Все 3 отсека корабля Apollo-командный отсек, служебный отсек и лунный корабль - имеют самостоятельные реактивные системы управления (рис. 21.1).

Рис. 21.1. Корабль Apollo: 1 - лунный корабль; 2 - служеб- ный отсек; 3 - командный от- сек; 4 - реактивная система управлений лунного корабля; 5- посадочный ЖРД

РСУ корабля Apollo имеет 44 специальных ЖРД. На всех отсеках корабля Apollo РСУ импульсного типа работают на системах подачи топлива под давлением, с 2-компонентным самовоспламеняющимся топливом. Полный импульс, создаваемый ЖРД РСУ при одном включении, может быть в пределах от 0,4 до 25 000 кг. сек. Некоторые ЖРД РСУ в процессе полета могут включаться до 10 000 раз. РСУ обеспечивает управление кораблем Apollo на всех этапах полета.

РСУ служебного отсека управляет кораблем после его отделения от ступени S-IVB, на траектории полета Земля-Луна, при выходе на орбиту ИСЛ, после отделения лунного корабля управляет основным блоком (командный и служебный отсеки) на орбите ИСЛ и на траектории возвращения основного блока к Земле.

РСУ лунного корабля осуществляет управление при посадке на Луну, при взлете второй ступени лунного корабля с Луны, во время встречи и стыковки с основным блоком.

РСУ командного отсека управляет в процессе входа в атмосферу после отделения командного отсека от служебного. РСУ служебного отсека и лунного корабля кроме управления ориентацией могут осуществлять поступательные перемещения по всем трем осям. РСУ командного отсека управляет только ориентацией. РСУ могут работать на автоматическом режиме от цифрового автопилота (ЦАП) или на режиме ручного управления астронавтом.

РСУ служебного отсека управляет ориентацией и поступательным перемещением с момента выхода корабля на траекторию полета к Луне до разделения командного и служебного отсеков. ЖРД РСУ служебного отсека могут работать в импульсном или непрерывном режиме. При импульсном режиме последовательно выдаваемый ЖРД минимальный импульс равен 0,18 кг"сек. Одновременно один ЖРД может быть включен на сравнительно продолжительный режим постоянной тяги, а остальные могут работать в импульсном режиме управления ориентацией.

РСУ служебного отсека состоит из четырех самостоятельных независимо работающих подсистем - блоков, расположенных по окружности цилиндрической части служебного отсека, через 90R.

Каждый блок имеет связку из четырех ЖРД радиационного охлаждения и самостоятельную систему наддува баков и подачи топлива. В каждой связке два ЖРД расположены по направлению продольной оси аппарата и два в поперечном направлении. Поперечные ЖРД создают момент, вращающий аппарат вокруг оси X и поступательные перемещения вдоль осей У и Z. Продольные ЖРД создают вращающие моменты вокруг осей Y и Z и поступательное перемещение вдоль оси X. Для осуществления управления, как правило, ЖРД включаются попарно.

РСУ служебного отсека работает на 2-компонентном топливе, четырехокись азота (N₂H₄) используется в качестве окислителя и монометилгидразин (ММН) в качестве горючего, состав смеси (окислитель/горючее) равен 2. Каждый блок имеет запас топлива 147 кг; суммарный запас топлива для системы РСУ служебного отсека 588 кг.

Все блоки РСУ служебного отсека работают идентично по схеме, приведенной на рис. 21.2. для одного блока.

Рис. 21.2. Топливная система блока ЖРД реактивной системы управления служебного отсека

В гелиевый бак сферической формы из титанового сплава (6А1-4V) заправляется газообразный гелий под давлением 290 кг/см². В линии подачи гелия установлены изолирующие клапаны. Электромагнитные изолирующие клапаны, удерживаемые в открытом положении магнитным замком и в закрытом положении нагруженные пружиной, имеют электропереключатель, указывающий экипажу положение клапана. Высокое давление гелия двумя блоками параллельных регуляторов снижается до рабочего давления 12,7 кг/см². Для обеспечения надежности системы в каждом блоке последовательно соединены 2 регулятора. Если один из регуляторов отказал в открытом положении, другой регулятор этого блока будет поддерживать рабочее давление в системе. Если один из регуляторов отказал в закрытом положении, то регуляторы параллельного блока обеспечат требуемое давление.

