Предыдущая - часть 4.2
Прежде чем перейти к J-2, хотелось бы еще раз сказать пару слов про
"Твердые" носители информации
В теме Аполлуниады постоянно и достаточно регулярно появляются все новые документы и новая информация по технической части программы. При этом весьма сложно понять, что это:
1. Бывшая засекреченная информация, которая спустя время действия запретов стала доступна.
2. Не секретная информация, которой просто до этого никто не интересовался.
3. "Новодел", которым слегка подкорректировали не совсем удобную, или правдоподобную информацию в официальной версии.
Причем понять, что это, 1, 2, или 3 - весьма сложно - все выглядит одинаково, как отсканированные документы в электронном виде.
И единственное, чему можно доверять (тоже не совсем, но с очень высокой достоверностью) на отсутствие исправлений и доработок - это "твёрдые" носители информации - книги, журналы, газеты, которые были изданы в те годы и разошлись большим тиражом по библиотекам, различным учреждениям и частным лицам. В разных странах.
Одно из подобных изданий - "Шунейко, Иван Иванович, Пилотируемые полеты на Луну". Вот эту книгу и возьмем в качестве основы для дальнейшего рассмотрения.
Запуск J-1 - официальная версия и неофициальные трудности.
Далее - цитирую Шунейко (курсив) и даю комментарии - обычный шрифт.
"СТУПЕНЬ S-II фирмы North American Rockwell (США) имеет длину 25 м, диаметр 10,1 м, вес без топлива 37,6 т, с топливом 458,7 т (рис. 11.4). S-II состоит из верхнего переходника, топливных баков, двигательного отсека с пятью ЖРД J-2, нижнего переходника между первой ступенью S-I С и второй ступенью S-II.
Верхний переходник (полумонококовая клепаная конструкция длиной 3,5 м) сделан из алюминиевого сплава 7075-Т6. Обшивка переходника подкреплена стрингерным набором. На нем установлено 4 РДТТ, которые запускаются после отделения ступени S-IVB и тормозят ступень S-II.
Топливный отсек включает в себя бак жидкого кислорода объемом 370 м3 и бак жидкого водорода объемом 1100 м3. Верхнее днище водородного бака сделано из 12 лепестковых секций. Стенки цилиндрической части бака сварены из шести цилиндрических колец, которые в свою очередь состоят из четырех панелей.
Днище и стенки бака покрыты теплоизоляцией, сокращающей потери водорода на испарение на стартовой позиции и в полете до 6% в 1 ч и уменьшающей температурные напряжения в оболочке бака. Все это в целом экономит 1,4 т веса ступени. Теплоизоляция состоит из фенольных сот с пенистым заполнителем, покрывается слоем найлона и тадларовой пленки и приклеивается к стенкам бака. Толщина теплоизоляции стенок 40 мм, верхнего днища 12 мм.
Баки – водородный и кислородный – имеют смежное днище (перегородку). Применение общего днища позволило сэкономить 4,9 т веса по сравнению с вариантом с индивидуальными днищами. Смежное днище состоит из двух оболочек, пространство между которыми заполнено теплоизоляцией: вакуумированные соты из фенольного пластика с пенопластовым заполнителем, покрытые слоем найлона и тадларовой пленкой."
Нигде нет упоминания про баки с гелием.
"Кислородный бак крепится к стыковочному кольцу 600 болтами. Нижний переходник монококовой конструкции с внутренними несущими кольцами и вертикальными стрингерами обеспечивает жесткое соединение ступеней S-IC и S-II. Восемь РДТТ установлены вокруг наружной поверхности переходника и запускаются после отделения первой ступени, чтобы осадить топливо в баках ступени S-II перед запуском ЖРД J-2. Через 30 сек после запуска ЖРД J-2 переходник сбрасывается пиротолкателями."
По прежнему ничего про гелий (может он на двигателе?) - и указывается, что запуск J-2 после отделения первой ступени. То есть какого либо захолаживания насосов заранее - нет.
