Янв 19

Спутник «ДЖЕМИНИ»

«ДЖЕМИНИ»

США

Тип. Пилотируемый двухместный спутник.

Назначение, Исследование возможности длительного (до 14 суток) пребывания человека в космическом пространстве; отработка техники встречи и стыковки пилотируемого спутника с непилотируемым спутником-мишенью на орбите; проведение экспериментов по выходу космонавтов из спутника в открытый космос без использования шлюзовой камеры; осуществление различных медико-биологических, физико-технических и военно-прикладных экспериментов; отработка бортовых и наземных систем. Все работы увязаны с подготовкой лунных экспедиций по программе «Аполлон».

Заказчик. NASA.

Головная фирма. McDonnell Douglas.

Ход работ. Начало разработки в 1961 г.; первый беспилотный орбитальный полет 8 апреля 1964 г.; первый пилотируемый орбитальный полет 23 марта 1965 г. Программа завершена в ноябре 1966 г. запуском десятого пилотируемого спутника. Подробнее см. в Приложении 4.

Стоимость программы 1309 млн. долл., в том числе спутники 781 млн. долл., ракеты-носители «Титан II» 283 млн. долл., ракеты «Атлас» и ракеты-мишени «Аджена D» 131 млн. долл., обеспечение полетов 58 млн. долл.

Характеристики спутника. Вес 3130–3801 кг, длина 5,79 м, максимальный диаметр 3 м. Свободный объем кабины экипажа 2,33 м3, ресурс до 14 суток. Корабль включает в себя отсек радиолокатора (длина 0,94 м, диаметр меньшего основания 0,76 м, большего 0,96 м), отсек экипажа (длина 1,42 м, диаметр меньшего основания 0,96 м, диаметр большего основания 2,3 м), агрегатный отсек (длина 2,3 м, диаметр меньшего основания 2,3 м, большего 3 м).

Система жизнеобеспечения. Искусственная одногазовая (кислород при давлении 0,36 ат) атмосфера с рециркуляцией. Номинальная температура в кабине 26,6°С, запас кислорода до 47 кг, расход кислорода в системе вентиляции 0,6 м3/мин, теплоотвод 170 ккал/час. Скафандры двух типов: не предназначенные для выхода в открытый космос (7,2–11,3 кг) и предназначенные для выхода в открытый космос (14–16 кг). Охлаждаются прокачиванием кислорода.

Система терморегулирования. Циркуляция хладагента, теплоизоляция, окраска, абляционный экран для защиты при входе в атмосферу.

Двигательная установка. Для маневрирования и ориентации на орбите 16 ЖРД тягой 11,3–45 кг, работающие на монометилгидразине и четырехокиси азота. Система подачи вытеснительная. ТДУ – 4 РДТТ тягой по 1,14 т.

Система наведения и навигации. Радиолокатор диапазона L с дальностью захвата цели 460 км; ЦВМ (вес 26,1 кг; емкость памяти 156 000 бит); вспомогательная память на магнитной ленте (вес 11,8 кг, 15 дорожек, общая емкость 12 500 000 бит).

Система ориентации и стабилизации. Трехосная ориентация, использующая инерциальный измерительный блок (52,6 кг) и датчики горизонта. Для ориентации на участке входа в атмосферу 16 ЖРД тягой по 11,3 кг, работающие на монометилгидразине и четырехокиси азота. Система подачи топлива вытеснительная. О двигателях для маневрирования и ориентации на орбите см. раздел «Двигательные установки».

Энергетическая установка. Для электропитания на орбите две параллельно соединенные батареи водородо-кислородных топливных элементов. Вес каждой 31 кг, обеспечиваемая мощность 1 квт. Для электропитания при входе в атмосферу четыре серебряно-цинковые батареи емкостью по 45 а-час и комплект аварийных батарей емкостью по 15 а-час.

Радиотехническое оборудование. УКВ приемопередатчик, КВ приемопередатчик (запасной), командный приемник, УКВ радиомаяк, радиолокационные приемоответчики системы траекторных измерений, работающие в диапазонах С и S; два записывающих устройства (вес 2,7 кг и 5,4 кг).

Система возвращения и спасения. Спуск с использованием аэродинамического качества. Тормозной (стабилизирующий) парашют диаметром 5,5 м (раскрывается на высоте ~15 км); вытяжной парашют (раскрывается на высоте 3,2 км); основной парашют диаметром 25,6 м (раскрывается на высоте ~3 км и обеспечивает приводнение спутника со скоростью ~9 м/сек). Отсек радиолокатора отделяется и опускается на отдельном парашюте. Отделившийся после срабатывания ТДУ агрегатный отсек сгорает в атмосфере.

Система аварийного спасения. Катапультирование (до высоты 21 км).

Полезная нагрузка. Приборы и оборудование для проведения различных экспериментов, в частности, фотокамеры Widelux, Hassel- blad, 2eiss и Maurer; портативное лазерное устройство для связи (на спутнике «Джемини VII», вес 2,7 кг, пиковая мощность 16 вт, длина волны 9000А, ширина луча ~3 мрад); ручной секстант для определения углового расстояния между звездами (вес 3,6 кг, точность измерений ±20″); ручная установка для перемещения в открытом космосе (использует три микродвигателя, работающие на сжатом кислороде), ранцевая установка для перемещения в открытом космосе (использует 12 микродвигателей, работающих на продуктах разложения перекиси водорода), универсальный инструмент (вес 3,6 кг) для работы в открытом космосе.

Расчетная продолжительность полета до 15 суток.

Командно-измерительный комплекс. Станции слежения системы MSFN (см. Приложение 1), Центр управления на мысе Канаверал (до «Джемини IV»), Центр управления МСС в Хьюстоне (начиная с «Джемини IV»).

Поисково-спасательный комплекс. Авианосец, корабли, вертолеты. Ракета*носитель. «Титан II».

Типовая орбита. Геоцентрическая: перигей 161 км, апогей ~300 км, наклонение 28° и 32°. Период обращения 89 мин. С использованием двигателя пристыкованной ракеты-мишени «Аджена» спутники «Джемини X» и «Джемини XI» были переведены на орбиту с высотой апогея 760 км и 1370 км, соответственно.

Похожие статьи:

  1. Космический корабль «АПОЛЛОН» Программа «Аполлон» «АПОЛЛОН» ПРОГРАММА «АПОЛЛОН» США Тип. Пилотируемый трехместный космический корабль. Назначение....
  2. Спутник «МЕРКУРИЙ» «МЕРКУРИЙ» США Тип. Экспериментальный пилотируемый одноместный спутник. Назначение. Изучение возможности...
  3. Многоразовый транспортный космический корабль (МТКК) МНОГОРАЗОВЫЙ ТРАНСПОРТНЫЙ КОСМИЧЕСКИЙ КОРАБЛЬ (МТКК) США Тип. Пилотируемый космический транспортный...

автор admin \\ теги: , ,



Написать ответ

Вы должны войти чтобы комментировать.