). В головной части находится кабина для экипажа, а средняя часть представляет собой контейнер для транспортируемого груза. На орбитальном корабле, кроме трех главных двигателей второй ступени, установлено два жидкостных маневровых двигателя тягой по 2,7 тс. Сопла этих двигателей видны на рис. 2.34. Орбитальный корабль оснашен также и системой  [c.101]

Именно переход на высокие давления в камере позволил за последние два десятилетия существенно поднять удельную тягу двигателей за счет увеличения коэффициента кр (4.22), не говоря уж о переходе на более высококачественные топлива (расходный комплекс 3). Но здесь все-таки уместно подчерк 1уть и различие между двигателями стартовых ступеней и двигателями последующих ступеней носителя, работающими в верхних слоях атмосферы или вообще за ее пределами. Ясно, что для последних выдерживать достаточно высокое давление на выходе из сопла нет необходимости. В условиях окружающего вакуума поток может беспрепятственно расширяться, и никакого скачка в сопло извне не проникнет. А поскольку давление на выходе ра можно допустить очень низким, то высокая степень расширения потока ро/ра достигается при относительно невысоком давлении в камере ро. Это важное обстоятельство как раз и позволяет для космических ступеней применять вытеснительную подачу, конечно, если это целесообразно по ряду соображений, связанных с многократностью запуска и соображениями надежности.  [c.181]

Заключительный 3.4 разбит на два идеологически дополняющих друг друга раздела. Первый из них посвящен полету ракеты с большой реактивной тягой и, как следствие, с большим ускорением. Второй, наоборот, — полету с малой тягой и с малым ускорением. Плоские уравнения движения уточняются для различных важных частных случаев. Кроме того, первый раздел знакомит с интересной задачей о движении многоступенчатых ракет, о распределении масс ступеней для придания составной ракете максимальных скоростных показателей. При исследовании полета с малым ускорением в свободном полете и в поле тяготения анализируются оптимальные режимы работы двигателей КА с помощью решения условных вариационных задач.  [c.77]

МПТ-84/39, возбудитель МВТ-25/9, вспомогательный генератор МВГ-25/11 и тяговые двигатели ДК-304Б. Схема управления аналогична схеме тепловоза ТЭ 1 и имеет следующие основные отличия от неё число тяговых двигателей на каждой секции уменьшено до четырёх, по два на каждой тележке в схеме предусмотрена возможность запуска и остановки дизелей обеих секций с любого поста управления одновременное включение кнопок управления на двух постах исключено путём применения кнопочных выключателей с замками введена добавочная ступень изменения возбуждения возбудителя на втором положении контроллера для уменьшения толчка силы тяги при переходе на 3-е положение добавлены электротермометр воды, электроманометр масла и электропневматиче-ское управление жалюзями и включением муфты вентилятора холодильника добавлен амперметр с шунтом в цепи нагрузки генератора.  [c.502]

На предварительной ступени двигатель работал с типичным оглушающим шумом, похожим на шум водопада пламя, разбиваемое пирамидальным дефлектором, разбрасывалось во все стороны на много метров. Тяга составляла около 7 тонн, и этого, конечно, бьшо недостаточно, чтобы поднять ракету, весяшую почти в два раза больше. Но целью предварительной ступени являлся не действительный пуск ракеты, а показ того, что двигатель работает нормально. Если двигатель функционировал без перебоев, тут же включался парогазогенератор и начинал работать турбонасосный агрегат, создававший необходимое давление для подачи компонентов топлива в камеру сгорания. Чтобы поднять это давление до уровня, обеспечивающего переход к главной ступени пуска , требовалось около 3 секунд. За это время резко увеличивалось пламя, вырывающееся из сопла двигателя, нарастал шум, а тяга поднималась с 7 до 27 тонн, заставляя ракету оторваться от земли.  [c.149]

В качестве блоков первой ступени используются два возвращаемых мпогосекционных твердотопливных двигателя. Они крепятся к центральному блоку второй ступени. Твердотопливные блоки по своему устройству схожи со стартовыми блоками ракеты Титан-1ИС (рис. 2.32), но управление вектором тяги осуществляется поворотом сопел. Каждый блок обеспечивает стартовую тягу около 1200 тс.  [c.100]

