Войти
| Страна происхождения | США |
|---|---|
| Дата | 1964–72 |
| Производитель | TRW |
| Применение | Движитель ступени спуска на Луну |
| Преемник | TR-201 |
| Состояние | Списанный |
| Жидкостный двигатель | |
| Топливный | N. 2O. 4 / Аэрозин 50 |
| Цикл | Подавление |
| Конфигурация | |
| Камера | 1 |
| Рабочие характеристики | |
| Тяга (вакуум) | 10,125 фунт-сил (45,04 кН) максимум, дроссель между 10% и 60% полной тяги |
| Давление в камере | 100 фунтов на кв. Дюйм (690 кПа) (абсолютное) |
| Isp (вакуум) | 311 с (3,05 км / с) |
| Размеры | |
| Длина | 90,5 дюйма (2,30 м) |
| Диаметр | 59,0 дюйма (1,50 м) |
| Сухой вес | 394 фунта (179 кг) |
| Используется в | |
| лунном модуле при спуске двигатель | |
спускаемый двигательный комплекс (DPS - произносится «провалы» ) или спускаемый аппарат лунного модуля (LMDE ) - переменный - дроссель гиперголический ракетный двигатель изобретен Джерардом У. Элверумом-младшим и разработан Лабораториями космических технологий (TRW) для использования на этапе спуска лунного модуля Аполлона. Он использовал топливо Аэрозин 50 и окислитель тетроксид диазота (N. 2O. 4). В этом двигателе использовался инжектор с игольчатой головкой , конструкция которого также использовалась позже в двигателе SpaceX Merlin.
Двигательная установка для ступени спуска лунный модуль был разработан для перевода корабля с двумя членами экипажа с круговой лунной парковочной орбиты 60 морских миль (110 км) на эллиптическую спускаемую орбиту с перицинтионом 50 000 футов (15 000 м)., а затем обеспечить спуск на поверхность Луны с указанием времени зависания над поверхностью Луны для выбора точного места посадки. Для выполнения этих маневров была разработана двигательная установка, в которой использовалось гиперголическое топливо, и карданный двигатель с абляционным охлаждением с подпиткой под давлением, который можно было дросселировать. Также использовалась легкая криогенная система наддува гелия. Удлинитель выхлопного сопла был спроектирован таким образом, чтобы разрушать LM без повреждения поверхности, что произошло на Аполлоне 15.
Согласно исторической публикации НАСА Chariots for Аполлон: «Спускаемый аппарат лунного модуля, вероятно, был самой большой проблемой и самой выдающейся технической разработкой Аполлона». 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 предложил двигатель с питанием от давления, использующий впрыск инертного газообразного гелия в поток топлива для достижения снижения тяги при постоянном расходе топлива. Хотя Центр пилотируемых космических аппаратов (MSC) НАСА посчитал этот подход правдоподобным, он представляет собой значительный прогресс в современном уровне техники. (Фактически, случайное проглатывание гелиевого агента оказалось проблемой на AS-201, первом полете двигателя служебного модуля Apollo в феврале 1966 года.) Поэтому MSC поручил Грумману провести параллельную программу разработки.
14 марта 1963 г. Грумман провел конференцию участников торгов, на которой присутствовали Aerojet General, подразделение Reaction Motors Thiokol, подразделение Объединенного технологического центра United Aircraft и Space Technology Laboratories, Inc. (STL). В мае STL был выбран в качестве конкурента концепции Rocketdyne. Компания STL предложила двигатель с подвесным карданом и дроссельной заслонкой с использованием клапанов управления потоком и форсунки с регулируемой площадью иглой, почти так же, как и насадка для душа, для регулирования давления, скорости потока топлива и т. Д. и структура топливной смеси в камере сгорания.
Первое срабатывание спускаемого двигателя LM Space Technology Laboratories было выполнено в начале 1964 года. Планировщики НАСА ожидали, что появится одна из двух совершенно разных конструкций. явный победитель, но этого не произошло в течение 1964 года. Менеджер отдела программ космических кораблей Apollo Джозеф Ши сформировал комитет из НАСА, Груммана и экспертов ВВС по двигательным установкам под председательством американского конструктора космических кораблей Максима Фэджета В ноябре 1964 г. рекомендовали выбор, но их результаты были безрезультатными. Grumman выбрал Rocketdyne 5 января 1965 года. Все еще не удовлетворенный, директор MSC Роберт Р. Гилрут созвал свой собственный совет из пяти членов, также под председательством Фэджета, который отменил решение Grumman 18 января и заключил контракт с STL.
Чтобы сохранить DPS как можно более простой, легкий и надежный, топливо подавалось под давлением с помощью газа гелий вместо использования тяжелого, сложного и склонного к сбоям турбонасосы. Криогенный сверхкритический гелий загружали и хранили при 3500 фунт / кв. Дюйм. Давление гелия в топливных баках регулировалось до 246 фунтов на квадратный дюйм. 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.
Проектирование и разработка инновационной камеры тяги и конструкции цапфы приписывается инженеру TRW Aerospace Джерарду У. Элверуму младшему. Двигатель мог дросселировать от 1050 фунтов силы (4,7 кН) до 10 125 фунтов силы (45,04 фунта). кН), но работы с усилием 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).
LMDE занял видное место в миссии Аполлон 13, выступая в качестве основного силового двигателя после взрыва кислородного бака в служебном модуле Аполлона. После этого события наземные диспетчеры решили, что служебная двигательная установка больше не может безопасно эксплуатироваться, оставив двигатель DPS в Водолее в качестве единственного средства маневрирования Аполлона 13.
Однако Аполлон 13 покинул свою первоначальную траекторию свободного возврата ранее в миссии, как это 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 был снова использован через два часа после перицинтиона, наиболее близкого сближения с Луной («ПК + 2 ожога»), чтобы ускорить возвращение на Землю на 10 часов и переместить точку приземления из Индийского океана. к Тихому океану. Более агрессивное сжигание могло быть выполнено на ПК + 2, сначала выбрасывая служебный модуль, возвращая экипаж примерно за то же время, что и прямое прерывание, но этот план был отклонен, поскольку он потребовал бы оставить тепловой экран командного модуля открытым. к экстремальным температурам космоса, это практически исчерпало бы запас топлива DPS (не оставив ничего для коррекционных ожогов на полпути), и это привело бы к приземлению Аполлона-13 в Атлантическом океане, где ВМС США не было размещено спасательных кораблей. 4-минутный 24-секундный прожиг был настолько точным, что потребовалось всего две небольшие корректировки курса перед возвращением на Землю.
Уменьшение зазора привело к короблению сопла выдвинутого спускаемого двигателя при приземлении Аполлона 15 (вверху справа). Чтобы продлить посадку вес полезной нагрузки и время пребывания на поверхности Луны, последние три лунных модуля Apollo были модернизированы путем добавления 10-дюймового (25 см) удлинителя к колпаку двигателя для увеличения тяги. Выхлопной колпак сопла, как и оригинал, был спроектирован таким образом, чтобы при ударе о поверхность давить. У него никогда не было при первых трех посадках, но он прогнулся при первой расширенной посадке, Apollo 15.
После программы Apollo, DPS получил дальнейшее развитие в двигатель TRW TR-201. Этот двигатель использовался на второй ступени, обозначенной как Delta-P, ракеты-носителя Delta (Delta 1000, Delta 2000, Delta 3000 серии) для 77 успешных запусков в период с 1972 по 1988 г.
