Люди на Луне - [89]

Одной из важнейших проблем, которую создавал жидкий водород в баках, стала его низкая температура кипения – около –253 °C. Жидкий кислород, который широко применяется в космонавтике, имеет температуру кипения около –182 °C. То есть в баках с жидким топливом необходимо поддерживать температуру ниже этого уровня. Свойства, которыми обладают эти жидкости, отличаются, поэтому прежнего опыта работы с криогенными типами топлива инженерам NASA не хватало.

Если наблюдать старт ракеты с жидким кислородом в виде топливного компонента, то можно обратить внимание на белые хлопья, которые осыпаются с ракеты в момент подъема. Это водяной лед, который конденсируется из воздуха и намерзает на бак с холодным жидким кислородом. Ледяная корка на ракете становится хорошей теплоизоляцией, которая мешает кислороду нагреваться и улетучиваться. Значительно более холодный водород вызывает иные эффекты: он практически сжижает окружающий воздух при температуре −190 °С, что все еще теплее жидкого водорода. В результате жидкий воздух начинает стекать по баку с жидким водородом, передавая ему свою температуру и сильнее нагревая горючее. Поэтому бакам с жидким водородом необходима дополнительная теплоизоляция, чего не требуется при использовании жидкого кислорода.

Командный отсек корабля Orion, приводнившийся после испытательного околоземного полета в 2014 году. NASA

В первом поколении ракеты Saturn V, на протяжении восьми запусков до Apollo 12 включительно, применялась довольно сложная теплоизоляция водородного бака второй ступени: теплоизолирующие маты крепились на специальном каркасе с внешней стороны топливного бака. В качестве материала баков были выбраны сплавы, прочность которых повышается при низких температурах. Соответственно, теплоизоляцию на баки пришлось наносить снаружи и крепить теплоизолирующий слой к металлу с температурой жидкого водорода. Первоначальная конструкция предполагала использование ячеистых стеклопластиковых панелей, заполненных изоцианатной теплоизолирующей пеной. Панели неплотно прилегали к топливным бакам, и перед заправкой все полости приходилось продувать гелием, чтобы избежать сжижения воздуха между панелями и баками. Технология была сложной, не всегда работала как надо, и компания-производитель искала альтернативы.

Решение проблемы оказалось намного проще: напыляемая пенополиуретановая теплоизоляция хорошо держалась непосредственно на топливном баке. Все Saturn V, начиная с запуска Apollo 13, полетели именно с такой теплоизоляцией. Впоследствии практически тот же прием использовали при производстве кислород-водородного внешнего топливного бака корабля Space Shuttle. Технология отлично служила более 20 лет, но в 2003 году произошла катастрофа шаттла Columbia, и причиной стал кусок теплоизолирующей пены, отвалившийся от топливного бака. Тем не менее эксплуатация системы Space Shuttle продолжалась с 2005 по 2011 год.

Сейчас технологию напыления пенополиуретановой теплоизоляции на кислород-водородную ракетную ступень, которую освоили на пусках Saturn V и Space Shuttle, готовят к применению в центральном блоке первой ступени сверхтяжелой ракеты SLS.

КОРАБЛЬ APOLLO

Полет людей на Луну и их возвращение на Землю стали возможны благодаря двум кораблям, каждый из которых разделялся на два отсека:

● орбитальный корабль, собственно Apollo, состоял из командного и служебного отсеков, которые также называют модулями;

● лунный модуль разделялся на посадочную и стартовую ступени.

В командном отсеке корабля Apollo располагался экипаж и обеспечивалось управление полетом до Луны и обратно. В служебном отсеке были двигатели, топливные баки, система электропитания и другие вспомогательные системы.

Важной функцией командного отсека было возвращение экипажа на Землю на второй космической скорости. Предыдущие космические корабли США, Mercury и Gemini, могли возвращать людей только с первой космической скорости. Первая космическая скорость, необходимая для поддержания орбитального полета вокруг Земли, равняется примерно 8 км/с. Вторая космическая, что требуется для межпланетных перелетов, чуть выше – 11 км/с. Хотя полет на Луну не считается межпланетным, но кораблю все равно требовалась скорость около 11 км/с для достижения Луны, и с такой же скоростью проходило возвращение.

Для безопасного возвращения людей на Землю со скоростью 11 км/с предусмотрели целый комплекс систем мягкой посадки. Первый удар верхних слоев атмосферы принимал на себя тепловой щит командного модуля. Для эффективного гашения скорости на приемлемых перегрузках предусматривалось управляемое снижение и долгий, почти горизонтальный полет на высоте около 60 км. Тепловой щит в воздухе формировал перед собой ударную волну, которая помогала сбрасывать скорость, но приводила к нагреву щита. Чтобы не пропускать жар от атмосферы к экипажу, тепловой щит был абляционным, т. е. «сгораемым» и испаряющимся. Пока горел щит, люди оставались в безопасности. При значительном снижении скорости и достижении сверхзвукового режима полета, торможение тепловым щитом уже становилось неэффективным и в дело вступало несколько парашютов. Для смягчения финального удара о поверхность посадка проходила в Тихий океан.