Посадочная ступень лунного модуля (ЛМ) редко удостаивается надлежащего обширного и подробного обсуждения. А там есть некоторые интересные моменты, навевающие вполне определенные вопросы.
Фотографии, на которых ЛМ изображен на Луне, дают слабое представление о о конструкции посадочной ступени, которая является одновременно и стартовым столом для взлетной ступени.
Схемы дают несколько больше информации по интересующей нас конструкции
По центру посадочной ступени располагается двигатель - тяга должна проходить через ЦТ аппарата.
Двигатель расположен в центре пространственной конструкции в форме креста. В лучах "креста" расположены баллоны с топливом, окислителем, оборудование, приборы и многое другое.
Пространство в форме треугольной призмы так же используется для размещения полезной нагрузки.
Снаружи все это закрыто теплоизоляцией.
Фотографии из музеев дают дополнительное представление о конструкции посадочной ступени
Конструкция "креста" образована плоскими подкрепленными панелями. В местах стыков панелей (в углах) есть дополнительные силовые элементы.
На какие нагрузки была рассчитана силовая схема этого "креста"?
В первую очередь, перегрузки при выведении на околоземную орбиту. ЛМ при этом был закреплен и раскреплен оптимальным образом в отсеке полезной нагрузки.
Нагрузка при торможении двигателем при посадке. Сила тяги приложена по центру "креста", вверх, а массовая нагрузка в лучах "креста" пыталась нагрузить их вниз.
И непосредственно посадка - касание опорами лунной поверхности. Перегрузка на все массы давала силу, направленную вниз, а реакция от опор на лунной поверхности - вверх. Кроме того, оставалась небольшая горизонтальная составляющая скорости, которая убиралась трением опор о поверхности и при этом создавался дополнительный момент на изгиб или на закручивание.
Посадочный расчетный случай, предположительно, давал максимальную нагрузку на силовой "крест".
Итак, "крест" представлял собой кессонную конструкцию, имеющую сложное нагружение - изгиб, кручение, перерезывающие силы и растяжение/сжатие.
Основную расчетную нагрузку дает изгиб в вертикальной плоскости - перегрузка при касании поверхности с не нулевой вертикальной скоростью и плече опоры относительно массовой нагрузки.
Горизонтальная нагрузка всегда меньше вертикальной, хотя бы потому, что коэффициент трения скольжения никогда не достигает величины 1 (хотя е гоночных машин на разогретых сликах иногда бывает и больше единицы), а чаше бывает равен 0,2-0,4.
Рассмотрим элементы конструкций, имеющих сходные условия нагружения - изгиб, кручение, перерезывающая сила. Одна из таких конструкций - лонжерон крыла самолета:
Крыло самолета бывает одно- двух- и даже трехлонжеронное, с работающей и не работающей обшивкой - конструкции крыла достаточно разные. Разным бывает и лонжерон крыла.
Лонжерон бывает балочный, ферменный различных технологий изготовления, и даже монолитный, выполненный заодно с обшивкой крыла.
Силовые элементы "креста" лунного модуля по своей конструкции аналогичны стенки лонжерона балочной конструкции.
Лонжерон балочной конструкции состоит из верхнего и нижнего пояса и стенки, подкрепленной или не подкрепленной, и ряда дополнительных элементов, типа узлов навески, стыковочных узлов и пр.
Изгиб при этом воспринимают пояса лонжерона - один сжимается, второй растягивается, а перерезывающую силу "держит" стенка.
У ферменного лонжерона сдвиг - перерезывающую силу - воспринимают раскосы .
Если попробовать разобраться, почему лонжероны свободнонесущего крыла бывают разной конструкции, то мы придем к такому понятию, как "интенсивность нагрузки", а так как для двухпоясной балки типа лонжерона, основным нагружающим фактором является изгиб, то интересующий нас параметр "интенсивность нагрузки при изгибе".
Это - величина изгибающего момента отнесенная к строительной высоте, М/Н. Т.к. изгибающий момент возникает при приложении поперечной (по отношению к оси крыла) силе, то взаимодействующим фактором к моменту есть интенсивность перерезывающей силы. Они между собой взаимосвязаны.
На малых интенсивностях нагрузки безусловным лидером является лонжерон ферменной конструкции. Он имеет минимальный вес. Как один из давних примеров такого лонжерона - самолет ТБ-3. Малая скорость полета, малая удельная нагрузка на крыло, большая строительная высота крыла - и в результате - ферменный лонжерон:
И даже у более совершенного и позднего Пе-8 - конструкция лонжерона аналогична.
По мере возрастания интенсивности нагрузки за счет большей удельной нагрузки на крыло и уменьшения строительной высоты крыла (улучшение аэродинамики) ферменный лонжерон становится тяжелым и просто технически не возможным, и сменяется лонжероном балочной конструкции с подкрепленной стенкой - как на схемах и фото выше.
При еще большем возрастании интенсивности нагрузки необходимость в подкреплении стенки лонжерона пропадает - толщина ее становится достаточной, что бы работать без подкрепления. Такие условия достигаются на военных самолетах с малой строительной высотой (толщиной) крыла и большими удельными нагрузками на крыло и высокими эксплуатационными перегрузками. Там же приходится применять пояса лонжерона из высокопрочной стали, оставляя стенку из алюминиевых сплавов - борьба за вес, несмотря на то, что сталь тяжелее алюминиевых сплавов.
И две последние крайности интенсивности нагрузки - это крылья зенитных ракет и лопасти воздушных винтов турбовинтовых самолетов. Первые вырождаются в моноблочную конструкцию с небольшими пустотами - облегчениями, вторые просто становятся монолитным.
Вернемся к ЛМ и его силовому "кресту". Имея сравнительно невысокую интенсивность нагрузки, как по моменту, так и по перерезывающей силе, силовая конструкция посадочной ступени оптимальной была бы при ферменной конструкции.
Сервейтор показывает пример оптимальной конструкции:
Не герметичные отсеки получаются минимальной массы, будучи ферменной несущей конструкции.
На ферменную конструкцию, при необходимости, сравнительно легко навешивается теплоизоляция и микрометеоритная защита. На узлы ферменной конструкции так же легко крепятся различные массивные элементы, типа баков для топлива, окислителя.
Причина выбора для посадочной ступени лунного модуля силовой схемы в виде системы соединенных между собой плоских подкрепленных стенок, переходящих далее в ферменную конструкцию "шасси", мне непонятна. Эта конструкция, в сравнении с чисто ферменной, на малых интенсивностях нагрузки, получается перетяжеленной.
В одной из следующих частей я попробую упрощенным сравнительным расчетом показать различие по массе этих конструкций, работающих на одинаковые нагрузки.
Но, возможно, были какие то другие факторы и предпосылки, приведшие к появлению такой конструкции, закрытой снаружи теплоизоляцией, а перед этим, внутри, дополнительно закрытой стенками.
Продолжение в следующей части...
