Лунный модуль

Материал из Википедии — свободной энциклопедии
Перейти к: навигация, поиск
Apollo 16 LM.jpg

Лунный модуль корабля «Аполлон» (LM), также известный как LEM (Lunar Excursion Module), — посадочный модуль, часть корабля «Аполлон», построенный для американской программы «Аполлон» компанией Grumman Corporation для экипажа из двух человек с целью доставки с лунной орбиты на поверхность Луны и обратно. Шесть таких модулей успешно приземлились на Луне в 1969—1972 годах.

В каком-то смысле это был первый настоящий космический корабль в мире, поскольку он был способен перемещаться только в космосе, конструктивно и аэродинамически неспособный к полёту сквозь атмосферу Земли.

Его разработка сталкивалась с несколькими препятствиями, что задержало его первый беспилотный полёт на срок около десяти месяцев, а его первый полёт состоялся примерно на три месяца. Несмотря на это, в конце концов данный модуль стал самым надёжным компонентом системы «Аполлон»/«Сатурн» и значительно превышал её проектные требования, что было задействовано для поддержания жизнеобеспечения и двигательных ресурсов, позволив спасти астронавтов после взрыва и отказа систем командного модуля в полёте Аполлон-13.

Модуль состоит из двух ступеней. Посадочная ступень, оборудованная самостоятельной двигательной установкой и шасси, используется для снижения лунного корабля с орбиты Луны и мягкой посадки на лунную поверхность, и также служит стартовой площадкой для взлётной ступени. Взлётная ступень, с герметичной кабиной для экипажа и самостоятельной двигательной установкой, после завершения исследований стартует с поверхности Луны и на орбите стыкуется с командным отсеком. Разделение ступеней осуществляется при помощи пиротехнических устройств.

Взлётная ступень[править | править вики-текст]

Взлётная ступень лунного модуля имеет три основных отсека: отсек экипажа, центральный отсек и задний отсек оборудования. Герметизируются только отсек экипажа и центральный отсек, все остальные отсеки лунного корабля негерметизированы. Объём герметической кабины 6,7 м³, давление в кабине 0,337 кг/см², атмосфера — чистый кислород. Высота взлётной ступени 3,76 м, диаметр 4,3 м. Конструктивно взлётная ступень состоит из шести узлов: отсек экипажа, центральный отсек, задний отсек оборудования, связка крепления ЖРД, узел крепления антенн, тепловой и микрометеорный экран. Цилиндрический отсек экипажа диаметром 2,35 м, длиной 1,07 м (объёмом 4,6 м³) полумонококовой конструкции из хорошо сваривающихся алюминиевых сплавов.

Два рабочих места для астронавтов оборудованы пультами управления и приборными досками, системой привязи астронавтов (они располагались стоя), двумя окнами переднего обзора, окном над головой для наблюдения за процессом стыковки, телескопом в центре между астронавтами. Для выхода на поверхность Луны производилась полная разгерметизация кабины, так как шлюзовая камера отсутствовала. Срок автономного существования модуля (ограниченный, в первую очередь, ресурсом систем жизнеобеспечения и электропитания) составлял порядка 75 часов.

Характеристики взлётной ступени:

  • Масса, включая топливо: 4670 кг
  • Атмосфера кабины: 100 % кислород, давление 33 кПа
  • Вода: два бака по 19,3 кг
  • Охладитель: 11,3 кг раствора этиленгликоль-вода.
  • Температурный контроль: один активный сублиматор (теплообменник) «вода-лёд».
  • Двигатели системы ориентации (ДСО): масса топлива: 287 кг
  • Число и тяга ДСО: 16 x 445 Н в четырёх сборках.
  • Топливо ДСО: N2O4/Аэрозин 50
  • Удельный импульс ДСО: 2,84 км/с.
  • Взлётный двигатель, масса топлива: 2353 кг
  • Взлётный двигатель, тяга : 15,6 кН
  • Взлётный двигатель, топливо: N2O4/Аэрозин 50
  • Взлётный двигатель, система наддува: 2 x 2,9 кг гелиевых бака, давление 21 МПа
  • Удельный импульс: 3,05 км/с (311 «секунд»)
  • Тяговооруженность на взлете: 2,124
  • Характеристическая скорость (delta V) взлётной ступени: 2220 м/с.
  • Батареи: две 28-32 volt, 296 ампер-часов, серебряно-цинковые ; 56,7 кг каждая.
  • Бортовая сеть: 28 вольт постоянного тока, 115 вольт, 400 Гц — переменного тока
  • ЖРД РС-18
Кабина лунного модуля. Непосредственно под рабочим местом пилота- люк для выхода на поверхность Луны.

Посадочная ступень[править | править вики-текст]

Посадочная ступень лунного модуля в виде крестообразной рамы из алюминиевого сплава несёт на себе в центральном отсеке двигательную установку с посадочным ЖРД фирмы STL.

