Moduri de avort Apollo

De la Wikipedia, enciclopedia liberă.
Salt la navigare Salt la căutare

În timpul lansării navei spațiale Apollo prin racheta Saturn V , lansarea ar putea fi anulată pentru a salva echipajul în caz de explozie sau defecțiune a rachetelor. Echipajul, în funcție de înălțimea atinsă de zbor, avea diferite proceduri disponibile pentru modul de misiune sau anulare. În misiuni nu a fost niciodată necesar să le folosim.

În primele câteva minute de zbor, comunicările de la Houston cu privire la modurile de anulare activate și răspunsurile relative ale comandantului sunt printre puținele informații schimbate între navă și uscat.

În cazul apariției unor probleme cu Saturn V în primele etape ale zborului, sistemul de anulare a fost atribuit automat Sistemului de detectare a urgenței (EDS). Sistemul a fost automatizat deoarece, în primele etape ale lansării, problemele ar putea evolua foarte rapid, făcând gestionarea sistemului umană lentă. În etapele ulterioare, care au fost mai calme în ceea ce privește evoluția procedurilor, EDS a fost dezactivat și orice proceduri de anulare au fost controlate manual de către echipaj.

Introducere în sistem

Dintre cele 5 moduri de anulare, procedurile până la al doilea (II) sunt variante ale eliberării întregii rachete, urmate de renunțarea la capsula echipajului. De la a treia procedură până la cele cinci sunt variante care permit detașarea doar a stadiului defect, permițându-le celor rămase să continue zborul pe orbita Pământului. În acest scenariu, a fost inițiată o misiune de rezervă pe orbita Pământului pentru a nu frustra complet lansarea. În toate cazurile, Modulul de comandă / service Apollo (CM) efectuează un șanț urmând această procedură:

  • descărcare de combustibil hipergolic în mediu pentru a evita riscul de intoxicație pentru echipa de recuperare.
  • dacă este suficient de mare la altitudine, deschiderea protecțiilor de frână
  • jgheab de ejecție și desfășurarea parașutei principale
  • renunțarea și așteptarea echipei de recuperare.

Detalii

Secvența cronologică a modurilor de anulare în misiunile Apollo a fost:

Apollo Launch Escape System (LES)
  • Abort de blocare: În cazul unei eșecuri a rachetei în cele 5 minute anterioare lansării, modulul de comandă (CM) și sistemul de lansare a evacuării (LES, vezi figura) efectuează o separare de restul rachetei, cu LES ghidându-se și direcția CM în sus și EST, datorită unui mic motor cu propulsor solid plasat deasupra turelei LES în sine. Turela este expulzată și parașutele sunt desfășurate pentru a ateriza în siguranță în Oceanul Atlantic.
  • Modul I: Procedura de anulare cu utilizarea LES, activă din momentul lansării și până la ejecția turelei, la 30 de secunde după aprinderea celei de-a doua etape S-II.
    • Mod IA (un alfa): În primele 42 de secunde de zbor (până la 3000 de metri), racheta este încă relativ dreaptă; procedura de avort este similară cu avortul cu tampon , LES mutând CM-ul departe de traiectoria rachetei. După 14 secunde, turela este evacuată și are loc șanțul.
    • Modul IB (un bravo): De la 3000 m la 30,5 km (până la T +117), racheta este poziționată în zbor în direcția est, făcând inutilă utilizarea motorului pitch. După ce motoarele LES au eliberat CM de la rachetă, are loc desfășurarea de mici canards din turelă: acest lucru obligă grupul CM-LES să se poziționeze cu partea inferioară a CM înainte ( BE-end înainte sau BEF poziție), necesară deoarece parașutele plasate la vârful CM au putut deschide doar din vânt .
    • Mod IC (un charlie): De la 30,5 km până la ejecția LES, poziția BEF este încă necesară, dar aripile de canard devin inutile. Poziționarea corectă a grupului CM-LES a fost apoi obținută folosind motoarele de atitudine RCS ( Reaction Control System ) ale CM. În timpul One-Charlie a avut loc prima etapă , cu expulzarea primei etape S-IC, acum uscată de combustibil, și aprinderea celei de-a doua etape S-II. Procedura One-Charlie se încheie la aproximativ 30 de secunde după stadializare atunci când LES este expulzat.
  • Modul II: Anulare în primele momente de pornire a etapei S-II. Cu LES acum expulzat, modulul de comandă / serviciu (CSM) se separă de restul rachetei și își folosește motorul și RCS-urile pentru a se deplasa din traiectoria rachetei și a se alinia la poziția necesară, apoi CM se separă de modulul de serviciu ( SM) și șanțuri.
  • Modul III , cunoscut și sub numele de inserție orbită de contingență (COI) sau S-IVB la COI: Dacă există o problemă cu a doua etapă S-II, acesta este pur și simplu expulzat devreme. În acest moment al zborului, racheta este suficient de rapidă și la altitudine încât motoarele din etapa a treia S-IVB și modulul de serviciu SM să poziționeze nava spațială pe orbita Pământului. Utilizarea timpurie a motoarelor S-IVB și consumul de combustibil aferent nu permit continuarea injecției lunare TLI Trans și este inițiată o misiune de rezervă pe orbita Pământului.
  • S-IVB pe orbită: La fel ca în modul III , etapa S-II este separată devreme în cazul unei defecțiuni, dar utilizarea motorului S-IVB singură este suficientă pentru introducerea pe orbită. Acest mod este identic cu modul III , cu excepția faptului că motorul SM nu este utilizat. Această procedură se încheie atunci când etapa S-II este separată conform planului de zbor.
  • Modul IV: Anulare în timpul aprinderii celei de-a treia etape S-IVB . În cazul în care apar probleme în a treia etapă. motorul SM Service Module , plasează CSM pe orbita Pământului și trece la misiunea de rezervă pe orbita Pământului.

Sistemul automat EDS este apoi inițializat la T -5: 00 (inițializarea modului Pad Abort ) până la atingerea modului One-Bravo (IB) . Când se ajunge la modul One-Charlie (IC) , EDS este dezactivat și toate posibilitățile următoare sunt inițializate cu operare manuală.

Elemente conexe

linkuri externe

Astronautică Portalul astronauticii : accesați intrările Wikipedia care se ocupă de astronautică