"Двигательный отсек сваривается из четырех панелей и имеет крестовину для монтажа пяти ЖРД J-2. Четыре поворачивающихся двигателя устанавливаются по периферии отсека, один неподвижный двигатель крепится в центре. Теплозащитный экран (сотовая конструкция, пропитанная теплостойкой фенольной смолой) защищает донную часть ступени от нагрева при работе двигателей J-2 и крепится внутри нижнего переходника и вокруг камер двигателя. Баки сделаны из алюминиевого сплава 2014-Т6, переходники и двигательный отсек из алюминиевого сплава 7075-Т6.
Жидкий водород, используемый в качестве горючего во второй ступени, имеет температуру кипения -253°С (20°К); для уменьшения подвода тепла к нему наружная стенка бака покрыта теплоизоляцией слоистой конструкции.
Низкая температура силовой конструкции бака позволила повысить допустимые напряжения и получившийся выигрыш в весе скомпенсировал значительную часть веса теплоизоляции."
Далее - много про теплоизоляцию - пропущу. Из интересного - требование продувать теплоизоляцию гелием - которого на второй ступени пока не обнаружено.
"В топливную систему, кроме трубопроводов и арматуры, входят перегородки для демпфирования колебаний топлива, устройства, препятствующие воронкообразованию на входе в трубопровод, датчики расхода компонентов. Система позволяет регулировать подачу компонентов в необходимом соотношении. Для наддува водородного бака используется газообразный водород, отбираемый из трубопровода J-2. Кислородный бак наддувается газообразным кислородом, поступающим от магистрали жидкого кислорода через теплообменник."
Как видим - для наддува второй ступени используются газообразные водород и кислород.
"Двигатели второй ступени включаются, когда расстояние между ступенями S-IC и S-II увеличится до 2…3 м. Это повышает надежность разделения и исключает необходимость делать дополнительную тепловую защиту на S-II."
Еще раз упоминается, что запуск двигателей второй ступени - после разделения, то есть никакого предварительного захолаживания.
"Система управления полетом S-II начинает функционировать после отделения S-IC и получает команды от аппаратуры приборного отсека. В нее входит система управления вектором тяти, отклоняющая 4 периферийных двигателя на ±7°. Эти двигатели укреплены на кардановых подвесках и отклоняются двумя сервоприводами, имеющими автономные турбонасосные системы. Отклонения ЖРД обеспечивают управление ракетой по всем каналам."
Система управления ступенью начинает работу так же после разделения ступеней.
Далее у Шунейко идет описание работы третьей ступени - она нас интересует в меньшей степени, но тем не менее там много интересного. Процитируем, с комментариями, и ее.
"Ступень S-IVB фирмы McDonnell Douglas Astronaut (США) предназначена для завершения вывода корабля Apollo на геоцентрическую орбиту и последующего перевода на траекторию полета к Луне. Длина ступени 17,8 м, диаметр 6,61 м, ступень снабжена одним ЖРД J-2, закрепленным в кардановом подвесе, вес топлива 104,5 т, соотношение окислителя и горючего 5 : 1 (рис. 11.5).
S-IVB состоит из верхнего и нижнего переходников, отсека топливных баков и двигательной установки. Цилиндрическая часть топливного отсека изготовляется из семи сегментов размером 610 x 305 х 1,9 см, внутренняя поверхность которых подвергается химическому фрезерованию для получения конструкции вафельного типа с размером клетки 23 x 23 см. Сферические днища баков свариваются из девяти штампованных и фрезерованных сегментов. Водородный и кислородный баки имеют общее днище, конструкция которого аналогична общему днищу баков второй ступени. Толщина приклеиваемой полиуретановым клеем стеклопластиковой сотовой теплоизоляции 12…25 мм.
Материал баков алюминиевый сплав 2914-Т6. После сборки водородный бак проходит гидравлические контрольные испытания и покрывается внутренней теплоизоляцией."
Для второй ступени толщина теплоизоляции указана в 40 мм. Чем вызвано более чем двукратное уменьшение толщины на третьей ступени - не очень понятно.