В четырёх отсеках, образованных рамой вокруг центрального отсека, установлены топливные баки, кислородный бак, бак с водой, гелиевый бак, электронное оборудование, подсистема навигации и управления, посадочный радиолокатор и аккумуляторы.

Четырёхногое убирающееся шасси, установленное на посадочной ступени, поглощает энергию удара при посадке корабля на поверхность Луны разрушающимися сотовыми патронами, установленными в телескопических стойках ног шасси; дополнительно удар смягчается деформацией сотовых вкладышей в центрах посадочных пят. Три из четырёх пят снабжены гибким металлическим щупом, направленным вниз и раскрывающимся наподобие рулетки, сигнализирующим экипажу момент выключения ЖРД при контакте с лунной поверхностью (синяя лампа «lunar contact»). Шасси находятся в сложенном состоянии до отделения лунного корабля от командного отсека; после отделения по команде экипажа лунного корабля пиропатроны перерезают чеки у каждой ноги и под действием пружин шасси выпускается и становится на замки. Так же как взлётная ступень, посадочная ступень окружена тепловым и микрометеорным защитным экраном из многослойного майлара и алюминия. Высота посадочной ступени 3,22 м, диаметр 4,3 м.

Характеристики посадочной ступени:

  • Масса, включая топливо: 10 334 кг
  • Запас воды: 1 бак, 151 кг
  • Масса топлива и окислителя: 8165 кг
  • Тяга двигателя: 45,04 kN, дросселирование 10 % — 60 % от полной тяги.
  • Компоненты топлива: N2O4/Aerozine 50 (UDMH/N2H4)
  • Бак наддува: 1 x 22 кг бак, газ наддува-гелий, давление 10,72 kPa.
  • Удельный импульс: 3,05 км/с.
  • Характеристическая скорость взлётной ступени (delta V): 2470 м/с.
  • Батареи: 4 (Apollo 9-14) или 5 (Apollo 15-17) 28-32V, 415 A-h, серебряно-цинковые, масса каждой 61,2 кг.

Полеты Лунных модулей (LM)[1][править | править вики-текст]

Модуль Дата Полет Масса, кг NSSDC_ID NORAD ID Примечание
LTA-10R 9 ноября 1967 года Аполлон-4 - - - макет
LM-1 22 января 1968 года Аполлон-5 - 1968-007B 3107 -
LM-2 не летал - - - - Национальный Музей Авиации и Космонавтики, Вашингтон
LTA-2R 4 апреля 1968 года Аполлон-6 - - - макет
LTA-B 21 декабря 1968 года Аполлон-8 9 026,0 - - макет весовой
LM-3 3 марта 1969 года Аполлон-9 - 1969-018D 3780 -
LM-4 18 марта 1969 года Аполлон-10 13 941,0 1969-043C 3948 -
LM-5 16 июля 1969 года Аполлон-11 15 065,0 1969-059C 4041 -
LM-6 14 ноября 1969 года Аполлон-12 15 116,0 1969-099C 4246 -
LM-7 11 апреля 1970 года Аполлон-13 15 196,0 1970-029C - -
LM-8 31 января 1971 года Аполлон-14 15 277,0 1971-008C 4905 -
LM-9 не летал - - - - Космический Центр Кеннеди (Центр Аполло-Сатурн-5) мыс Канаверал
LM-10 26 июля 1971 года Аполлон-15 16 434,0 1971-063C 5366 -
LM-11 16 апреля 1972 года Аполлон-16 16 428,0 1972-031C 6005 -
LM-12 7 декабря 1972 года Аполлон-17  16 448,0 1972-096C 6307 -
LM-13 не летал  -  - - - Музей авиации, Лонг-Айленд, Нью-Йорк.
LM-14 не летал  -  - - - Институт Франклина, Филадельфия
LM-15 не летал  -  - - - Недостроен, разобран

Примечания[править | править вики-текст]

Библиография[править | править вики-текст]

  • Kelly, Thomas J. (2001). Moon Lander: How We Developed the Apollo Lunar Module (Smithsonian History of Aviation and Spaceflight Series). Smithsonian Institution Press. ISBN 1-56098-998-X.
  • Baker, David (1981). The History of Manned Space Flight. Crown Publishers. ISBN 0-517-54377-X
  • Brooks, Courtney J., Grimwood, James M. and Swenson, Loyd S. Jr (1979) Chariots for Apollo: A History of Manned Lunar Spacecraft NASA SP-4205.
  • Sullivan, Scott P. (2004) Virtual LM: A Pictorial Essay of the Engineering and Construction of the Apollo Lunar Module. Apogee Books. ISBN 1-894959-14-0
  • Stoff, Joshua. (2004) Building Moonships: The Grumman Lunar Module. Arcadia Publishing. ISBN 0-7385-3586-9
  • Stengel, Robert F. (1970). Manual Attitude Control of the Lunar Module, J. Spacecraft and Rockets, Vol. 7, No. 8, pp. 941-948.