Особенности проекта
В ходе разработки коренным образом изменился облик, как самого космического аппарата, так и лунохода. В первую очередь это коснулось ракетной ступени КТ, предназначенной для доставки лунохода на поверхность Луны. Ее назначением было не только обеспечение мягкой посадки на лунную поверхность, но проведение коррекций на трассе Земля-Луна, торможение с выходом на селеноцентрическую орбиту, а также сход с нее перед посадкой. Промежуточный выход на селеноцентрическую орбиту был выбран с целью уменьшения влияния ошибок прогноза, погрешностей системы управления и обеспечения посадки в заданный район Луны.
Поскольку в процессе проектирования масса лунохода выросла с 650 до 750 кг, а возможности ракеты-носителя и разгонного блока остались прежними, необходимо было обеспечить снижение сухой массы посадочной ступени на поверхности Луны. Решение было найдено за счет размещения части топлива, необходимого для выхода на окололунную орбиту, в сбрасываемых отсеках. На них же устанавливалась система астроориентации, работа которой заканчивалась после схода с орбиты. Кроме того, вся служебная аппаратура, используемая как при полете космического аппарата, так и при работе лунохода, устанавливалась в гермоотсеке самого лунохода. Тем самым исключалось излишнее дублирование служебных систем.
Ракетная ступень КТ представляла собой корректирующе-тормозной модуль, имеющий в своем составе КТДУ-417, разработанную в КБ Химмаш под руководством А.М. Исаева, аппаратуру управления перелетом и посадкой с исполнительными органами, а также посадочные амортизирующие устройства.
Основу силовой конструкции КТ составляли четыре сферических топливных бака, соединенных между собой цилиндрическими проставками, две из которых выполняли роль приборных отсеков для размещения аппаратуры системы управления перелетом и посадкой. Масса топлива в баках составляла 3435 кг. На диагональной крестовине, соединяющей топливные баки, крепился корректирующе-тормозной двигатель 11Д417, работающий на четырехокиси азота и НДМГ. Тяга двигателя регулировалась в пределах от 750 до 1929 кг.
К топливным бакам крепились амортизирующие посадочные устройства, что также было новшеством по сравнению с аванпроектом, радиовысотомер больших высот "Вега", доплеровская аппаратура для измерения скорости и высоты снижения ДА 018, малонаправленные антенны, а также складывающиеся трапы для съезда лунохода на поверхность Луны ("вперед" - "назад", в зависимости от рельефа в месте посадки).
Помимо основных баков топливо размещалось также в баках сбрасываемых отсеков. Каждый их двух сбрасываемых отсеков представлял собой два цилиндрических топливных бака со сферическими днищами, соединенных между собой проставками, на которых крепились герметичные приборные контейнеры с аккумуляторными батареями, используемыми для питания бортовой аппаратуры до момента схода с окололунной орбиты, основное программно-временное устройство и аппаратура системы астроориентации. Сброс отсеков производился перед включением двигателя для схода с орбиты.
В приборных отсеках корректирующе-тормозного модуля КТ размещалась аппаратура системы управления и системы автономной ориентации. Система управления была предназначена для управления ориентацией, стабилизацией и двигательной установкой на всех активных участках полета, включая участок работы блока Д, коррекции и торможения, и весь участок снижения и посадки вплоть до касания лунной поверхности. С целью максимального увеличения массы выводимого полезного груза управление работой разгонного блока осуществлялась "с головы", для чего система управления космического аппарата включалась перед стартом.
В первом приборном отсеке размещались трехстепенная гиростабилизированная платформа, вычислительное устройство автомата отсечки двигателя, вычислительное устройство регулятора кажущейся скорости и гироскопический интегратор продольных ускорений, а во втором - автомат стабилизации на активных и пассивных участках, блок дальности, принимающий и обрабатывающий информацию с доплеровского радиолокатора, блок программированных высот, принимающий и обрабатывающий информацию с радиовысотомера. Для управления работой блока Д часть аппаратуры системы управления была размещена на переходной ферме.
На участках второго торможения, снижения и посадки в качестве измерительных средств система управления использовались радиовысотомер больших высот (РВ В) "Вега", доплеровский измеритель скорости ДА 018, в состав которого входил и измеритель дальности. Для отсечки блока двигателей малой тяги при достижении заданной высоты над Луной служил высотомер малых высот "Квант-2", разработанный КБ технической кибернетики Ленинградского политехнического института имени М.И. Калинина.
Систему астроориентации для космического аппарата Е8, как и для Е6, разработало отделение ?1 НИИ-923 под руководством В.П. Морачевского. С 1990 года эта организация стала называться МОКБ "Марс". Соответственно и идеология ее построения осталась той же. Для построения трехосной ориентации использовались датчики Солнца и Земли в составе астроблока, а также блок датчиков угловых скоростей. Исполнительными органами служили газовые микродвигатели. Впрочем, сама трехосная ориентация требовалась лишь перед проведением коррекции или торможения. В остальное время аппарат закручивался вокруг направления на Солнце для поддержания стабильного теплового режима и устойчивой связи с Землей.