"Силовая установка S-IVB имеет системы прокачки компонентов, которая обеспечивает охлаждение магистральных агрегатов (насосы, клапаны, трубопроводы) перед включением двигателя. Охлаждение ведется жидким водородом и кислородом, которые циркуляционными насосами подаются из баков в коммуникации двигателя, охлаждают их, проходят через открытый в это время перепускной клапан и поступают снова в баки (рис. 11.6.).
Расчетная производительность циркуляционного водородного насоса 510 л/мин при 0,39 ат и кислородного насоса 118 л/мин при 1,8 ат. Продолжительность работы системы 5 мин."
А вот и захолаживание. Целых пять минут и специальная система прокачки компонентов. Но на третьей ступени. А на второй - ничего подобного не указано. Может 5 минут многовато? Посмотрим дальше.
"Для наддува бака окислителя используют гелий, который хранится в восьми титановых баллонах под давлением 210 ат. Баллоны расположены в водородном баке. Гелий редуцируется до 28 ат и нагревается в теплообменнике ЖРД J-2. Давление в баке регулируется реле давления и поддерживается в пределах 2,6…2,8 ат. Бак горючего до старта наддувается гелием, а во время работы двигателя – газообразным водородом, который отбирается на выходе из рубашки ЖРД J-2. В баке поддерживается давление наддува 1,9…2,2 ат."
Вот и гелий появился. Но только на третьей ступени. И используется для наддува кислородного бака, помимо других целей.
Хочу обратить внимание на величины давления наддува. Указаны только для третьей ступени, но для второй, вероятно, те же величины.
"Система регулирования подачи топлива имеет датчики уровня топлива, расположенные в баках и связанные с бортовым вычислительным устройством, которое вырабатывает команды для клапана регулирования подачи окислителя. С изменением уровня топлива в баках меняется электрическая емкость датчиков. Система обеспечивает весовое соотношение компонентов окислителя и горючего 5:1.
Для управления по каналам тангажа и курса ЖРД, укрепленный на кардановом подвесе, может отклоняться гидравлической системой на ±7°. В течение всего полета ступени управление по крену осуществляется тремя вспомогательными ЖРД фирмы Thompson Ramo Wooldrodge, расположенными на нижнем переходнике. ЖРД работают на монометилгидразине и четырехокиси азота, развивают тягу 68 кг. Двигатели могут работать в импульсном режиме с продолжительностью импульса до 30 мсек. Четвертый вспомогательный ЖРД (ускоряющий) аналогичен трем первым, расположен также на нижнем переходнике и его вектор тяги направлен вдоль ступени S-IVB от S-II. При давлении 7 ат в камере сгорания двигатель развивает тягу до 32 кг. Подача компонентов в двигатели вытеснительная. В полете четвертый ускоряющий ЖРД работает дважды: после отделения S-II от S-IVB перед первым включением ЖРД J-2 и второй раз двигатель сообщает ускорение третьей ступени для осадки топлива в баке перед запуском ЖРД J-2 для выхода на траекторию полета к Луне."
Для осадки топлива в баках в процессе запуска J-2 используется ЖРД на "вонючках". Логично, поскольку захолаживать в течении 5 минут при использовании твердотопливных двигателей как то затруднительно.
Далее у Шунейко - про J-2. Мы так же пойдем по этому пути, только будем обращаться к уже приведенному описанию ступеней.
"ЖРД J-2 фирмы North American Rockwell, Rocketdyne (США)
Двигатель J-2, работающий на жидком кислороде и жидком водороде используется на второй и третьей ступенях ракеты-носителя Saturn V.
ЖРД J-2 имеет следующие технические характеристики (рис. 11.7а,б)
При изменении соотношения компонентов рабочей смеси в пределах от 5,5 до 4,5 тяга увеличивается на 25%. В полете двигатель допускает повторный запуск.
Система подачи компонентов рабочей смеси основана на использовании двух ТНА (рис. 11.8).
