Månemodul

Apollo Lunar Module (LM, også kendt som LEM (Lunar Excursion Module), er en lander , en del af Apollo-rumfartøjet, bygget til det amerikanske Apollo-program af Grumman Corporation til en besætning på to, der skal leveres fra månens kredsløb til månens overflade og tilbage. Seks sådanne moduler landede med succes på månen i 1969-1972.

I en vis forstand var det verdens første virkelige rumfartøj , da det kun var i stand til at bevæge sig i rummet, det var ikke strukturelt og aerodynamisk tilpasset til at flyve i jordens atmosfære.

Dens udvikling stod over for adskillige forhindringer, som forsinkede dens første ubemandede flyvning med omkring ti måneder, og dens første bemandede flyvning med omkring tre måneder. På trods af dette blev dette modul i sidste ende den mest pålidelige komponent i Apollo / Saturn -systemet og oversteg markant dets designkrav, som blev brugt til at opretholde livsstøtte og fremdriftsressourcer, hvilket gjorde det muligt for astronauter at blive reddet efter eksplosionen og svigtet af servicemodulsystemer under flyvning " Apollo 13 ".

Modulet består af to trin. Landingsplatformen, der er udstyret med et uafhængigt fremdriftssystem og landingsstel, bruges til at sænke månelanderen fra månekredsløb og blød landing på måneoverfladen, og fungerer også som affyringsrampe for startstadiet. Startstadiet, med en trykkabine til besætningen og et uafhængigt fremdriftssystem, starter efter afslutning af forskningen fra Månens overflade og lægger til kaj med kommandorummet i kredsløb. Adskillelsen af ​​trin udføres ved hjælp af pyrotekniske anordninger.

Massen af ​​månemodulet under Apollo 11-flyvningen var 15 tons, hvoraf 10,5 tons var brændstof. Højden var 7 m, diameteren var 4,3 m [1] [2] [3] .

For at træne besætningen i manuel styring af modulet blev der udviklet en simulator , der er i stand til at skabe betingelser for ophold i Månens gravitationsfelt på Jorden.

Startstadie

Månemodulets startfase har tre hovedrum: besætningsrummet, midterrummet og det bageste udstyrsrum. Kun besætningsrummet og det centrale rum er forseglet; alle andre rum i månerumfartøjet er ikke forseglet . Rumfanget af den hermetiske kabine er 6,7 m³, trykket i kabinen er 0,337 kg/cm², atmosfæren er ren ilt [4] .

Højden af ​​startfasen er 3,76 m, diameteren er 4,3 m. Strukturelt består startfasen af ​​seks knudepunkter: mandskabsrummet, det centrale rum, det bagerste udstyrsrum, LRE - beslaget, antennebeslaget, det termiske og mikrometeorskærm. Besætningsrummet har form som en cylinder med en vandret akse (diameter 2,35 m, længde 1,07 m, volumen 4,6 m³) af et semi-monokok design lavet af velsvejste aluminiumslegeringer.

To arbejdspladser for astronauter er udstyret med kontrolpaneler og instrumentpaneler, et selesystem til astronauter (de stod), to fremadskuende vinduer, et overliggende vindue til at observere dockingprocessen og et teleskop i midten mellem astronauterne. For at nå månens overflade blev kabinen fuldstændig trykløs, da der ikke var nogen luftsluse . Perioden med autonom eksistens af modulet (begrænset, først og fremmest af ressourcen til livsstøttesystemer og strømforsyning) var omkring 75 timer.

