Abseilantrieb - Descent propulsion system

Das Descent Propulsion System (DPS - ausgesprochen 'dips') oder Lunar Module Descent Engine (LMDE) ist ein hypergolisches Raketentriebwerk mit variabler Drosselung , das von Gerard W. Elverum Jr. erfunden und von den Space Technology Laboratories (TRW) für den Einsatz in der Apollo . entwickelt wurde Abstiegsphase der Mondlandefähre . Es verwendete Aerozine 50- Kraftstoff und Distickstofftetroxid ( N
₂Ö
₄) Oxidationsmittel. Dieser Motor verwendete einen Zapfeninjektor , der anderen Motoren den Weg ebnete, ähnliche Designs zu verwenden.

Anforderungen

Das Antriebssystem für die Sinkstufe der Mondlandefähre wurde entwickelt, um das Fahrzeug mit zwei Besatzungsmitgliedern von einer kreisrunden Mondparkbahn von 60 Seemeilen (110 km) in eine elliptische Sinkbahn mit einem Perizynthion von 50.000 Fuß (15.000 .) zu überführen m), dann sorgen Sie für einen motorisierten Abstieg zur Mondoberfläche mit Schwebezeit über der Mondoberfläche, um den genauen Landeplatz auszuwählen. Um diese Manöver zu bewerkstelligen, wurde ein Antriebssystem entwickelt, das hypergolische Treibmittel und einen kardanisch aufgehängten , druckgespeisten, ablativ gekühlten Motor verwendet, der gedrosselt werden kann . Ein leichtes kryogenes Helium-Druckbeaufschlagungssystem wurde ebenfalls verwendet. Die Auslassdüsenverlängerung wurde entwickelt, um das LM zu zerquetschen, ohne das LM zu beschädigen, wenn es auf die Oberfläche auftrifft, was bei Apollo 15 passiert ist.

Entwicklung

Laut der NASA-Geschichtsveröffentlichung Chariots for Apollo war "das Abstiegstriebwerk für die Mondlandefähre wahrscheinlich die größte Herausforderung und die herausragendste technische Entwicklung von Apollo." Die Anforderung eines drosselbaren Triebwerks war für bemannte Raumfahrzeuge neu. Bis zu diesem Zeitpunkt gab es nur sehr wenig fortgeschrittene Forschung zu Raketentriebwerken mit variablem Schub. Rocketdyne schlug ein druckgespeistes Triebwerk vor, das die Injektion von inertem Heliumgas in den Treibmittelstrom verwendet, um eine Schubreduzierung bei einer konstanten Treibmittelflussrate zu erreichen. Das Manned Spacecraft Center (MSC) der NASA hielt diesen Ansatz zwar für plausibel, stellte jedoch einen erheblichen Fortschritt gegenüber dem Stand der Technik dar. (Tatsächlich erwies sich die versehentliche Einnahme von Helium als Problem bei AS-201 , dem Erstflug des Apollo Service Module-Triebwerks im Februar 1966.) Daher wies MSC Grumman an, ein paralleles Entwicklungsprogramm konkurrierender Designs durchzuführen.

Grumman hielt am 14. März 1963 eine Bieterkonferenz ab, an der Aerojet General , Reaction Motors Division von Thiokol , United Technology Center Division von United Aircraft und Space Technology Laboratories, Inc. (STL) teilnahmen. Im Mai wurde STL als Konkurrent für das Konzept von Rocketdyne ausgewählt. STL schlug einen sowohl kardanisch aufgehängten als auch drosselbaren Motor vor, der auf ähnliche Weise wie ein Duschkopf Durchflussregelventile und einen Zapfeninjektor mit variabler Fläche verwendet , um den Druck, die Treibmittelflussrate und das Muster der Kraftstoffmischung zu regulieren im Brennraum.

Die erste Vollgaszündung des LM-Abstiegstriebwerks der Space Technology Laboratories wurde Anfang 1964 durchgeführt. Die NASA-Planer erwarteten, dass eines der beiden drastisch unterschiedlichen Designs als klarer Sieger hervorgehen würde, aber dies geschah nicht während des gesamten Jahres 1964. Leiter des Apollo Spacecraft Program Office Joseph Shea bildete im November 1964 ein Komitee aus NASA-, Grumman- und Air Force-Antriebsexperten unter dem Vorsitz des amerikanischen Raumfahrzeugdesigners Maxime Faget , um eine Wahl zu empfehlen, aber ihre Ergebnisse waren nicht schlüssig. Grumman entschied sich am 5. Januar 1965 für Rocketdyne. Immer noch nicht zufrieden, berief MSC-Direktor Robert R. Gilruth seinen eigenen fünfköpfigen Vorstand ein, ebenfalls unter dem Vorsitz von Faget, der Grummans Entscheidung am 18. Januar rückgängig machte und den Auftrag an STL vergab.