Схема с двумя ТНА дает возможность обеспечить работу обоих насосов на оптимальных оборотах без применения редукторов. Осевой 7-ступенчатый насос горючего имеет номинальную мощность 6000 квт, создает давление 78 ат при 27 260 об/мин, а одноступенчатый центробежный насос окислителя номинальной мощностью 1270 квт создает давление 64 ат при 8000 об/мин. Горячий газ генератора поступает сначала на турбину насоса горючего, а затем на турбину насоса окислителя. Последовательный проход газа через две турбины обеспечивает оптимальные характеристики турбин и позволяет легко регулировать соотношение компонентов рабочей смеси в камере сгорания. На двигателе имеется пусковой бачок с гелием для срабатывания пусковых клапанов и герметичный блок с пусковым программным механизмом. Запуск ЖРД начинается раскруткой турбин от пускового бачка с газообразным водородом. Для обеспечения повторного запуска, во время работы двигателя бачок наполняется сжатым водородом, отбираемым из рубашки камеры сгорания."
Рассмотрим интересный момент - запуск и раскрутка турбин и насосов при помощи сжатого водорода. Нас интересует, какое же давление, хотя бы оценочно, смогут развить насосы, в частности насос водорода?
Давление в бачке - около 70 атм, объем - немного больше 100 л.
Энергия сжатого газа это произведение давления на объем, и на натуральный логарифм отношения начального и конечного давления. Сработать все давление, тем более на турбине - невозможно. Примем остаточное давление в бачке одна треть.
Тогда вся доступная энергия газа - 0,7 МДж. Немало. Если всю ее сработать за одну секунду (примерно столько продолжительность запуска - об этом далее) то получим мощность в 700 кВт.
Но адиабатный КПД на турбине в подобных условиях - в районе 0,2. То есть имеем мощность близкую к 150 кВт. Тоже немало. Но если сравнить с мощностью турбин в рабочем режиме - 6000 кВт+1270 кВт =7270 кВт - то это всего 2%. Если вся эта мощность идет на создание давления, то грубая пропорция дает (по водороду): 7270 кВт это 78 атм, а 150 кВт это 1,6 атм. Если учесть, что часть энергии тратится на раскрутку турбин и насосов - то еще меньше.
"Система регулирования должна обеспечить поддержание в камере сгорания постоянного соотношения компонентов с точностью ±10% при условии равномерной выработки баков.
Камера сгорания ЖРД выполнена из трубок из нержавеющей стали толщиной 0,3 мм. Трубки уложены по поверхности камеры, спаяны бронзой и образуют единую конструкцию. Для регенеративного охлаждения камеры используется горючее. Оно подается в трубопроводы под давлением 68 ат, проходит половину пути по 180 трубкам вниз, затем поднимается вверх по 360 трубкам, обеспечивая эффективное охлаждение. Колпак и распылительная головка расположены в верхней части камеры сгорания. Через колпак подается жидкий кислород. Одновременно колпак используется для крепления подшипника карданного подвеса и системы зажигания. Распылительная головка имеет полые стойки для подвода окислителя и расположенные под ними резьбовые топливные сопла. Каждое топливное сопло впрессовано в стенку распылительной головки. Жидкий кислород поступает по трубопроводу и впрыскивается через полые стойки в зону воспламенения камеры сгорания. Водород по трубопроводу подводится в камеру сгорания и впрыскивается через топливные сопла, расположенные концентрически с соплами окислителя. Система зажигания воспламеняет впрыскиваемое в камеру топливо с помощью двух запальных свечей, расположенных сбоку камеры воспламенения. Система работает непрерывно во время запуска, снабжена индикатором, не требует охлаждения и допускает многократное зажигание."
Давление на подаче водорода - 2 атм наддув плюс 1,6 атм - насос водорода. Пусть 4 атм на подаче. В "открытую дырку" в вакууме. Если камера сгорания. Если некая "камера воспламенения" то все несколько лучше. Запустится или нет - тот еще вопрос. Но это не столь интересно, гораздо интереснее газогенератор.
"Главный кислородный и водородный клапаны управляют расходом окислителя и горючего, поступающего в камеру сгорания. Клапаны поджаты пружинами в закрытом состоянии и имеют пневматические устройства, открывающие их при запуске двигателя."
С этим понятно и логично.
