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).

Дренаж гелиевого бачка одновременно с дренажем топливных баков привел к замораживанию горючего во внешнем теплообменнике. Наблюдавшийся неожиданно высокий рост давления горючего на входе в двигатель был вызван термическим расширением горючего в замкнутом объеме между замерзшим теплообменником и отсечными клапанами за счет теплоподвода от камеры сгорания. Для следующих полетов было решено не производить дренаж бачка со сверхкритическим гелием до взлета с Луны. Это достигается закрытием запорных гелиевых клапанов.

Рис. 16.7. Дренаж топливных баков двигательной установки посадочной ступени после посадки Apollo-11 на Луну.

Таблица 13

Таблица 14

В табл. 13 и 14 приводятся ожидаемые и летные характеристики двигательной установки посадочной ступени лунного корабля Appollo-11.