На второй ступени установлен разгонный блок Сеп-taurD. Два двигателя фирмы Pratt Whitney RL-lOA-3-3 используют в качестве компонентов топлива О2/Н2 и создают тягу в вакууме 134 кН.  [c.147]

Главная двигательная установка орбитальной ступени включает три двигателя, работающие на жидких водороде и кислороде. В хвостовой части фюзеляжа, рядом с ЖРД главной двигательной установки, размещаются два ракетных двигателя системы орбитального маневрирования тягой. Кроме того, с обеих сторон хвостовой части фюзеляжа над крылом пристыковывается по одному РДТТ системы аварийного спасения. Они сбрасываются на заданной высоте.  [c.452]

mash-xxl.info

Человек на Луне2

вернёмся в начало?
Вверху. 16 июля 1969 г. в 9 ч 32 мин по местному восточному дневному времени со стартовой позиции № 39А Центра космических полетов им. Кеннеди произведен исторический запуск. Окутанная пламенем ракета-носитель «Сатурн-5» стартовала в космос с кораблем «Аполлон-11» для осуществления первой высадки человека на поверхность Луны.

Наконец на борт корабля прошла команда, и «Аполлон-8» направился к Земле. На высоте 16 664 км над ее поверхностью отсек экипажа отделился от двигательного отсека и вошел в плотные слои атмосферы со скоростью 39 010 км/ч. 27 декабря отсек экипажа с астронавтами на борту приводнился в Тихом океане в 4,6 км от судна службы поиска «Йорктаун». Полная продолжительность полета составила 147 ч.

С 3 по 13 марта 1969 г. с целью дальнейшей отработки маневрирования перед стыковкой и стыковки с лунной кабиной на околоземную орбиту был запущен космический корабль «Аполлон-9». На его борту находились астронавты: полковник Джеймс Макдивитт, полковник Дэвид Скотт и Рассел Швейкарт. Затем эта лунная кабина кораблем «Аполлон- 10», полет которого проходил 18 - 26 мая, была доставлена на селеноцентрическую орбиту для отработки маневров на орбите. 22 мая находившиеся в кабине астронавты полковник Томас Стаффорд и капитан ВМФ Юджин Сернан приблизились к поверхности Луны на расстояние 15 км, а капитан ВМФ Джон Янг все это время оставался в орбитальном корабле, совершавшем полет вокруг Луны. После отделения от лунной кабины ее посадочной ступени Стаффорд и Сернан, находясь во взлетной ступени лунной кабины, осуществив ряд маневров, пристыковались к кораблю «Аполлон». Отделив затем взлетную ступень лунной кабины, астронавты благополучно вернулись на Землю.

После окончания этой экспедиции руководство НАСА объявило, что первая попытка высадить человека на поверхность Луны будет предпринята не ранее чем 16 июля 1969 г. при запуске космического корабля «Аполлон-11»

Лунная кабина

Разработанная для практического осуществления принятого в 1962 г. решения о том , что все операции с космическими кораблями будут проводиться на селеноцентрической орбите, лунная кабина (сначала ее называли экскурсионной лунной кабиной) представляла собой самостоятельный двухступенчатый космический корабль, разработанный фирмой «Груммен». Необычная форма этого космического корабля была продиктована условиями его эксплуатации в безвоздушном пространстве, поэтому не было необходимости придавать ему обтекаемую форму. Лунная кабина доставлялась на Луну в пристыкованном к отсеку экипажа корабля «Аполлон» состоянии, так что сопло двигателя ее посадочной ступени было направлено вперед по полету корабля. При такой компоновке этот двигатель в случае выхода из строя до момента возвращения на Землю маршевого двигателя корабля «Аполлон» мог быть использован для увода с селеноцентрической орбиты и приземления связки космических аппаратов «Аполлон» - лунная кабина. Отсутствие готового летного образца лунной кабины к моменту полета космического корабля «Аполлон-8» не позволило испытать ее в натурных условиях. Поэтому безопасность этого корабля полностью зависела от надежности работы маршевого двигателя корабля «Аполлон-8» .

