Состав систем и их размещение в модулях основного блока примерно соответствовали другим КК, которые использовались для орбитальных полетов. В командном модуле находилось все, что нужно было для трех космонавтов при полете до 16 сут, вплоть до приводнения. Кроме того, в его передней части размещался активный стыковочный агрегат с переходным туннелем. Этот агрегат служил для стыковки с лунным модулем, причем использовался дважды — для перестыковки (рис. 10) и на участке полета к Луне. Необходимость в перестыковке заключалась в том, что лунный модуль находился под основным блоком КК внутри переходника РН. Такая компоновка обеспечивала рациональное построение САС и защищала лунный модуль при полете РН в атмосфере. Вторая стыковка выполнялась на орбите искусственного спутника Луны.
Рис. 10. Схема перестыковки КК «Аполлон»: 1 — основной блок, 2 — створки переходника, 3 — лунный модуль, 4 — третья ступень РН
В служебном модуле кроме маршевого двигателя тягой 91 кН, а также баков с запасом топлива до 18,5 т (аэрозин-50 + четырехокись азота) размещались двигатели реактивной системы управления в виде четырех блоков (четыре двигателя тягой по 450 Н). Эта система с запасом топлива 0,6 т (монометилгидразин + четырехокись азота) в автономных баках была полностью продублирована, в том числе по системе питания. Подобная же система, но из 12 двигателей тягой по 415 Н и запасом топлива 111 кг имелась также в командном модуле для управления КК при спуске в атмосферу.
Кроме того, в служебном модуле размещались топливные элементы системы электропитания (3 комплекта» в том числе запасной, мощностью по 1,4 кВт) с запасом жидкого кислорода и водорода в специальных баках. Имелись также отдельные баки с жидким кислородом для снабжения системы жизнеобеспечения КК при полете в космическом пространстве. Помимо этого в систему электропитания входили аккумуляторные батареи емкостью 400 А. ч и статические (на твердотельных элементах) преобразователи постоянного напряжения (28 В) в переменное (117 В, 400 Гц), необходимое для электропитания аппаратуры. Среднее потребление электроэнергии составляло по КК «Аполлон» приблизительно 2 кВт.
Надежность системы электропитания, основных потребителей и распределителей электроэнергии достигалась, в частности, тем, что на борту фактически имелись две электрические независимые системы (при помощи каждой из них можно было запитывать и управлять всеми основными системами КК). В командном модуле также размещались 3 батареи аккумуляторов емкостью 98 А. ч; две из них служили дополнительным источником электроэнергии в периоды потребления пиковой мощности, еще одна использовалась только для коммутации пиросредств.
Пиротехника нашла широкое применение в ракетно-космической технике. Она используется там, где необходимо одноразовое, очень быстрое срабатывание с высокой надежностью: пиросредства просты, компактны и обладают очень высокой удельной мощностью. С их помощью обычно происходит разделение ступеней РН, сброс обтекателей, элементов САС, разделение отсеков КК, раскрытие различных элементов конструкций, отстрел крышек, производится срабатывание многочисленных клапанов в двигательных установках и других системах. Для выполнения этих действий на КК «Аполлон», например, было установлено около 300 пироустройств.
В ракетно-космической технике нашли применение так называемые дискретные пиросредства (пироболты и пиропатроны) и непрерывные пирошнуры (вытянутые кумулятивные заряды). Примером использования второго типа является устройство для отделения стыковочного шпангоута от командного модуля перед спуском в атмосферу.
Операции, выполняемые с применением пиросредств, относятся обычно к разряду наиболее ответственных, обеспечивающих безопасность экипажа и выполнение основных задач полета. Их срабатывание должно происходить с очень большой надежностью, без осечки. С другой стороны, ни в коем случае не должно произойти их случайного или самопроизвольного срабатывания. Для того чтобы выполнить все эти требования, принимается ряд мер.
На КК «Аполлон» использовался один основной тип пиропатрона. Это позволяло быстро накопить статистические данные. Каждый из двух пиропатронов имел два независимых электрических воспламенителя. Чтобы практически исключить отказы пиросредств, каждый из них запитывался от независимой аккумуляторной батареи. Вся электрическая сеть пиротехники в отличие от остальных электрических цепей выполнялась двухпроводной. Провода каждой пары скручивались и экранировались, что существенно уменьшало электромагнитные наводки.
