Пилотируемые полеты на Луну | страница 22
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.
Уменьшение потерь скорости
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.
Вычисление потерь
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.