Эволюция лунной кабиныПо случаю десятой годовщины исторического события - первой посадки на поверхность Луны пилотируемого космического корабля пилот основного блока корабля «Аполлон-11» Майкл Коллинз следующим образом выразил глубокую дань уважения к деятельности Британского межпланетного общества:

«С момента образования в 1933 г. ваше общество неуклонно следует к поставленной цели - осуществлению пилотируемых межпланетных полетов. В ваших довоенных проработках космического корабля для полета на Луну были заложены многие принципы, которые в дальнейшем были использованы, чтобы дать нам возможность побывать на Луне. Я уверен, что большинство энтузиастов межпланетных полетов не ожидали, что их проект будет реализован в течение их жизни».

В истории НАСА упоминается, что проектанты космической организации еще до появления в мае 1960 г. короткой докладной записки Уильяма Мичела намеревались рассмотреть возможность стыковки космичесских аппаратов у Луны. Мичел был сотрудником небольшой группы в отделе теоретической механики Научно-исследовательского центра в Лэнгли, которая занималась расчетом траекторий межпланетных полетов, в том числе и полета на Луну. Расчет веса, который можно выиграть при осуществлении полета с посадкой на Луну по схеме, когда на селеноцентрической орбите остается часть корабля с двигательной установкой для его возвращения на Землю, был существенным вкладом Мичела в решение проблемы. Джон Хуболт и группа его учеников начали кампанию с целью убедить остальных ученых НАСА в том, что полет с проведением операций на селеноцентрической орбите является самым быстрым и самым дешевым путем на Луну.

Эволюция лунной кабины. К моменту объявления НАСА о работах по программе «Аполлон» посадочная ступень (сначала называвшаяся лунной экскурсионной кабиной, затем просто лунной кабиной) имела вид, предложенный Британским межпланетным обществом более 20 лет назад. Варианты кабины показаны ниже: вверху слева - 1962 г., вверху справа - 1963 г.; внизу слева - 1965 г.; внизу справа - 1969 г .; эта кабина и была доставлена космическим кораблем «Аполлон-11» на поверхность Луны.
На рисунке Р. Смита, датированном 1947 г., показан вариант лунного космического корабля с жидкостными ракетными двигателями, предложенный Британским межпланетным обществом. Поддерживаемое опорами основание этого корабля может использоваться в качестве стартового стола при взлете с Луны. Аналогичные технические решения были применены при создании лунной кабины корабля «Аполлон».Способ посадки космического корабля на Луну, предложенный НАСА в 1961 - 1962 гг. В самом начале работ по программе «Аполлон» в НАСА изучались оба варианта посадки - вертикальный (хвостом вниз) и горизонтальный. Последний показан на представленных рисунках. Слева: включив тормозной двигатель, корабль заходит на посадку горизонтально, касаясь поверхности Луны лыжами и задним бампером. Справа: во время старта с планеты прилунившийся корабль используется в качестве стартового стола для запуска возвращаемой на Землю части корабля «Аполлон».

К середине 1962 г. в НАСА полностью убедились, что полет со встречей на селеноцентрической орбите является лучшим способом осуществления посадки на Луну. Фирма «Груммен» приступила к разработке практических путей реализации этого способа. Затем НАСА обратилось за предложениями по использованию лунной кабины и осуществлению полета по селеноцентрической орбите. Фирма «Груммен» представила на рассмотрение свои предложения в сентябре 1962 г. В качестве генерального субподрядчика была назначена фирма RСА. Администратор НАСА Дж. Уэбб подчеркивал в то время, что только с июля в этой организации взялись за проработку такого способа полета на Луну и решили использовать уже разработанную ракету-носитель «Сатурн». Более миллиона человеко-часов ушло на изучение вопроса, как доставить человека на Луну и вернуть его обратно. Когда НАСА официально объявило о программе «Аполлон», выяснилось, что конструкция посадочной ступени во многом напоминала предлагавшуюся Британским межпланетным обществом более 20 лет назад. Это была лунная экскурсионная кабина диаметром около 3 м, опиравшаяся на опоры длиной около 4,5 м и похожая на кабину двухместного вертолета. Действительные размеры лунной кабины оказались несколько большими. Этапы эволюции конструкции кабины показаны на рисунках слева. В окончательном варианте высота кабины 6,98 м, размах по опорам шасси 9,4 м.

