WikiDer > Спусковая силовая установка

Descent propulsion system
Спускаемая двигательная установка (ДПС)
Страна происхожденияСоединенные Штаты
Дата1964–72
ПроизводительTRW
ЗаявлениеДвижитель ступени спуска на Луну
ПреемникTR-201
Положение делНа пенсии
Жидкостный двигатель
ПропеллентN
2О
4 / Аэрозин 50
ЦиклПод давлением
Конфигурация
Камера1
Спектакль
Тяга (вакуум)10,125 фунт-силы (45,04 кН) максимум, дроссельная заслонка от 10% до 60% полной тяги
Давление в камере100 фунтов на кв. Дюйм (690 кПа) (абсолютное)
язр (Vac.)311 с (3,05 км / с)
Размеры
Длина90,5 дюйма (2,30 м)
Диаметр59,0 дюйма (1,50 м)
Сухой вес394 фунтов (179 кг)
Используется в
Лунный модуль как спускаемый двигатель

В спускаемая двигательная установка (DPS - произносится как «провалы») или же спускаемый аппарат лунного модуля (LMDE) является переменной -дроссель гиперголичный ракетный двигатель изобретен Джерардом У. Элверумом-младшим.[1] [2] [3] и разработан Лаборатории космических технологий (TRW) для использования в Лунный модуль Аполлона этап спуска. Он использовал Аэрозин 50 топливо и тетроксид диазота (N
2О
4) окислитель. Этот двигатель использовал игольчатый инжектор, конструкция, также использованная позже в SpaceX Двигатель Мерлин.

Требования

Двигательная установка ступени спуска лунного модуля была разработана для перевода корабля с двумя членами экипажа с круговой лунной стоянки длиной 60 морских миль (110 км) на эллиптическую орбиту спуска с перицинтион 50 000 футов (15 000 м), а затем обеспечить спуск на поверхность Луны с временем зависания над поверхностью Луны для выбора точного места посадки. Для выполнения этих маневров была разработана двигательная установка, в которой использовались гиперголические пропелленты и шарнирный двигатель с абляционным охлаждением, работающий под давлением, который задушен. Также использовалась легкая криогенная система наддува гелия. Выхлоп удлинитель сопла был разработан, чтобы раздавить LM без повреждения, если он ударится о поверхность, что произошло на Аполлоне 15.[4]

Разработка

Согласно исторической публикации НАСА Колесницы для Аполлона«Спускаемый двигатель лунного модуля, вероятно, был самой большой проблемой и самой выдающейся технической разработкой Аполлона».[5] Потребность в дроссельном двигателе была новой для пилотируемых космических кораблей. До этого момента в ракетных двигателях переменной тяги было проведено очень мало передовых исследований. Rocketdyne предложили двигатель с подпиткой под давлением, использующий впрыск инертного газообразного гелия в поток топлива для достижения снижения тяги при постоянном расходе топлива. Хотя НАСА Центр пилотируемых космических аппаратов (MSC) оценил этот подход как правдоподобный, он представляет собой значительный прогресс в уровне техники. (Фактически, случайное проглатывание агента под давлением гелия оказалось проблемой на AS-201(первый полет двигателя служебного модуля Apollo в феврале 1966 г.) Поэтому MSC поручил Грумману провести параллельную программу разработки конкурирующих конструкций.[5]

14 марта 1963 г. Грумман провел конференцию участников торгов, на которой присутствовали Аэроджет Дженерал, Подразделение Reaction Motors Тиокол, Отделение Объединенного технологического центра United Aircraftи Space Technology Laboratories, Inc. (STL). В мае STL был выбран в качестве конкурента концепции Rocketdyne. STL предложила двигатель, который был как карданный, так и дроссельный, с использованием клапанов управления потоком и регулируемой площади. игольчатый инжектор, почти так же, как насадка для душа, для регулирования давления, скорости потока топлива и структуры топливной смеси в камере сгорания.[5]

Первый запуск спускаемого двигателя LM Лаборатории космических технологий был произведен в начале 1964 года. Планировщики НАСА ожидали, что один из двух совершенно разных проектов станет явным победителем, но этого не произошло в течение 1964 года. Менеджер программного офиса Apollo Spacecraft. Джозеф Ши сформировал комитет экспертов NASA, Grumman и ВВС по двигательным установкам под председательством американского конструктора космических кораблей. Максим Фажев ноябре 1964 г., чтобы рекомендовать выбор, но их результаты были безрезультатными. Грумман выбрал Rocketdyne 5 января 1965 года. По-прежнему недоволен, директор MSC. Роберт Р. Гилрут созвал свой собственный совет из пяти человек, также возглавляемый Фэджетом, который 18 января отменил решение Груммана и заключил контракт с STL.[5][6]

Чтобы сделать ДПС как можно более простым, легким и надежным, топливо подавалось под давлением. гелий газ вместо тяжелых, сложных и отказоустойчивых турбонасосы. Криогенный сверхкритический гелий загружался и хранился при давлении 3500 фунтов на квадратный дюйм.[7]:4 Давление гелия в топливных баках регулировалось до 246 фунтов на квадратный дюйм.[7]:4 Давление гелия будет постепенно расти по мере его нагрева и в конечном итоге будет сброшено. Система также была оснащена резиновой диафрагмой, которая лопалась, когда давление гелия достигало определенного уровня, и позволяла газу безвредно выходить в космос. Однако, как только гелий уйдет, DPS перестанет работать. Это не рассматривалось как проблема, поскольку обычно выброс гелия не происходил до тех пор, пока лунный модуль не был на Луне, к тому времени, когда DPS завершил свой рабочий срок и никогда не будет запущен снова.

