Двигательная установка взлетной ступени

Двигательная установка взлетной ступени

Двигательная установка взлетной ступени лунного корабля запускалась в полете Apollo-10 дважды. Первый запуск длился 15 сек. Продолжительность второго запуска (до выработки топлива) составила 213 сек, тяга 100%.

В основу расчета характеристик двигателя взлетной ступени были положены значения параметров, замеренные во время второго запуска.

Секундный расход рассчитывался путем определения количества топлива, израсходованного с момента начала запуска до обнажения датчиков полной выработки компонентов топлива. Соответствующие данные приведены в табл. 10.

Остаток топлива в баках в момент обнажения датчиков полной выработки компонентов топлива состоял из 18,55 кг горючего и 21,59 кг окислителя. Кроме того, дополнительный расход 10,02 кг окислителя вызван испарением и повышенным расходом его после выработки горючего. Рассчитанный секундный расход топлива составил 5,008 кг/сек по сравнению с ожидавшейся величиной 5,103 кг/сек.

Таблица 10

Сравнительные данные по измерениям давлений в двигательной установке взлетной ступени при наземных и летных испытаниях приведены в табл. 11.

Таблица 11

Удельный импульс двигательной установки взлетной ступени лунного корабля в целом, т. е. с учетом расхода топлива двигателями РСУ рассчитывается по отношению

Из РСУ лишь двигатели, создававшие тягу в направлении X, параллельном направлению тяги основного двигателя, участвовали в создании приращения скорости лунного корабля, остальные двигатели РСУ работали сбалансированными парами.

Удельный импульс основной двигательной установки взлетной ступени лунного корабля рассчитывался по уравнению

где f – доля топлива, идущего на РСУ, расходуемая «Х-двигателями», ДУ и РСУ – секундный расход топлива для основной двигательной установки и всех двигателей РСУ соответственно, Jуд.РС —удельный импульс РСУ.

Вычисленный таким образом удельный импульс двигательной установки взлетной ступени лунного корабля составил 309,2 сек (ожидавшаяся величина 308,8 сек). Тяга двигателя была вычислена по формуле

Предварительные расчеты дали величину тяги 1570 кг. Более низкая величина тяги в полете по сравнению с ожидавшейся величиной объясняется пониженным давлением на выходе из блока регуляторов системы наддува. Результаты летных испытаний двигательной установки взлетной ступени лунного корабля приведены в табл. 12.

Таблица 12