Вверху. Фотокамера Н. Армстронга зафиксировала спуск на поверхность Луны 21 июля 1969 г. астронавта Э. Олдрина. Снимок сделан в момент, когда пилот лунной кабины преодолевает небольшое расстояние между последней ступенькой лестницы и поверхностью Луны.Вверху. В козырьке шлема Э. Олдрина отражаются Н. Армстронг, лунная кабина и некоторые научные приборы. Вместе со скафандром и остальным оснащением на Земле астронавт Олдрин весил бы 163 кгс, а на Луне - только 27 кгс.

Высота лунной кабины с выдвинутыми четырьмя опорами 6,98 м. Телескопические стойки шасси, складывающиеся во время космического полета, освобождаются при перерезании чеки с помощью пиротехнических устройств и развертываются под действием пружин. Для амортизации ударных нагрузок опорные стойки шасси заполнены сминаемым заполнителем сотовой конструкции из алюминиевого сплава. Для удержания лунной кабины (масса 14,7 т) на поверхности лунного грунта, который мог иметь различную твердость, конструкторы фирмы «Груммен» на каждой из четырех стоек предусмотрели тарельчатые опоры диаметром 95 см. На всех опорах (кроме одной) смонтированы щупы длиной 1,7 м, регистрирующие контакт с поверхностью Луны и подающие команду на выключение двигателя посадочной ступени. К одной из стоек была прикреплена лестница, по которой можно спуститься на лунную поверхность.

Ракета-носитель «Сатурн-5»1 Система аварийного спасения (САС).2 Отсек экипажа корабля «Аполлон».3 Двигательный отсек корабля «Аполлон».4 Лунная кабина корабля «Аполлон».5 Луноход.6 Отсек оборудования.7 Третья ступень (ракета S-4В).8 Двигатель J -2.9 Вторая ступень (ракета J-2).10 Пять двигателей J-2.11 Первая ступень (ракета S-1С).12 Пять двигателей F- 1 .

САСПолная длина 10,2 м.Диаметр 66 см.Масса 4170 кг.

Длина ракеты-носителя «Сатурн-5» вместе с КК «Аполлон» и САС 110,6 м. Стартовая масса 2913 т. Связка из пяти двигателей F-1 первой ступени развивает тягу 3470 тс. Время работы двигателей первой ступени около 2,5 мин, они выводят КК «Аполлон» на высоту 62 км, сообщая ему скорость 9850 км/ч. Связка из пяти двигателей J-2 второй ступени работает около 6,5 мин, поднимая КК на высоту 185 км. Двигатель третьей ступени выводит корабль на околоземную орбиту высотой 190 км. Через некоторое время двигатель третьей ступени включается повторно, чтобы перевести корабль «Аполлон» на траекторию полета к Луне

.
Основной блок КК «Аполлон»

1 Штырь стыковочного узла.2 Теплозащитный чехол, надеваемый на отсек экипажа при запуске.3 Герметизированная кабина космонавтов.4 Гибкая юбка теплозащитного чехла на отсеке экипажа.5 Двигатели ориентации по тангажу.6 Двигатели ориентации по крену.7 Панель для монтажа блока из четырех вспомогательных двигателей.8 Баки с топливом для маршевого двигателя.9 Успокоитель и расходомер.10 Сопло маршевого двигателя.11 Теплозащитный экран заднего днища.12 Остронаправленная антенна диапазона S.13 Радиатор системы терморегулирования.14 Бачки с жидким кислородом и водородом.15 Блок вспомогательных двигателей.16 Двигатели ориентации по рысканию.

