Пилотируемые полеты на Луну - Шунейко Иван Иванович (лучшие книги онлайн .txt) 📗

Литература

1. Senate approves space shuttle funding. Aerospace Daily -1971 49 № 42 ЭИ АиР, 1971, № 41; РЖ, 1971, 11.41.49 [2])

2. Shuttle promises billions of dollars in cost savings – mathematica. Space Bus. Daily, 1971, 56, № 33, .РЖ, 1971, 11.41.55

3. Congress blocks shuttle funding cuts. Aviat. Week and Space Technol., 1971, 95, № 1, ЭИ АиР, 1971, № 41; РЖ, 1971, 11.41.102

4. Phased approach to space shuttle development studied by NASA. Aerospace Daily, 1971, 48, № 33, ЭИ АиР, 1971, № 41; РЖ, 1971, 11.41.19

5. Nau R. A. Meeting space shuttle technology requirements at minimum cost. Pap. ASME, 1970, № AV/SpT—17, РЖ, 1971, 10.41.175

6 Milton J. F., Schramn W. B. Space shuttle vehicle concept and technology requirements. Pap. ASME, 1970, № AV/SpT-21, ЭИ АиР, 1971, № 42, РЖ, 1971. 10.41.178

7. Titus R. R. Early manned exploration of the planets. J. Spacecraft and Rockets, 1971, 8, № 5, ЭИ АиР, 1971, № 40, РЖ, 1971, 11.41.199

8. Advanced lunar operation keyed to nuclear shuttles. Aviat. Week and Space Technol., 1963, 91, № 6, ЭИ АиР, 1970, № 9

9. Bock E. H., Peters С. F., Siden L. E. Stage characteristics of an orbit—to—orbit shuttle designed for launch in an earth-to-orbit shuttle-vehicle. AIAA Paper № 70—268, ЭИ АиР, 1970, № 32

10. Nixon endorses Space Shuttle, calls for 5,5 billion +20% over next six years. Aerospace Daily, 1972, 53, № 4

11. Shuttle shapes up. Flight international, 1972, 101, № 3280, РЖ, 1972, 5.41.150

12. A shuttle decision. Flight International, 1972, 101, № 3279, РЖ, 1972, 5.41.20

Глава I

Конструкция и характеристики Saturn V Apollo

1.1. Ракета-носитель Saturn V

Самая мощная в США ракета-носитель Saturn V вместе с космическим кораблем Apollo имеет высоту 110 м и номинальный вес ~2750 т (рис. 11.1 см. вкладку в конце книги).

Основные данные ракеты-носителя Saturn V. Заказчик Национальный комитет по авиации и астронавтике (NASA) США.

Ступень S-IC ракеты-носителя Saturn V изготовлялась на заводе фирмы Boeing, специальное оборудование (трубопроводы, клапаны, переключатели, бортовая аппаратура, изоляция) поставлялись различными предприятиями США. Сборка серийных ступеней производилась на заводе Michoud.

Длина S-IC 42,5 м, диаметр 10,1 м, вес без топлива 135 т, с топливом 2145 г (рис. 11.2).

Двигательный отсек состоит из силовой конструкции,теплозащиты и стабилизаторов. Силовая конструкция воспринимает сосредоточенные усилия от пяти двигателей и передает их в виде равномерно распределенной нагрузки на нижний стык топливного отсека. Один двигатель укреплен неподвижно в центре отсека на двух пересекающихся балках, 4 периферийных внешних двигателя укреплены в кардановых подвесках, которые расположены по окружности отсека под углом 90° один к другому.

Сосредоточенные нагрузки от стартовых стоек передаются через подкрепленную оболочку, устойчивость которой обеспечивается внутренними шпангоутами. Чтобы обеспечить необходимое распределение напряжений и минимизировать вес, толщина оболочки меняется от 16 до 5 мм в продольном и окружном направлениях. Конструкция отсека сделана из алюминиевого сплава 7075 (кроме штампованных деталей, которые изготовляются из сплава 7079).