В соответствии с утвержденной кооперацией Машиностроительный завод имени С.А. Лавочкина отвечал за создание не только космического комплекса Е8, но и за создание лунохода, а ВНИИ-100 - за создание самоходного шасси с блоком автоматического управления движением и системой безопасности движения. Для экспериментальной проверки выбранных конструктивных решений на станции "Луна-13" был установлен прибор "Грунтомер", позволивший определить характеристики грунта в месте посадки. Кроме того, на лунных спутниках "Луна-11" и "Луна-12" был установлен экспериментальный редуктор Р 1, который работал в открытом космосе.
К моменту завершения эскизного проекта по Е8, то есть к концу 1967 года, прошло отработку и шасси: сначала в ВНИИТрансМаш, а потом на МЗЛ. Масса шасси составила 84 кг, то есть ВНИИТрансМаш вписался в отпущенный лимит. Диаметр каждого из восьми ведущих колес по грунтозацепам составлял 510 мм, ширина 200 мм, колесная база шасси - 170 мм, а ширина колеи 1600 мм.
Сам аппарат 8EЛ, то есть луноход, состоял из герметичного приборного контейнера и самоходного шасси. В приборном контейнере размещалась вся служебная аппаратура. Контейнер имел форму усеченного конуса, причем верхнее основание конуса, служащее радиатором для сброса тепла, имело больший диаметр, чем нижнее. На время лунной ночи радиатор закрывалось крышкой. Внутренняя поверхность крышки былапокрыта фотоэлементами солнечной батареи, что обеспечивало подзаряд аккумуляторной батареи в течение лунного дня. Площадь солнечной батареи составляла 3,5 кв. м, а вырабатываемая мощность - 180 Ватт. В рабочем положении панель солнечной батареи могла располагаться под разными углами, чтобы оптимально использовать энергию Солнца при его различной высоте над лунным горизонтом. Наведение солнечной батареи по азимуту осуществлялось поворотом всего лунохода.
Внутри приборного контейнера были установлены приборы телевизионного и радиокомплекса, телеметрической системы, системы управления луноходом, блоки автоматики, а также серебряно-кадмиевая буферная батарея емкостью 200 Ампер-часов системы электропитания. Надо сказать, что при проектировании лунохода в качестве генератора тока рассматривались также топливные элементы, радиоизотопные генераторы и турбогенераторы, использующие энергию Солнца, но все они были отвергнуты по тем или иным причинам.
За основу радиокомплекса ДРК-Е8 был принят ДРК "Союз", разработанный в для лунных пилотируемых программ Л1 и Л3. В состав бортового радиокомплекса входили приемоответчик дециметрового диапазона, программно-временное устройство с блоком уставок, сбрасываемое перед посадкой, и программно-временное устройство мягкой посадки. Для повышения надежности команды на борт могли передаваться и в метровом диапазоне. По линии Борт-Земля передавалась как телеметрическая информация, так и телевизионная информация, причем для передачи телевизионных изображений на луноходе была установлена остронаправленная антенна на приводе. Управлением приводом для наведения антенны на Землю осуществлялось по командам с Земли.
Учитывая малое время прохождения радиосигнала до Луны и обратно, составляющее 2,5 секунды, систему управления луноходом решено было сделать дистанционной, то есть по командам с Земли. Впрочем, и для такого управления экипажу требовался значительный объем информации о состоянии систем лунохода и окружающем пространстве. С этой целью на борту лунохода установлена система курсоуказания. Кроме того, курсовой гироскоп обеспечивал выдерживание заданного направления движения в процессе выполнения маневров объезда.
Дополнительно на луноходе был установлен датчик лунной вертикали, который представлял собой чашу со сферической внутренней поверхностью, по которой свободно перекатывается шарик.
Для получения информации об окружающем луноход пространстве на его борту был установлен телевизионный комплекс, в состав которого вошли малокадровая телевизионная система и фототелевизионная система. Первая из них была предназначена для получения изображений лунной поверхности, необходимых для оперативного управления движением. В основу малокадровой телевизионной системы был положен стробоскопический метод преобразования спектра телевизионного сигнала. Она состояла из двух курсовых телевизионных камер, в которых применены полудюймовые видиконы с памятью (память до 1 минуты). Поле зрения каждой камеры - 48 на 36 градусов, время передачи одного кадра изображения - 3,2, 5,76, 10,88 или 21,12 секунды.
Для получения панорамных изображений, не требующих высоких скоростей передачи изображения, на борту лунохода была установлена телефотометрическая или фототелевизионная оптико-механическая система с панорамной разверткой, состоящая из четырех передающих камер. С их помощью можно было получить круговую панораму, размер которой в вертикальной плоскости составлял 30 градусов. Время передачи панорамы составляло 25 или 100 минут в зависимости от скорости передачи информации. Учитывая большое время передачи изображения, на время съемки панорамы луноход должен был останавливаться. С каждой стороны лунохода было установлено по две панорамные камеры, причем в каждой паре одна из камер предназначалась для вертикального панорамирования, а другая - для горизонтального. Вертикальные панорамы были предназначены главным образом для передачи изображений Земли и Солнца и показаний датчика лунной вертикали.
Далее >