Основной блок корабля «Аполлон» состоит из отсека экипажа и двигательного отсека. В первом размещаются астронавты, во втором находятся источники электроэнергии, система терморегулирования и двигательная установка.

Технические характеристики.Отсек экипажаДлина (без головного обтекателя) 3,2 м.Макс. диаметр 3,9 м. Двенадцать двигателей системы ориентации.Топливо - монометилгидразин и четырехокись азота.Полезный объем 59,4 м3.Масса вместе с астронавтами 5937 кг.Двигательный отсекДлина 7,4 м.Макс. диаметр 3,9 м.Тяга маршевого двигателя 9300 кгс. Топливо - аэрозин-50 и четырехокись азота.Четыре блока вспомогательных двигателей.Топливо - монометилгидразин и четырехокись азота.Масса 24 528 кг.

Масса КК «Аполлон» изменялась от экспедиции к экспедиции.

Модификации для полетов этапа J (КК «Аполлон-15, -16, -17»)РН «Сатурн-5»Увеличена тяга ступени I (ракета S-1) РН «Сатурн-5».Исключены 4 из 8 двигателей разделения ступеней. Из ступени II (ракета J-2) исключены все четыре вспомогательных двигателя.ТраекторияТретья ступень (ракета S-4В) и КК «Аполлон» выводятся на орбиту на 18,5 км ниже.Двигательный отсек КК «Аполлон»Масса баков с кислородом и водородом для систем энергоснабжения и терморегулирования увеличена до 502 кг.Добавлен отсек научного оборудования (СИМ).

Прошло еще слишком мало времени, чтобы в полном объеме оценить значение экспедиций космического корабля «Аполлон» на Луну. Подводя итоги после завершения последней лунной экспедиции корабля «Аполлон-17», доктор Б. Френч, руководитель Программы внеземных исследований НАСА, сказал: «С 1969 по 1972 г. благодаря усилиям нескольких тысяч ученых и инженеров Земли двенадцать астронавтов исследовали поверхность Луны. Защищенные от воздействия безвоздушного космического пространства и жестких температурных условий на лунной поверхности астронавты находились на Луне в течение нескольких суток, а некоторые из них даже проехали на луноходах несколько километров по ее поверхности. Они провели интересные научные наблюдения и установили приборы для изучения ее внутренней структуры. Они собрали сотни килограммов образцов лунных пород и грунта, предприняв таким образом первую попытку разобраться в происхождении и геологической истории другого небесного тела, используя реальные образцы его коры...»

На этих страницах показаны космические корабли, которые были разработаны для осуществления посадки на Луну.

Траектория спуска лунной кабиныПри посадке кабины на поверхность Луны используется радиолокатор для определения расстояния до лунной поверхности и регулирования тяги двигателя.

Последовательность операций спуска1 В конце этапа отделения лунной кабины от основного блока корабля «Аполлон» высота над поверхностью Луны 3050 м, тяга двигателя 2720 кгс.2 При входе в зону видимости места посадки высота 2950 м, тяга двигателя 2540 кгс.3 Высота в начале посадки около 900 м.4 При спуске корабля до высоты 150 м тяга двигателя уменьшается до 1270 кгс; вертикальная скорость движения лунной кабины 8,2 м/с.5 При посадке кабины скорость ее движения уменьшается от 8,2 до 0,91 м/с.6 Вертикальная скорость перед посадкой около 1,06 м/с. Расстояние между точками 2 и 6 составляет 9,6 км.

