Управляющие двигатели установлены в едином блоке, а таких двигателей было 16:8 двигателей тягой по 40 кгс и 8 двигателей по 10 кгс. Мы понимали, что управление вокруг центра масс будет «нечистым», ведь к моменту добавлялась горизонтальная составляющая по рысканью и тангажу. Управление должно быть только моментным. «Нечистые» силы, как мы называли усилия от двигателей ориентации, добавляли хлопот нашим управленцам. Микродвигатели были сравнительно легкими сами по себе. Это позволило нам установить два независимых контура управления Лунным кораблем. В каждый контур входило по восемь двигателей. Два двигателя тягой 40 кгс обеспечивали управление в плоскости полета (по тангажу). Два двигателя такой же тяги — управление из плоскости полета (по рысканию) и четыре двигателя осуществляли управление вокруг продольной оси (по крену). Эти два контура работали независимо, тем самым обеспечивая надежное дублирование органов управления (см. рис. 22).
Рис. 22. Двигатели исполнительных органов
Дублировать запасы топлива было слишком расточительным, поэтому запасы топлива расположили в двух баках: в один залили окислитель, в другой — горючее. Всего было чуть более 100 кг топлива. Нормальный процесс горения, который происходит в двигателях, требует больше окислителя, чем горючего, поэтому при выработке топлива из баков может возникнуть ненужное возмущение, если баки равноудалены от центральной оси. Нужно было что-то предпринять. И тогда разработчиком А.Серебряниковым было предложено очень простое решение. А что, если силовую раму сделать в виде двойной бочки? Одна побольше, и на нее поставить бак горючего, а другая поменьше внутри первой, и на нее поставить бак окислителя. Это позволит удалить баки окислителя и горючего от центральной оси примерно в пропорции соотношения компонентов топлива, поступающих в двигатель, и снимет ненужные помехи при выработке топлива. Такая конструкция силовой рамы была принята. Мы уже говорили про вибропрочность в ракетной технике. Вот чтобы в этом агрегате не заниматься этой проблемой, после монтажа трубопроводов, кабелей все внутренности между оболочками, где располагались трубопроводы и арматура, запенивались. Получалась трехслойная панель сферической формы, очень прочная и защищающая трубопроводы от вибрации.
Компоненты топлива, находящиеся в баках, нужно уметь еще и подать к двигателям, И подать только компоненты топлива, а не газ наддува или смесь газа наддува с топливом. Начали решать проблему разделения газовой и жидкой сред. Учитывая уже имеющийся опыт фирмы Степанова, а ею были созданы баки с внутренними металлическими диафрагмами, хорошо отработанные и испытанные в полете, приняли металлический разделитель. Металлический разделитель должен укладываться по днищу бака так, чтобы обеспечить минимум непроизводительных остатков топлива. Учитывая изменения температуры в баках, хотя и небольшие, он должен позволять «гулять» жидкости, а сам выдерживать многократные циклические нагрузки.
Вопросов пришлось решать много, в том числе и технологических, включая раскрой листа. Нужна была специальная тонкая листовая сталь, точнее штампы и т. д. Забот разделитель доставил немало.
При создании двигателей блока Е с целью «выжимания» удельных характеристик была применена турбонасосная система подачи компонентов. (Заметим, что на LEM была вытеснительная система.) Для микродвигателей создавать турбонасосную систему подачи топлива было накладно. Да и давление в камерах сгорания было сравнительно небольшим — десятки атмосфер. Это позволяло подавать компоненты топлива к двигателям путем давления газом повышенного давления на металлическую мембрану. Такой способ подачи, хотя и требует повышенного запаса газа наддува (им был гелий), отличается простотой и повышенной надежностью по сравнению с турбонасосной подачей. Сравнение суммарных массовых затрат по блоку двигателей ориентации также говорило в пользу вытеснительной системы подачи.
Безусловно, определяющую роль в этой схеме играли сами двигатели. Создание ракетных двигателей большой тяги всегда проблема. Но опыт был накоплен достаточно большой, в том числе по охлаждению камер сгорания. А в двигателях малой тяги, учитывая их импульсную работу и ограничения (десятком секунд) непрерывной, делать охлаждаемую камеру сгорания и сопловые насадки было неоптимально. Стали подбирать соответствующий материал, смотрели высокопрочную сталь для камеры сгорания, а для сопла — ниобий или графит. Свойства этих материалов должны быть такими, чтобы воспринять большие тепловые и силовые нагрузки, да к тому же быстро рассеять накопленное тепло. Не одну тысячу испытаний прошли двигатели, прежде чем показали свою надежную работу.