• Vægt inklusive brændstof: 4670 kg.
• Kabinetmosfære: 100% oxygen, tryk 33 kPa .
• Vand: to tanke på 19,3 kg.
• Kølevæske: 11,3 kg ethylenglycol- vandopløsning .
• Temperaturstyring: en aktiv sublimator (varmeveksler) "vand-is".
• Orienteringssystemmotorer (DSO):
  • Brændstofmasse: 287 kg.
  • Antal og drivkraft for DSO: 16 × 445 N i fire samlinger.
  • DSO-brændstof: dinitrogentetroxid  - oxidationsmiddel; aerozin-50 ( usymmetrisk dimethylhydrazin + hydrazin ) - brændstof.
  • Specifik impuls DSO: 2,84 km/s.
• Startmotor:
  • Brændstofmasse: 2353 kg.
  • Drivkraft: 15,6 kN .
  • Brændstof: Nitrogentetroxid/aerosin-50.
  • Tryksystem: 2 × 2,9 kg heliumtanke, tryk 21 MPa.
  • Specifik impuls : 3,05 km/s (311 sekunder).
  • Drivkraft-til-vægt-forhold ved start: 2,124 .
• Karakteristisk hastighed ( delta-v ) for startfasen: 2220 m/s.
• Batterier: to 28-32 volt , 296 Ah , sølv-zink ; 56,7 kg hver.
• Indbygget netværk: 28 volt jævnstrøm; 115 volt, 400 Hz - AC.
• LRE RS-18 .

Landingsstadie

Månemodulets landingstrin i form af en korsformet ramme lavet af aluminiumslegering bærer et fremdriftssystem med en landende raketmotor fra STL i det centrale rum [5] .

I fire rum dannet af en ramme omkring det centrale rum er brændstoftanke, en ilttank, en vandtank, en heliumtank, elektronisk udstyr, et navigations- og kontrolundersystem, en landingsradar og batterier installeret.

Det firbenede foldelandingsstel, monteret på landingsbordet, absorberer anslagsenergien under landingen af ​​skibet på månens overflade ved at kollapse bikagepatroner installeret i landingsstellets teleskopben; desuden blødgøres stødet af deformationen af ​​honeycomb-foringene i midten af ​​landingshælene. Tre af de fire hæle er udstyret med en fleksibel metalsonde, rettet nedad og åbner som et målebånd, der signalerer til besætningen i det øjeblik, raketmotoren slukkes ved kontakt med månens overflade (blå lampe "månekontakt"). Landingsstellet er i sammenfoldet tilstand indtil måneskibets adskillelse fra kommandorummet; efter adskillelse efter kommando af besætningen på måneskibet skærer squibs kontrollen ved hvert ben, og under påvirkning af fjedrene frigives og låses chassiset. Ud over startfasen er landingspladsen omgivet af et termisk og mikrometeorbeskyttelsesskjold lavet af flerlags Mylar og aluminium. Landingspladshøjde 3,22 m, bredde (uden landingsstel) 4,3 m.

Landingspladsens egenskaber:

• Vægt inklusive brændstof: 10.334 kg.
• Vandforsyning: 1 tank, 151 kg.
• Masse brændstof og oxidationsmiddel: 8165 kg.
• Motortryk: 45,04 kN, drosling 10-60 % af fuld tryk.
• Brændstofkomponenter: Nitrogentetroxid/aerosin-50.
• Boosttank: 1 × 22 kg tank, boostgas - helium, tryk 10,72 kPa.
• Specifik impuls: 3,05 km/s (311 sekunder).
• Landingspladsens karakteristiske hastighed (delta-v): 2470 m/s.
• Batterier: 4 (på Apollos 9-14) eller 5 (på Apollos 15-17) 28-32 V, 415 Ah, sølv-zink, vægt af hver 61,2 kg.

Kontrolsystem

Styresystemet for månemodulet i Apollo-rumfartøjet bestod af følgende hovedkomponenter [6] [7] :

• nødvejledning undersystem;
• gyrostabilisator ;
• gyro platform udstilling teleskop;
• møde- og landingsradarer [8] ;
• håndtag til manuel kontrol af enheden;
• kontrol- og indikationspanel;
• konvertere "analog kode" ;
• BTsVM ;
• konvertere "kode-analoge" ;
• telemetri og tidsservice;
• motorsoftware;
• løfte-, landings- og stabiliseringsmotorer;
• orienterings- og vinkelhastighedsindikatorer;
• vandret hastighedsindikator;
• alarm.