Дизайн и разработка инновационной тяговой камеры и игольчатый дизайн зачисляется на TRW Aerospace Инженер Gerard W. Elverum Jr.[8][9][10] Двигатель мог дросселировать от 1050 фунтов силы (4,7 кН) до 10,125 фунтов силы (45,04 кН), но работы с тягой от 65% до 92,5% избегали, чтобы предотвратить чрезмерную эрозию сопла. Он весил 394 фунта (179 кг), длину 90,5 дюйма (230 см) и диаметр 59,0 дюйма (150 см).[4]

Выступление в ЛМ «Спасательная шлюпка»

LMDE заняла видное место в Аполлон-13 миссии, служащей основным двигателем после взрыва кислородного бака в Сервисный модуль Apollo. После этого события наземные диспетчеры решили, что Сервисная силовая установка больше нельзя было безопасно эксплуатировать, оставив двигатель DPS в Водолей как единственное средство маневрирования Аполлона-13.

Однако Аполлон-13 оставил свой первоначальный безвозвратная траектория ранее в миссии, как требовалось для запланированной посадки на Луну у Фра Мауро. Следовательно, первым делом было восстановить траекторию свободного возврата с 30,7-секундным прогоном LMDE. Спускаемый двигатель снова был задействован через два часа после перицинтион, самый близкий подход к Луне («ПК + 2 ожога»), чтобы ускорить возвращение на Землю на 10 часов и переместить точку приземления из Индийского океана в Тихий океан. Более агрессивное сжигание могло быть выполнено на ПК + 2, если сначала был отключен служебный модуль, что привело к возвращению экипажа примерно за то же время, что и при прямом прерывании.[11]п. III-20 но этот план был отклонен, так как он потребовал бы оставить тепловой экран командного модуля незащищенным от экстремальных температур космоса, он фактически истощил бы запас топлива DPS (не оставив ничего для коррекционных ожогов на полпути), и это привело бы к посадке Аполлона-13 в Атлантический океан где ВМС США не имел никаких спасательных кораблей. 4-минутный 24-секундный прожиг был настолько точным, что потребовалось всего две небольшие корректировки курса до возвращения на Землю.

Модификация для расширенного лунного модуля

Уменьшение зазора приводило к короблению сопла выдвинутого спускаемого аппарата при посадке Аполлон 15 (верхний правый).

Чтобы увеличить массу посадочного груза и время пребывания на поверхности Луны, последние три Лунные модули Аполлона были модернизированы за счет добавления 10-дюймового (25 см) удлинитель сопла к двигателю для увеличения тяги. Выхлопной колпак сопла, как и оригинал, был рассчитан на раздавливание при ударе о поверхность. У него никогда не было на первых трех посадках, но он прогнулся на первой расширенной посадке, Аполлон 15.

TR-201 во второй ступени Delta

После программы Apollo DPS получил дальнейшее развитие в TRW. TR-201 двигатель. Этот двигатель использовался на втором этапе, именуемом Дельта-П, ракеты-носителя Delta (Дельта 1000, Дельта 2000, Дельта 3000 серия) за 77 успешных запусков в период с 1972 по 1988 год.[12]

Рекомендации

  1. ^ «ПОМНИТЬ ГИГАНТОВ - Разработка ракетного двигателя Apollo - НАСА» (PDF).
  2. ^ Патент США 3,205,656, Элверум младший, Джерард У., "Двухкомпонентный ракетный двигатель переменной тяги", выпущенный 25 февраля 1963 г. 
  3. ^ Патент США 3,699,772, Элверум младший, Джерард В., "Коаксиальный инжектор жидкостного ракетного двигателя", выпущенный 8 января 1968 г. 
  4. ^ а б "Механическая конструкция спускаемого двигателя лунного модуля".
  5. ^ а б c d «Глава 6. Лунный модуль - двигатели, большие и малые». Колесницы для Аполлона: история пилотируемых лунных космических кораблей. Офис программы истории НАСА.
  6. ^ "Дневник разработки спускаемого двигателя LM". Энциклопедия Astronautica.
  7. ^ а б Отчет об опыте Аполлона - Спускаемая двигательная установка - Техническая записка НАСА: март 1973 г.
  8. ^ Патент США 3,699,772A, Элверум младший, Джерард В., "Коаксиальный инжектор жидкостного ракетного двигателя", выпущенный 8 января 1968 г. 
  9. ^ Патент США 3,205,656, Элверум младший, Джерард У., "Двухкомпонентный ракетный двигатель переменной тяги", выпущенный 25 февраля 1963 г. 
  10. ^ «Наследие и рабочие характеристики двигателей TRW Pintle» (PDF). 2000. Архивировано с оригинал (PDF) 9 августа 2017 г. Цитировать журнал требует | журнал = (помощь)
  11. ^ "Отчет о работе миссии Аполлона-13" (PDF). 28 апреля 1970 г.
  12. ^ Эд Кайл (9 апреля 2010 г.). «Расширенная длинная танковая дельта». Отчет о космическом запуске. Получено 11 мая, 2014.

внешняя ссылка