Um das DPS so einfach, leicht und zuverlässig wie möglich zu halten, wurden die Treibmittel mit Heliumgas unter Druck gespeist, anstatt schwere, komplizierte und störanfällige Turbopumpen zu verwenden . Kryogenes überkritisches Helium wurde geladen und bei 3500 psi gelagert. Der Heliumdruck wurde für die Treibstofftanks auf 246 psi heruntergeregelt. Der Druck des Heliums würde bei Erwärmung allmählich ansteigen und schließlich entlüftet werden. Außerdem war das System mit einer Gummimembran ausgestattet, die bei Erreichen eines bestimmten Heliumdrucks platzte und das Gas unschädlich ins All entweichen ließ. Sobald das Helium weg war, wäre das DPS jedoch nicht mehr betriebsbereit. Dies wurde nicht als Problem angesehen, da die Heliumfreisetzung normalerweise erst nach der Mondlandefähre erfolgte, zu der das DPS seine Betriebszeit beendet hatte und nie wieder abgefeuert werden würde.

Das Design und die Entwicklung der innovativen Schubkammer- und Zapfenkonstruktion wird dem TRW-Luft- und Raumfahrtingenieur Gerard W. Elverum Jr. zugeschrieben. Das Triebwerk konnte zwischen 1.050 Pfund Kraft (4,7 kN) und 10.125 Pfund Kraft (45,04 kN) drosseln, aber zwischen 65 % und 92,5% Schub wurden vermieden, um eine übermäßige Düsenerosion zu verhindern. Es wog 394 Pfund (179 kg), bei einer Länge von 90,5 Zoll (230 cm) und einem Durchmesser von 59,0 Zoll (150 cm).

Leistung im LM "Rettungsboot"

Die LMDE spielte eine herausragende Rolle bei der Apollo-13- Mission und diente nach der Sauerstofftankexplosion im Apollo Service Module als primärer Antriebsmotor . Nach diesem Ereignis entschieden die Bodenlotsen, dass das Service Propulsion System nicht mehr sicher betrieben werden konnte, sodass das DPS-Triebwerk in Aquarius als einziges Manövriermittel für Apollo 13 blieb.

Apollo 13 hatte seine anfängliche Flugbahn mit freier Rückkehr jedoch früher in der Mission verlassen, wie es für die geplante Mondlandung bei Fra Mauro erforderlich war. Daher bestand die erste Aufgabe darin, die freie Rückflugbahn mit einem 30,7-Sekunden-Burn der LMDE wiederherzustellen. Das Sink- Triebwerk wurde zwei Stunden nach Pericynthion , der nächsten Annäherung an den Mond ("PC+2 burn") erneut eingesetzt, um die Rückkehr zur Erde um 10 Stunden zu beschleunigen und den Landeplatz vom Indischen Ozean in den Pazifischen Ozean zu verlegen. Eine aggressivere Verbrennung hätte bei PC+2 durchgeführt werden können, indem zuerst das Servicemodul abgeworfen und die Besatzung in etwa der gleichen Zeit wie bei einem direkten Abbruch zurückgebracht würde, ^{S. III-20,} aber dieser Plan wurde abgelehnt, da er erforderlich wäre, den Hitzeschild des Kommandomoduls den extremen Temperaturen des Weltraums auszusetzen Landung im Atlantik, wo die US Navy keine Bergungsschiffe stationiert hatte. Der 4-Minuten-24-Sekunden-Burn war so genau, dass anschließend nur noch zwei weitere kleine Kurskorrekturen vor dem Wiedereintritt der Erde erforderlich waren.

Modifikation für erweiterte Mondlandefähre

Bei der Landung von Apollo 15 (oben rechts) führte die verringerte Bodenfreiheit zum Ausknicken der verlängerten Sinkdüse des Triebwerks .

Um das Landenutzlastgewicht und die Verweilzeiten auf der Mondoberfläche zu verlängern, wurden die letzten drei Apollo-Mondlandefähren durch Hinzufügen einer 25 cm (10 Zoll) großen Düsenverlängerung zum Triebwerk aufgerüstet , um den Schub zu erhöhen. Die Düsenauspuffglocke wurde wie das Original so konstruiert, dass sie beim Auftreffen auf die Oberfläche zerquetscht. Es hatte nie bei den ersten drei Landungen, aber bei der ersten erweiterten Landung, Apollo 15 , knickte es ein .

TR-201 in Delta zweite Stufe

Nach dem Apollo-Programm wurde das DPS zum TRW TR-201- Triebwerk weiterentwickelt. Dieses Triebwerk wurde in der zweiten Stufe, die als Delta-P bezeichnet wird , der Delta-Trägerrakete ( Delta 1000 , Delta 2000 , Delta 3000- Serie) für 77 erfolgreiche Starts zwischen 1972 und 1988 verwendet .

Verweise

Externe Links

• Technischer Hinweis der NASA: Apollo Experience Report – Descent Propulsion System. März 1973 31 Seiten, viele Details zu beiden Designs und den Tests.
• Übersicht über Apollo-Mondlandefähren-Antriebssysteme, NASA
• Raketenantrieb – Die Apollo-Mission, Don Harvey. Herr Harvey arbeitete bei STL und entwarf die LMDE