Для успешного полета на Луну и возвращения на Землю одними из самых критичных агрегатов являлись все три двигательные установки основного блока и лунного модуля (рис. 11).
Рис. 11. Компоновка лунного модуля КК «Аполлон»: 1 — антенна системы связи, 2 — антенна радиолокатора для сближения, 3 — верхний иллюминатор, 4 — выходной люк, 5 — направление полета при посадке; 6 — площадка у выходного люка, 7 — сопло посадочного двигателя, 8 — посадочная ступень, 9 — шасси, 10 — двигатели реактивной системы управления, 11 — отсек оборудования, 12 — стыковочная мишень, 13 — антенна для связи с космонавтом, 14 — люк стыковочного агрегата, 15 — антенна УКВ-приемопередатчика, 16 — взлетная ступень
Существует большое количество схем для ракетных двигательных установок. Наиболее эффективными являются обычно двигатели с турбонасосной подачей топлива. Однако, как показывает статистика, именно турбонасосные агрегаты больше всего подвержены отказам. Вытеснительная система подачи топлива путем заполнения баков газом под высоким давлением менее эффективна, поскольку приходится увеличивать прочность баков, имеющих большие размеры, а давление в камере сгорания при этом обычно уменьшается. Тем не менее, чтобы увеличить надежность полета, применялась вытеснительная система подачи топлива во всех трех двигательных установках. Дополнительно все критичные элементы (клапаны, регуляторы, фильтры и т. д.) были зарезервированы (последовательно и параллельно).
Луна, как известно, лишена атмосферы, поэтому мягкая посадка на ее поверхность зависит целиком от ракетного двигателя. Задача посадки на Луну и последующего взлета с ее поверхности облегчается лишь меньшим притяжением Луны. Первая космическая скорость для Луны равна 1,7 км/с, поэтому тяга обоих двигателей лунного модуля и запасы топлива были сравнительно невелики. Однако спуск с использованием реактивной тяги выдвинул дополнительную проблему — необходимость ее «глубокого» регулирования. Двигатель посадочной ступени лунного модуля мог изменять свою тягу от 4,6 до 28,0 кН и, кроме того, имел возможность увеличивать тягу до 46,5 кН. Это достигалось в первую очередь за счет применения форсунок изменяемого сечения. Запас топлива (аэрозин-50 + четырехокись азота) в баках составлял 8,2 т.
Подобно маршевому двигателю служебного модуля, двигатель посадочной ступени лунного модуля для управления по тангажу и курсу устанавливался в карданном подвесе и отклонялся при помощи рулевых приводов. Двигатель взлетной ступени лунного модуля, создаваемый более простым для обеспечения максимальной надежности, устанавливался неподвижно. Он имел тягу 15,6 кН и запас топлива в баках 2,36 т.
Такой же подход, с многократным резервированием, использовался и при проектировании трех систем двигателей реактивной системы управления (на командном модуле, служебном модуле и взлетной ступени лунного модуля). Причем на взлетной ступени лунного модуля было расположено 16 двигателей тягой по 450 Н, объединенных в 4 группы, а также баки с суммарным запасом топлива (аэрозин-50 + четырехокись азота) 266 кг.
Специфика полета на Луну вызвала повышенные требования к точности измерений и к характеристикам ряда систем. Например, очень точно приходилось решать навигационные задачи, особенно для определения корректирующих маневров на участках полета Земля — Луна и Луна — Земля. На первом участке это требовалось для обеспечения выхода на окололунную орбиту, а на втором — для попадания в узкий коридор входа в земную атмосферу. Ширина этого коридора, ограниченного с одной стороны «стеной» ее слишком плотных слоев, а с другой — «бездонной пропастью» космоса, не превышала 42 км.
Положение КК «Аполлон» определялось как наземными, так и бортовыми средствами. Данные, полученные американскими космонавтами при помощи секстанта, вводились в бортовую цифровую вычислительную машину. Причем обычно выполнялось несколько попыток со статистической оценкой результатов, производимой самой этой машиной. На окололунной орбите только комбинированное использование результатов бортовых и наземных измерений позволяло получать необходимые параметры с требуемой точностью.
