Пилотируемые полеты на Луну | страница 30

Основной РДТТ системы аварийного спасения фирмы Lockheed (США) имеет

Решающее влияние на траекторию полета командного отсека с системой аварийного спасения оказывает направление вектора тяги основного РДТТ относительно центра масс аппарата. РДТТ имеет 4 сопла, оси которых составляют угол 35° с осью аппарата. Вектор тяги составляет с осью аппарата угол 2,75°, который выверяется с точностью ±0,3° специальным оптическим устройством.

РДТТ отстрела системы аварийного спасения имеет максимальную тягу на уровне моря 14,6 т и продолжительность работы 1 сек. С помощью этого двигателя производится отделение аварийной системы и защитного конуса в нормальном полете и при аварийной ситуации перед началом работы парашютной системы. Сброс системы аварийного спасения от работающей ракеты-носителя обеспечивается наклоном вектора тяги РДТТ на 4° относительно оси аппарата, что достигается путем установки двух сопел разных размеров.

Система связи командного отсека обеспечивает:

· двухстороннюю микрофонную связь экипажа с Землей;

· передачу с борта корабля телеметрической информации и прием команд с Земли;

· прием с Земли и ретрансляцию на станции слежения закодированного шума на несущей частоте для определения курса и дальности корабля;

· передачу на Землю телевизионных изображений. Для этих целей на командном отсеке установлена унифицированная в S-диапазоне и две УКВ приемо-передающих радиостанции. Антенная система состоит из четырех малонаправленных антенн и одной остронаправленной. Последняя имеет 4 параболических излучателя диаметром по 80 см, смонтирована на служебном отсеке и поворачивается в рабочее положение после выхода корабля на траекторию полета к Луне.

Аэродинамические характеристики командного отсека.Анализ аэродинамических характеристик командного отсека корабля Apollo был произведен по данным испытаний в аэродинамических трубах и по результатам космических летных испытаний командных отсеков.

В анализе принято, что траектории входа в атмосферу начинаются на высоте 120 км, и заканчиваются при достижении М=4. Зависимости параметров траектории от времени (рис. 14.6а;б) получены на основании данных систем управления и навигации, скорректированных с учетом всех известных ошибок и по возможности привязанных к показаниям наземных радиолокационных станций.

На начальном участке входа в атмосферу до торможения, соответствующего 0,05 g, аппарат не управляем по дальности из-за малого скоростного напора для создания аэродинамических сил и моментов, способных искривить траекторию. В последующем полете (кроме участка максимальной высоты рикошетирования) аэродинамическое качество существенно влияет на дальность полета.