Схема полета КК «Аполлон -17»1 Старт ракеты-носителя «Сатурн-5» с КК «Аполлон».2 Отделение САС.3 Отделение ступени I (ракеты S -1С), включение двигателя ступени II.4 Отделение ступени II (ракеты S-2), включение двигателя ступени III (ракеты S-4В ), которая выводит КК «Аполлон» на низкую околоземную орбиту.5 Промежуточная околоземная орбита.6 Вывод корабля «Аполлон» на траекторию полета к Луне (повторное включение двигателя ступени III).7 Отделение основного блока.8 Перестроение основного блока.9 Пристыковка основного блока к лунной кабине.10 Отделение КК «Аполлон».11 Коррекция траектории полета КК «Аполлон».12 Вторая коррекция траектории полета корабля «Аполлон».13 Ступень III (ракета S -4В) переводится на траекторию прямого попадания на поверхность Луны.14 Последняя коррекция траектории.15 Построение лунной орбиты. Параметры первых двух орбит: апоселений 316,6 км, периселений 94,4 км.16 Построение более низкой орбиты КК «Аполлон» с параметрами: апоселений 109,2 км, периселений 27,7 км; два астронавта переходят в лунную кабину.17 Разделение лунной кабины и основного блока на двенадцатом витке.18 Включение двигателей лунной кабины для уменьшения скорости посадки.19 Прилунение кабины.20 Обращение на окололунной орбите основного блока КК «Аполлон».21 Построение орбиты основного блока с параметрами: апоселений 130,2 км, периселений 100,5 км.22 Старт взлетной ступени лунной кабины.23 Сближение взлетной ступени с основным блоком.24 Стыковка взлетной ступени с основным блоком.25 Отделение взлетной ступени.26 Взлетная ступень на пути к поверхности Луны.27 Отделение автоматического спутника на селеноцентрической орбите.28 Переход на траекторию полета к Земле.29 Коррекция траектории.30 Вторая коррекция траектории (в случае необходимости).31 Последняя коррекция после разделения отсека экипажа и двигательного отсека.32 Ориентация отсека экипажа при возвращении на Землю.33 Спускаемый аппарат на высоте 122 км.34 Пропадание сигнала при входе в атмосферу.35 Приводнение.
Для создания первого летательного аппарата людям потребовалось около 400 лет, чтобы пройти путь от Леонардо да Винчи до братьев Райт. На этом пути было много удач и промахов. Но, как ни трудны были первые шаги, природа предоставила людям одну благоприятную возможность - использовать подъемную силу воздуха для обеспечения стабилизации и управления полетом летательного аппарата. Космические аппараты перемещаются в среде, где на протяжении всего полета воздуха нет (исключая моменты старта и посадки в атмосфере Земли), и благополучный исход полета полностью определяется надежностью работы двигателя, используемого для искусного маневрирования в соответствии с навигационной обстановкой.

Трудности еще больше возросли при разработке лунной кабины космического корабля «Аполлон», которая должна была благополучно доставить на поверхность Луны двух астронавтов, для чего требовалось высокое искусство управления при приближении к месту посадки и во время самой посадки, совершаемой по вертолетному принципу. С учетом этих трудностей высказывались предположения, что лунные экспедиции должны быть сведены только к посадке и короткой прогулке по лунной поверхности, напоминающей стремительный набег. Практика показала, однако, что время пребывания на поверхности Луны последнего экипажа (по сравнению с первыми) увеличилось примерно в десять раз. Лунная кабина КК «Аполлон»1 Люк стыковочного узла отсека экипажа и лунной кабины.2 Люк для входа в герметизированную кабину.3 Две антенны метрового диапазона.4 Бак окислителя для двигателей системы ориентации (N2O4).5 Блок автоматики.6 Бачок с водой.7 Баллон с гелием для вытеснительной системы подачи топлива в двигатели системы ориентации.

Взлет с ЛуныЛунная кабина представляет собой единое целое до момента взлета с лунной поверхности, когда взлетная ступень вместе с экипажем используется как самостоятельный космический корабль для встречи на орбите и стыковки с отсеком экипажа. На рисунке показан тоннель-лаз для перехода астронавтов после стыковки в отсек экипажа.
8 Бак горючего (аэрозин-50) для двигателей системы ориентации.9 Бак горючего (аэрозин-50) для основного двигателя взлетной ступени.10 Блок двигателей системы ориентации.11 Радиоизотопная энергетическая установка.12 Телескопическая стойка посадочного шасси.13 Тарельчатая опора посадочного шасси.14 Поперечный элемент шасси.15 Бак горючего (аэрозин-50) основного двигателя посадочной ступени (2 шт.).16 Двигатель посадочной ступени с регулируемой тягой до 4530 кгс.17 Бак с окислителем двигателя посадочной ступени (2 шт.).18 Выдвижная антенна диапазона S (используется на поверхности Луны).19 Посадочная ступень.20 Лестница для спуска астронавтов на поверхность Луны.21 Теплоизоляция.22 Площадка с поручнями.23 Основной двигатель взлетной ступени, тяга в вакууме 1590 кгс.24 Автономная ранцевая система жизнеобеспечения.25 Дефлекторы для отклонения истекающих газов из сопла.26 Вентилятор для обеспечения циркуляции кислорода в кабине.27 Проблесковый источник света.28 Пульт управления лунной кабиной.29 Антенна диапазона S, используемая во время полета.30 Антенна радиолокатора, обеспечивающего встречу на орбите.31 Поворотная антенна диапазона S.