Landing og start

Landing

Først forlængede månemodulet landingsstellet, forankret fra det orbitale, fløj af sted i 3 kilometer, placerede sig i rummet, så astronauterne vendte mod Månens overflade med fødderne i retning af modulets bevægelse. Det vil sige, at for astronauterne "fløj" månens overflade fra bunden og op. Senere flyttede han til en landingsbane, og tændte derefter motoren og gik ned fra kredsløbet. Yderligere roterede modulet - astronauterne var placeret med ryggen mod Månen og, som før, fødderne i retning af modulets bevægelse. For at lande blev månemodulet lodret, og astronauterne placerede henholdsvis deres fødder mod månens overflade. Når sonderne rørte ved overfladen, kunne motoren slukkes, og fartøjet ville lande.

Stig

Efter at have været på Månen, adskilte startstadiet sig fra landingsstadiet, tændte dens motor, gik i kredsløb og lagde til kaj med orbitalskibet. Astronauterne flyttede fra startstadiet til kommandomodulet og bar prøver af månens jord. Senere blev luften udtømt fra startstadiet, og den løsnede sig. Efter at orbiteren forsvandt, tændte startfasen for motoren, deorbiterede og styrtede ned på månen.

Flyvninger af månemoduler

Illustrationer

• LM-1

• LM-2

• LTA-2R

• LM-3

• LM-4

• LM-5

• LM-6

• LM-7

• LM-8

• LM-9

• LM-10

• LM-11

• LM-12

• Tegning af udstyrets placering. Generel form. (1 af 2)

• Tegning af udstyrets placering. Generel form. (2 af 2)

• Kontrolpanel tegning

• Plan for landingsben

Noter

1. ↑ Levantovsky, 1970 , s. 272.
2. ↑ Teknisk beskrivelse af månemodulet og dets undersystemer Arkiveret 14. januar 2009 på Wayback Machine . NASA dokument
3. ↑ Apollo Lunar Module News Reference, 1974 .
4. ↑ Johnston, Richard S., Michel, Edward L., Smith, George B., Jr. Gasformigt miljøovervejelser og evalueringsprogrammer, der fører til valg af rumfartøjsatmosfære / NASA teknisk rapport NASA -TN-D-2506. 1. januar 1965
5. ↑ Teknisk rapport om F&U LRE-landing (LMDE). Arkiveret 12. november 2013 på Wayback Machine TRW Systems
6. ↑ Gorelik A. L., Butko G. I., Belousov Yu. A. On-board computers. - M . : Mashinostroenie, 1975. - 204 s.
7. ↑ Butko G. I., Ivnitsky V. A., Poryvkin Yu. P. Evaluering af karakteristika ved flykontrolsystemer. - M . : Mashinostroenie, 1983. - 272 s.
8. ↑ Håndbog om radar. T. 3. Radaranordninger og -systemer. - M., sovjetisk radio, 1979. - s. 462-473

Links

• Apollo-programmet på Smithsonian Air and Space Museums  hjemmeside
• Apollo Lunar Module  Nyhedsreference . — New York: Grumman Aerospace Corporation, 1974.
• Kelly, Thomas J. (2001). Moon Lander: Hvordan vi udviklede Apollo Lunar Module (Smithsonian History of Aviation and Spaceflight Series). Smithsonian Institution Press. ISBN 1-56098-998-X .
• Baker, David (1981). Historien om bemandet rumflyvning . Crown Forlag. ISBN 0-517-54377-X
• Brooks, Courtney J., Grimwood, James M. og 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 bøger . 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, nr. 8, s. 941-948.
• Levantovsky VI Rumflyvningens mekanik i en elementær præsentation. - M. : Nauka, 1970. - 492 s.

Ordbøger og encyklopædier	Britannica (online)
I bibliografiske kataloger	J9U : 987007538680505171 LCCN : sh85078854