Рис. 11.2. Первая ступень S-IC

Количество тепла, выделяемое двигателями F-1, составляет 9760 ккал/м? (80% тепла передается излучением от пламени) . Поэтому конструкция и оборудование в донной части ступени закрыты керамической теплоизоляцией М-31, которая состоит из волокнистого титана с высоким коэффициентом отражения, асбестового волокна и связующего вещества (коллоидная двуокись кремния).

Изоляция работает при уровне шума 164 дб и удельном тепловом потоке 65 ккал/м?сек.

Обтекатели защищают периферийные двигатели от аэродинамических нагрузок и тем самым снижают усилия, необходимые для их поворота.

Конструкция обтекателей состоит из шпангоутов, лонжеронов и подкрепленной обшивки.

Хвостовая часть обтекателей сделана из титана и нержавеющей стали, так как расчетная температура в этой зоне равна 650°C. Остальная часть конструкции сделана из алюминиевого сплава.

Четыре трапецевидных стабилизатора ступени обеспечивают устойчивость ракеты-носителя при максимальном скоростном напоре и имеют площадь 7 м? каждый. Конструкция состоит из лонжеронов и нервюр, отстоящих на 25 см друг от друга, и обшивки. Материал обшивки титан 6А1-4V (температура задней и передней кромок стабилизатора 1093 и 400…480°C соответственно).

Топливный отсек состоит из баков горючего и окислителя длиной 13,1 и 19,5 м объемом 835 и 1340 м? соответственно. Оба бака имеют цельносварную конструкцию, выполненную из алюминиевого сплава 2219. Эллипсоидные днища баков сварены из восьми трапецевидных и восьми треугольных сегментов.

Стенки баков состоят из панелей с продольными ребрами жесткости таврового сечения.

Ребра расположены на внутренней стороне панелей и получены фрезерованием из плиты толщиной 5 см. Днища и стенки баков с обшивкой межбаковых отсеков соединяются через шпангоут V-образного сечения размером 13х69 см.

При проектировании баков коэффициент безопасности. принимался равным 1,4, и расчет прочности велся на 140% максимально возможной нагрузки. Испытание баков проводилось на давление 105% от максимального расчетного. Баки работают при циклических нагрузках, материал всегда имеет не обнаруженные риски, трещины и другие дефекты, рост которых при циклических напряжениях приводит к разрушению конструкции. Поэтому проводилась оценка допустимых дефектов при контроле качества продукции.

Для демпфирования колебаний топлива на цилиндрической части баков приварены шпангоуты закрытого профиля с размерами поперечного сечения 75х100 см, а на нижнем днище установлены крестообразные перегородки. Шпангоуты и перегородки одновременно подкрепляют оболочки баков. Они сделаны из алюминиевого сплава 7079-Т6 и 7075-Т6.

Гелий, необходимый для наддува бака горючего, хранится в четырех баллонах объемом 0,88 м? при давлении 210 ат. Баллоны сделаны из алюминиевого сплава 2219 и крепятся к шпангоутам внутри бака окислителя.

Все 5 трубопроводов окислителя проходят через бак горючего и помещаются в герметичных трубах диаметром 64 см и длиной 12,2 м, подкрепленных шпангоутами. Материал труб – алюминиевый сплав 2219. К верхнему днищу каждая труба крепится через сильфон.

Внутри герметичных труб (туннелей) проходят трубопроводы окислителя диаметром 0,43 м.

Трубопроводы крепятся к днищу бака окислителя и к кронштейнам двигательного отсека. Трубопроводы имеют универсальные герметичные шарниры и специальные узлы – температурные компенсаторы, – которые допускают повороты работающих двигателей, температурные деформации конструкции и юстировку двигателей.

Топливо подается к двигателям по трубопроводам диаметром 0,3 м.

До старта бак окислителя наддувается гелием, после запуска – газообразным кислородом, который отбирается от магистрали окислителя высокого давления и пропускается через теплообменники двигателей.