Технические характеристикиВысота 6,98 м.Ширина по диагонали между посадочными опорами 9,4 м.Свободный объем 4,5 м3.Стартовая масса лунной кабины: КК «Аполлон-11» 15 060, «Аполлон-17» 16 440 кг.Отсек для размещения астронавтов имел цилиндрическую форму диаметром 2,35 м и высотой 1,07 м.

Модификация для полетов этапа JПосадочная ступень Увеличены запасы кислорода и воды, установлена дополнительная химическая батарея. Перекомпонован отсек I для размещения сложенного лунохода. В отсеке 4 вместо комплекта оборудования и инструментов установлены дополнительный бачок с водой (50 кг), контейнер для отходов, дополнительные баллоны высокого и низкого давления с кислородом. Новый вариант комплекта оборудования и инструментов, установленный снаружи отсека 4, включает плоский ящик с инструментами, контейнеры для образцов лунного грунта, батареи для автономных ранцевых систем жизнеобеспечения астронавтов и детектор космического излучения. Запас топлива двигателя увеличился на 520 кг; возросла продолжительность его работы. Для уменьшения эрозии камеры сгорания заменено ее внутренее покрытие; удлинена закритическая часть сопла двигателя.Взлетная ступеньВ скафандрах новой конструкции, обладающих большей гибкостью, увеличены запасы кислорода, воды, емкость батареи.

Скафандр для выхода на поверхность Луны1 Герметизированный шлем.2 Панель управления автономной ранцевой системой жизнеобеспечения.3 Входной и выходной разъемы для подсоединения водяных шлангов системы жизнеобеспечения.4 Карман для фонаря.5 Входной и выходной разъемы для подсоединения кислородных шлангов системы жизнеобеспечения.6 Кабели связного оборудования, вентиляционные и водяные шланги системы охлаждения.7 Карман для образцов лунного грунта.8 Чехлы на ботинках.9 Упрочняющий слой металлической ткани для защиты от охлаждения и ударов микрометеоритов.10 Прикрытые клапаном разъем для подсоединения мочесборника, отверстие для инъекций, дозиметр и на шнурке пакет с медикаментами.11 Перчатки.12 Герметизированная оболочка скафандра.13 Соединяющиеся части герметизированной оболочки скафандра (отвернутые).14 Входной разъем для очищенного кислорода.15 Карман для солнцезащитных очков.16 Разъем для подсоединения кабеля связного оборудования.17 Панель управления системой очистки кислорода.18 Автономная ранцевая система жизнеобеспечения.19 Система очистки кислорода.

Луноход1 Остронаправленная антенна.2 Телевизионная камера.3 Малонаправленная антенна.4 Пульт управления.5 Кинокамера (16 мм).6 Ручка управления.7 Контейнеры для лунных образцов.8 Оборудование и инструменты.9 Колесо с ободом из проволоки.10 Контейнеры под сиденьями.11 Защита от пыли.12 Приемопередающее оборудование для непосредственной связи с Землей.

Это - космический аппарат специального назначения, сконструированный для эксплуатации в условиях вакуума, большого перепада температур окружающей среды и сильно пересеченной местности. Аппарат приводится в движение электромоторами; для облегчения веса он изготовлен из алюминиевого сплава. Обода его колес сплетены из проволоки с цинковым покрытием. В сложенном виде луноход размещен в посадочной ступени лунной кабины. Занимаемый им объем не превышает 0,85 м3.