"Перепускные клапаны установлены в кислородной и водородной магистралях, поджаты пружинами в открытом состоянии и под давлением закрываются. Клапаны обеспечивают циркуляцию топлива в трубопроводах и агрегатах для создания рабочей температуры перед запуском двигателя. Во время работы двигателя клапаны закрыты."
А вот здесь интересно. Если клапаны все время открыты, с момента заполнения водородом баков, то двигатель и его системы все время заполнены жидким водородом. Все, включая пусковой бачек охладится до очень низкой температуры и обрастет мощной снеговой "шубой". Что то здесь не так с логикой.
"Теплообменник, установленный в выхлопном трубопроводе между кислородным ТНА и камерой сгорания нагревает гелий и жидкий кислород, используемые для наддува кислородного бака."
Для второй ступени (выше по тексту) указано наддув кислородом, для третьей - гелием. Здесь - как бы все сразу.
"1.2. Последовательность операций при старте Saturn V и выводе корабля Apollo на траекторию полета к Луне"
Часть текста пропускаем
"Заправка топливом начинается с заливки жидкого кислорода. Баки перед заправкой охлаждаются. Вначале заправляется до 40% ступень S-II, затем заправляется до 100% S-IVB, дальше заправляется до 100% S-II, затем до 100% S-IC. Эта процедура позволяет убедиться в отсутствии утечки кислорода из бака ступени S-II до его полной заправки. Дальше заправляется жидкий водород в бак ступени S-II, затем в S-IVB. Общее время заправки ракеты криогенным топливом 4 ч 30 мин."
Если клапана для захолаживания все время открыты, то 4 с лишним часа - время великовато для этого.
Запуск первой ступени пропускаем.
"Центральный ЖРД F-1 выключается за 1/2 мин до окончания работы ступени S-IC, во избежание слишком большого ускорения. Периферийные ЖРД работают до тех пор, пока не израсходуется весь кислород или керосин. После команды на выключение периферийных ЖРД включаются 8 тормозных РДТТ, и ступень S-IC отделяется от S-II на высоте Н=67 км при скорости V >2,75 км/сек. Продолжая баллистический полет, S-IC поднимается до высоты 110 км и падает в Атлантический океан на расстоянии 680 км от места старта.
За 0,2 сек, до отделения S-IC селектор последовательности операций приборного отсека выдает команду на запуск восьми РДТТ, установленных на нижнем переходнике S-II для осадки топлива. Менее, чем через 1 сек после разделения ступеней подается команда на запуск ЖРД ступени S-II."
Запуск РДТТ не мгновенный, и на некоторую долю секунды вторая ступень находится в состоянии невесомости.
"Запуск ЖРД J-2 начинается с подачи энергии двум запальным свечам в газогенераторе и к воспламенителю в камере сгорания. Затем начинают работать 2 соленоидных клапана: один для регулировки подачи гелия, другой для управления процессом воспламенения. Гелий используется для поддержания в закрытом положении перепускных клапанов, обеспечивающих начальное охлаждение топливных магистралей, продувки каналов окислителя в днище головки двигателя и каналов окислителя в газогенераторе."
По прежнему не очень понятно, откуда гелий на второй ступени. И если до этого клапана охлаждения магистралей были открыты, то захолаживание велось много часов. Относительно продувки. Эти полости и каналы сообщаются с атмосферой. А атмосферы нет - на высоте 60 км - там практически вакуум - технический вакуум. 22 Па. Сравните с предельными 6 кПа - 6000 Па необходимыми для воспламенения водорода с кислородом.
Для чего указанная продувка?
"После этого открываются основной клапан горючего и клапан подачи окислителя в воспламенитель камеры сгорания. Таким образом создается факел в центральной части форсуночной головки."
В описании появился воспламенитель - видимо что то аналогичное запальнику РД-0120.
"Начальная раскрутка турбин осуществляется с помощью сжатого газообразного водорода, хранящегося в пусковом баке. Спустя 0,64 сек. с момента подачи сжатого водорода на турбину, клапан пускового бака закрывается и включается основной соленоид управления, который прекращает продувку гелием газогенератора и открывает клапан подачи окислителя. Двигатель выходит на номинальный режим и подача энергии на запальные свечи прекращается."