Очень жесткие требования к двигателям предъявлялись по минимальному импульсу тяги, или другими словами, по созданию кратковременного минимального силового воздействия на лунный аппарат. Можно ли себе представить, что, скажем, электровоз с миллиметровой точностью устанавливает детскую коляску? Очень трудно. Так и на Лунном корабле. Нужно было уметь удерживать оси корабля в космическом пространстве с минутными угловыми значениями. Вот здесь и получали электровоз, если двигатели не могли быстро реагировать на перерегулирование. Применение самовоспламеняющихся компонентов топлива позволило без лишних усилий обеспечивать их воспламенение в камере сгорания и выход двигателя на режим. Оставалось решить вопрос о быстроте и синхронизации впускных клапанов. В результате общих усилий получили минимальную приведенную длительность импульса тяги около 9 миллисекунд.
Особо стоял перед разработчиками вопрос о способе заправки баков компонентами топлива: уровня здесь не было, а при переливе как быть с мембраной? Выбрали вакуумную заправку и вот почему. Баки двигателей ориентации были рассчитаны на высокое, давление, как того требовала вытеснительная система подачи. Это приводило к значительной толщине оболочек баков. Посчитали, а не сложатся ли они, если из них откачать воздух. Оказалось, нет. Тогда и родилась вакуумная заправка: выкачивали весь воздух из бака до давления одной десятитысячной атмосферы, затем заливали предварительно взвешенную порцию топлива. Кажется очень просто, и разделительная мембрана на месте. Но за видимой простотой скрывались проблемы вакуумных насосов, слива и повторной заправки и многие другие. Задачка была не такая уж простая. Но вакуумная заправка была отработана. Хочется сказать слова благодарности Д.Гилевичу, чей проектный отдел постоянно находился в поиске новых оригинальных решений, все отдавая созданию своего детища.
Создан блок управления. Провели расчеты по затратам топлива, и оказалось, что в 95 случаях из 100 в баках остается неиспользованное топливо. При дефиците масс не использовать его было грех. Стали думать, как это сделать. Двигатели, расположенные от продольной оси на расстояние около одного метра с целью увеличения плеча воздействия, можно было наклонить до 20° к горизонту. Это позволяло дополнительно экономить топливо. Посчитали, что за счет появления продольной силы от двигателей, работающих одновременно, можно использовать остатки топлива и получить выигрыш в конечной массе в 12,5 кг. Б.В.Чернятьев, автор этого проекта, был напорист в реализации его и, несмотря на возражения баллистиков и управленцев, отстоял его у главного конструктора. Специально говорю об этом случае, чтобы было ясно, какая борьба за массу шла на всем пути создания. Ведь внедрение этого предложения требовало доработки уже существующей материальной части. Долго сопротивлялись разработчики, но двигатели наклонили. Так и установили их на блоке, вызывая некоторое недоумение у специалистов, поскольку факелы от двигателей стали слегка подогревать кабину и приборный отсек.
Подошла очередь рассказать и про Лунное посадочное устройство (ЛПУ). С чего начать? Наверное, с общих требований, которые к нему предъявлялись. Составлять у нас их было некому. Пришлось самим, как было модно в то время, коллегиально разрабатывать пункт за пунктом эти требования.
Первое и основное требование, которое определяло назначение — это на какой грунт и какую энергию, а проще говоря, на какие посадочные скорости нужно было рассчитывать устройство. Выше мы вкратце останавливались на этом и говорили о возможном слое пыли и о твердости грунта и т. д. Споров было много, ведь эти параметры были основными для разработки ЛПУ. Кто мог взять на себя ответственность за это? Никто не решался. И тогда к С.П.Королеву пошел наш начальник отдела И.С.Прудников. С.П. выслушал и дал заключение, про которое мы уже рассказывали. Определил он и скорости, которые необходимо было обеспечить к моменту прилунения, и главное, что с высоты одного метра корабль падал на достаточно твердый грунт, имея незначительную боковую скорость.
