По давлениям на входе в двигатель и в камере сгорания был рассчитан расход компонентов топлива. Расход горючего при полной тяге отличался от расчетных значений на ?1%, – расход окислителя на ?0,5%.

Тяга рассчитывалась двумя методами. По первому методу использовались данные предполетных испытаний двигателя и регистрируемое в полете давление в камере сгорания:

где ?=0,975 – коэффициент потерь; pк=7,474 ата – давление в камере сгорания; Кп= 1,7695 – коэффициент тяги в пустоте; Fкр=350,0 см? – площадь критического сечения сопла. Рассчитанная величина тяги составила 4513 кг. Ожидаемая величина тяги составляла 4495 кг. Расхождение величины менее 0,5%.

Кроме того, тяга двигателя была вычислена с использованием уравнения движения космического корабля

где G=13 876 кг – средний за 12 сек вес лунного корабля; а=3,170 м/сек? – среднее ускорение. Тяга, вычисленная по этому методу, составила 4480 кг.

Этот метод считается более точным, так как расход массы лунного корабля от момента старта до повторного запуска двигательной установки посадочной ступени составлял менее 1 % массы аппарата в момент старта.

Удельный импульс, рассчитанный по тяге и расходу топлива, составил 304,2 сек.

По уравнению

где ?V – приращение скорости в результате второго включения двигателя; Gн – начальный вес; Gк – конечный вес; g =9,807 м/сек?, вычисленный удельный импульс составил 304,3 сек. Эти расчеты хорошо согласуются с ожидавшейся величиной 303,2 сек.

В табл. 9 приведены расчетные и фактические летные характеристики двигательной установки посадочной ступени.

Таблица 9

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

Двигательная установка включалась дважды в полете Apollo-11. Первый запуск, обеспечивший переход лунного корабля на траекторию снижения, производился над обратной стороной Луны. Второе включение (торможение при посадке) было произведено через 1 ч. Продолжительность работы двигательной установки составила при этом 756,6 сек.

Показания контрольно-измерительной аппаратуры. В основном датчики функционировали очень хорошо. Предельная разница в показаниях различных датчиков давления на выходе из блока регуляторов не превышала 0,18 ат. Во время торможения были зарегистрированы пульсации давления окислителя на входе в двигатель (размах колебаний до 4,71 ат). Пульсации давления в камере сгорания и давления горючего на входе в двигатель, а также изменения характеристик двигателя по результатам измерений не были обнаружены, что указывает на отсутствие в действительности пульсаций в линии окислителя. Такого рода пульсации наблюдались при наземных испытаниях, когда слабые колебания усиливались резонансом полости в узле установки датчика давления. Узел установки датчика состоит из тройника, один из штуцеров которого заглушен, а другой подсоединен к датчику. Условия резонанса изменяются в зависимости от количества гелия, попавшего в тройник и степени дросселирования двигателя.

Работа системы наддува при спуске протекала следующим образом. Система сверхкритического гелия работала на номинальном режиме (рис. 16.3). Графики давления окислителя на входе в двигатель и давления в камере сгорания приведены на pис 16.4, где видны также обсуждавшиеся выше пульсации. На рис. 16.5 показано снижение давления в топливных баках, обусловленное растворимостью гелия в компонентах топлива.

Риc. 16.3. Изменение давления в гелиевом баке двигательной установки взлетной ступени лунного корабля Apollo-11.

Работа системы контроля количества топлива на протяжении всего полета соответствовала расчетам. Ожидаемые величины и результаты телеметрии приведены на рис. 16.6. Эти данные показывают, что измеряемые в обоих баках количества окислителя расходятся к концу второго запуска. Датчик полной выработки компонентов топлива сработал на 685 сек после зажигания (за 71 сек до подачи команды на выключение двигателя и за 116 сек до расчетного момента полной выработки компонентов).

Рис. 16.4. Пульсации давления в камере ЖРД и давления окислителя на входе в ЖРД посадочной ступени лунного корабля Apollo-11

Рис. 16.5. Растворение гелия в горючем (а) и в окислителе (б) по расчетным и экспериментальным данным для двигательной установки посадочной ступени лунного корабля Apollo-11.

Рис. 16.6. Расход окислителя в двигательной установке посадочной ступени лунного корабля Apollo-11

После посадки лунного корабля на поверхность Луны для сброса давления из бачка с гелием и из топливных баков отработавшей двигательной установки посадочной ступени были открыты послепосадочные дренажные клапаны окислителя и горючего. Режим дренажа окислителя был номинальным. Дренаж горючего сопровождался неожиданным ростом давления горючего на входе в двигатель (рис. 16.7).