Подача сжатого водорода из пускового бака - 0,64 секунды. Если точнее - время закрытия клапана. Которое при столь большом сечении отнюдь не мгновенно, как и открытие. Плюс объемы магистралей. Наше допущение выше про 1 секунду - вполне обоснованно.
Продувка гелием газогенератора. Полость газогенератора сообщается с атмосферой, а если точнее, с техническим вакуумом, весьма большими сечениями. Продувка для удаления кислорода или воздуха - бессмысленна, его и так там уже нет. Создание же гелиевой "пробки" во всех полостях требует очень большого количества гелия (который и так непонятно откуда берется), высасываемого вакуумом.
"Через 40 сек после запуска ЖРД J-2 бортовая ЭЦВМ переходит на режим итерационного управления. С этого момента управление полетом осуществляется по методу настраивающейся траектории.
Сигнал на выключение ЖРД J-2 подается в блок электрического управления двигателем, выключается соленоидный клапан управления подачей гелия, закрываются главные клапаны горючего и окислителя и клапан газогенератора, открывается перепускной кислородный клапан, и газогенератор и головка камеры сгорания продуваются кислородом."
"Через 700 мсек после выключения ЖРД J-2 ступени S-II по сигналу селектора последовательности операций запускаются 2 РДТТ Thiokol TX-280, каждый развивает в течение 4 сек тягу 1540 кг (они установлены на нижнем переходнике ступени S-IVB и производят осадку топлива в баках). Через 0,1 сек после запуска РДТТ на S-IVB пиротехническими зарядами срезаются планки, соединяющие S-II и S-IVB, запускаются 4 тормозных РДТТ, установленных на верхнем переходнике ступени S-II (каждый с тягой 16 т, продолжительностью работы 1,5 сек, весом 175 кг}.
Отделение ступени S-II происходит на высоте H=186 км при скорости V=7 км/сек на дальности 1650 км; продолжая полет по баллистической траектории, ступень S-II через 11 мин после отделения падает в Атлантический океан на расстоянии 4250 км от места старта."
"Последовательность операций при запуске ЖРД J-2 ступени S-IVB такая же, как при запуске J-2 ступени S-II, но продолжительность холодной проливки вместо 1 сек увеличивается до 3 сек."
Появились дополнительные цифры. Захолаживание второй ступени - 1 с, а третьей - 3 с.
"Для обеспечения повторного запуска ЖРД J-2 в начальной фазе работы двигателя пусковой бак вновь заполняется газообразным водородом, забираемым из трубопровода, подводящего горючее в камеру ЖРД."
Давление в пусковом бачке близкое к давлению в трубопроводе, подводящее горючее. На насосе - 78 атм, с учетом падения давления в трубопроводах и ограниченного времени заполнения - в бачке примерно 70 атм.
"Управление ориентацией ступени S-IVB производится двумя блоками ЖРД, содержащими по 3 двигателя с тягами по 68 кг каждый, работающих в импульсном режиме с минимальным импульсом 70 мсек.
В каждом блоке установлены отдельные баки для горючего и окислителя и бак с газообразным гелием под высоким давлением для поддува топливных баков. Горючее CH3N2H3 стабильно при очень низких температурах и нечувствительно к ударам, окислитель N2O4."
"Вонючки" не только на КК "Аполлон", но и на третьей ступени.
"Перед повторным выпуском ЖРД J-2 для вывода корабля Apollo на траекторию полета к Луне вся система подачи жидкого водорода, ТНА и двигатель должны быть охлаждены. Охлаждение осуществляется циркуляционной системой. По команде, поступающей из приборного отсека, открывается клапан системы охлаждения, и насос, установленный в баке жидкого водорода, создающий давление 0,5 кг/см? обеспечивает циркуляцию жидкого водорода с прокачкой 500 л/мин. Сразу после начала процесса охлаждения, включаются ЖРД осадки топлива. Охлаждение длится 320 сек, заканчивается за 9 сек до запуска ЖРД. Повторный запуск J-2 начинается после получения сигнала «двигатель готов»."
Те самые 5 минут захолаживания.
Продолжение - часть 4.4