Технические характеристикиДлина 3,1 м.Ширина колен 1,82 м.Колесная база 2,3 м.Диаметр колеса 81,3 см.Клиренс 35,5 см. Радиус поворота 3,05 м.Максимальная скорость около 14 км/ч.

Автономная ранцевая система жизнеобеспечения (АРСЖ)1 Система очистки кислорода.2 Блок аварийного запаса кислорода (АЗК). Кислородный баллон высокого давления.3 Блок АЗК. Система подачи кислорода низкого давления (для дыхания, вентиляции и поддержания давления наддува в скафандре).4 Связное и телеметрическое оборудование.5 Блок электрических соединений.6 Бачок с водой для системы терморегулирования.7 Вентилятор.8 Жидкостная система охлаждения астронавта.9 Основная система подачи кислорода. Баллон с кислородом.10 Разъемы для подзарядки баков с кислородом и водой.

АРСЖ подает в скафандр кислород (под давлением 0,26 ат) и воду для системы охлаждения. Поступающий из скафандра кислород, содержащий газообразные и твердые примеси, пропускается через активированный уголь и патрон с жидкой гидроокисью лития. В ранце размещены также аппаратура связи и телеметрии, системы управления и дисплеи, источник электропитания. Вверху ранца установлена система очистки кислорода, которая обеспечивает резервную подачу газообразного кислорода.

Энергопитание: две серебряно-цинковые батареи напряжением 36 В.Двигатель: четыре электромотора постоянного тока мощностью 180 Вт каждый (по одному на каждое колесо).Вес на Земле 210 кгс.Вес на Луне 35 кгс.Вес при полной нагрузке 725 кгс.

Вверху. Однажды на голубой Луне..! Окруженный светящимся ореолом астронавт космического корабля «Аполлон-12» работает на поверхности спутника Земли в районе Океана Бурь. Лунная кабина этого корабля совершила посадку в 183 м от АМС «Сервейер-3», запущенной на Луну в 1967 г.

Посадочная ступень лунной кабины, на которой укреплены посадочные шасси, имела двигатель, тягу которого можно было регулировать в пределах 475- 4535 кгс. На Луне посадочная ступень служила стартовой платформой для запуска взлетной ступени, состоявшей из герметизированной кабины, систем управления и навигации, включая радиовысотомер и бортовую ЦВМ, а также из двигателя с регулируемой тягой. Два рабочих места астронавтов снабжены подвесными системами (с целью экономии места и веса конструкторы отказались от кресел). Пока взлетная ступень была пристыкована к кораблю «Аполлон», астронавты входили и выходили из нее через туннель-лаз. На поверхности Луны после разгерметизации кабины астронавты открывали люк и в своей громоздкой, предназначенной для перемещения по Луне одежде по лестнице посадочной ступени спускались вниз и спрыгивали на грунт.

По окончании работ на поверхности Луны астронавты возвращались обратно во взлетную ступень, с помощью блока и троса поднимали на борт мешочки с образцами, закрывали входной люк, восстанавливали давление в кабине и, включив двигатель взлетной ступени, стартовали с посадочной ступени. Взлет производился в такое расчетное время, которое сводило к минимуму маневрирование на селеноцентрической орбите. Стыковка осуществлялась в установленном отработанном порядке.

Когда в 1962 г. была начата разработка лунной кабины, характер лунного грунта был неизвестен и ученые обсуждали вопрос о массе взлетной ступени. В телескопы с Земли не удавалось рассмотреть на поверхности Луны детали размером менее одного километра. Поэтому о лунной поверхности высказывались самые различные предположения. Одни полагали, что она покрыта пылью, в толстом слое которой может утонуть лунная кабина, другие считали, что она представляет собой очень твердую корку, при ударе о которую во время посадки аппарата может образоваться какая-либо трещина, которая поглотит его.

в начало назад

epizodsspace.narod.ru


Смотрите также