Между регуляторами давления и входом в топливные баки установлены блоки последовательно-параллельных обратных клапанов и предохранительные клапаны. Обратные клапаны предохраняют систему от смешения испарившихся компонентов топлива. Каждый блок имеет 4 обратных клапана, соединенных в последовательно-параллельную цепь. Последовательное соединение препятствует смешению паров, а параллельное соединение обеспечивает необходимую подачу гелия в баки горючего и окислителя. Предохранительные клапаны защищают топливные баки от разрушения, если при изменении температуры сильно возрастает давление.

Предохранительный клапан снабжен разрывной диафрагмой, герметизирующей систему и исключающей утечку гелия до возникновения перенаддува. Диафрагма разрывается при давлении 16 кг/см², предохранительный клапан открывается при давлении 16,5 кг/см² и закрывается при давлении 15,5 кг/см².

Внутри каждого топливного бака имеется камера - мешок из тефлона, заполненная топливом. Когда бак наддувается, гелий поступает в полость между камерой и стенками бака, сжимает камеру и осуществляет подачу топлива в ЖРД. Все топливные баки РСУ Apollo выполнены по одной технологии из одинакового материала и с одинаковым диаметром 32 см. Баки имеют цилиндрическую форму и шарообразные днища, объем баков изменяется за счет длины цилиндрической части.

В каждом блоке РСУ служебного отсека по 2 бака для горючего и по 2 бака для окислителя. Баки каждого из компонентов топлива соединены параллельно и работают в системе как один бак.

В магистрали между топливными баками и ЖРД установлены электромагнитные изолирующие клапаны. Когда баки наддуты, изолирующие клапаны открыты и топливо поступает к клапанам ЖРД.

В период обслуживания РСУ служебного отсека изолирующие клапаны закрыты. Они открываются в момент старта и открыты в течение всего полета. В топливных магистралях горючего и окислителя за изолирующими клапанами и перед входом в ЖРД установлены фильтры, предохраняющие инжекторы ЖРД от загрязнения.

Количество топлива в баках РСУ служебного отсека определяется косвенным методом, посредством измерения количества гелия, вытекшего из гелиевого бака, в предположении отсутствия утечки гелия.

Масса гелия, перетекшая в топливные баки, определяется разностью между начальной массой газа в баке и измеренным количеством газа, оставшегося в баке. Количество топлива в баках определяется разностью между объемом топливных баков и объемом гелия, перетекшего в топливные баки.

Недостатком системы является отсутствие информации о составе смеси. Однако система простая и легкая, имеет единственный комбинированный датчик температуры и давления гелия.

РСУ лунного корабля выполняет следующие функции.

1. Осуществляет отделение лунного корабля от основного блока.

2. Управляет ориентацией лунного корабля на активных и пассивных участках траектории полета.

3. Осуществляет поступательные перемещения при зависании лунного корабля перед посадкой на Луну.

4. Производит стыковку лунного корабля с основным блоком.

В дополнение к основным функциям, в случае преждевременного выключения ЖРД двигательной установки взлетной ступени, РСУ лунного корабля может сообщить взлетной ступени дополнительную скорость, необходимую для выхода на траекторию ИСЛ.

Для выполнения всех функций и с целью увеличения надежности РСУ лунного корабля выполнена в виде двух идентичных и самостоятельных систем А и В (рис. 21.3, 21.4).

Рис. 21.3. Компановка топливной системы реактивного
управления лунного корабля на взлетной ступени.

Каждая из систем А и В имеет по 8 ЖРД, самостоятельную систему наддува баков и подачи топлива. Все ЖРД РСУ лунного корабля соединены по 4 ЖРД в четырех блоках, равномерно размещенных по периферии взлетной ступени. Два ЖРД в каждом блоке расположены параллельно оси Х и 2 ЖРД в плоскости, перпендикулярной оси X.

Два ЖРД каждого блока нормально обеспечиваются топливом из системы А, другие 2 из системы В. Нормально обе системы работают одновременно, но каждая из систем может обеспечить управление лунным кораблем. Промежуточная линия с клапанами, соединяющая системы А и В, и линия, соединяющая топливную систему ЖРД взлетной ступени и РСУ, обеспечивают максимальную гибкость РСУ лунного корабля.

РСУ лунного корабля работают на 3-компонентном топливе, в качестве окислителя используется N₂O₄ и в качестве горючего 50% смесь несимметричного диметилгидразина с гидразином. В топливных баках РСУ лунного корабля содержится 264 кг расходуемого топлива, кроме этого, в нормальных условиях полета РСУ лунного корабля расходует 82 кг топлива двигательной установки взлетной ступени.

Рис. 21.4. Схема топливной системы реактивного управления лунного корабля.