강하 추진 시스템

Descent propulsion system
강하 추진 시스템(DPS)
원산지미국
날짜.1964–1972
제조원TRW
어플달 강하 단계 추진
후계자TR-201
상황은퇴한
액체 연료 엔진
추진제N
2
O
4
/ Aerozine 50
사이클압력 공급
배열
챔버1
성능
추력, 진공최대 10,125파운드힘(45.04kN), 스로틀 최대 스러스트의 10~60%
챔버 압력100 psi (690 kPa) (절대)
특정 임펄스, 진공311초 (3.05km/s)
치수
길이90.5 인치 (2.30 m)
직경59.0 인치 (1.50 m)
건조 중량394파운드 (140kg)
사용처
하강 엔진으로서의 달 모듈

강하 추진 시스템(DPS - 'dips'로 발음됨) 또는 달 모듈 강하 엔진(LMDE)은 Gerard W.[1] Elverum[3] Jr.에 의해 발명되고 아폴로 달 모듈 강하 단계에서 사용하기 위해 우주 기술 연구소(TRW)가 개발한 가변 스로틀 초강하 로켓 엔진입니다.그것은 Aerozine 50 연료와 사산화수소 산화제
2
4 사용했다.
이 엔진은 핀틀 인젝터를 사용하여 다른 엔진에서도 유사한 설계를 사용할 수 있는 기반을 마련했습니다.

요구 사항들

달 착륙선의 하강 단계를 위한 추진 시스템은 두 명의 승무원이 탑승한 차량을 60해리(110km)의 원형 달 주차 궤도에서 50,000피트(15,000m)의 주변 궤도인 타원형 하강 궤도로 이동한 후 달 표면 위로 시간을 두고 동력 강하를 제공하도록 설계되었다.정확한 착륙 지점을 선택할 수 있습니다.이러한 기동을 달성하기 위해, 과속 추진제스로틀이 가능한 김볼 압송식 회전 냉각 엔진을 사용하는 추진 시스템이 개발되었습니다.경량 극저온 헬륨 가압 시스템도 사용되었습니다.배기 노즐 익스텐션은 아폴로 [4]15호에서 발생한 LM이 표면에 부딪혀도 파손되지 않고 분쇄되도록 설계되어 있습니다.

발전

NASA의 역사 간행물인 Barches for Apollo에 따르면, "달 착륙선 하강 엔진은 아마도 [5]아폴로호의 가장 큰 도전이자 가장 뛰어난 기술 개발이었을 것입니다."조종 가능한 엔진에 대한 요건이 승무원 우주선에 새로 생겼다.그 시점까지 가변 추진 로켓 엔진에 대한 연구는 거의 이루어지지 않았다.로켓다인은 일정한 추진제 유량으로 추력을 줄이기 위해 불활성 헬륨 가스를 추진제 유량에 주입하는 압력 공급 엔진을 제안했다.NASA의 유인우주선센터(MSC)는 이 접근법이 타당하다고 판단했지만, 이는 기술면에서 상당한 진보를 보였다(실제로 1966년 2월 아폴로 서비스 모듈 엔진의 첫 비행인 AS-201에서 헬륨 가압제를 잘못 섭취한 것이 문제로 판명되었다).따라서 MSC는 Grumman에게 경쟁 [5]설계의 병렬 개발 프로그램을 수행하도록 지시했습니다.

그루먼은 1963년 3월 14일 Aerojet General, 티오콜의 리액션 모터스 사업부, United Technology Center Division of Aircrafts, and Space Technology Laboratories, Inc.(STL)가 참석한 가운데 입찰자 회의를 개최했다.5월에는 STL이 로켓다인 컨셉의 경쟁자로 선정되기도 했다.STL은 압력, 추진제 유량 및 연소실 [5]내 혼합 연료 패턴을 조절하기 위해 샤워 헤드와 거의 동일한 방식으로 유량 제어 밸브와 가변 면적 핀틀 인젝터를 사용하여 조절 가능한 짐벌 엔진을 제안했습니다.

1964년 초 우주기술연구소의 LM 하강 엔진의 첫 번째 전속 발사가 수행되었다.NASA의 계획자들은 두 가지 완전히 다른 디자인 중 하나가 확실한 승자가 될 것이라고 기대했지만, 이것은 1964년 내내 일어나지 않았다.1964년 11월 미국 우주선 설계자인 맥심 파젯이 위원장을 맡은 NASA, 그루먼, 공군 추진 전문가들로 구성된 위원회를 구성해 선택을 권고했지만 결과는 결정적이지 않았다.그루먼은 1965년 1월 5일 로켓다인을 선택했다.MSC 디렉터 Robert R.는 여전히 만족하지 못한다. Gilruth는 또한 Faget이 의장을 맡은 5명의 이사회를 소집하여 1월 18일 Grumman의 결정을 뒤집고 [5][6]STL에 계약을 승인했다.

DPS를 최대한 단순하고 가볍고 안정적으로 유지하기 위해 무겁고 복잡하며 고장이 발생하기 쉬운 터보펌프를 사용하는 대신 추진제를 헬륨 가스로 가압 공급했습니다.극저온 초임계 헬륨을 3500psi로 [7]: 4 적재하여 저장하였다.헬륨은 추진제 [7]: 4 탱크의 압력을 246psi로 낮췄다.헬륨의 압력은 따뜻해짐에 따라 서서히 상승하고 결국 배출됩니다.이 시스템은 또한 헬륨 압력이 일정 수준에 도달하면 폭발하여 가스가 우주로 무해하게 배출되도록 하는 고무 다이어프램을 갖추고 있었다.그러나 헬륨이 없어지면 DPS는 더 이상 작동하지 않게 됩니다.이것은 보통 헬륨 방출은 달 착륙선이 달에 착륙할 때까지 일어나지 않았고, 그 때쯤에는 DPS가 작동 수명을 다하여 다시는 발사되지 않을 것이기 때문에 문제로 여겨지지 않았다.

혁신적인 스러스트 챔버와 핀틀 디자인의 설계와 개발은 TRW 항공우주 엔지니어 Gerard W. Elverum Jr.[8][9][10]의 공로를 인정받고 있습니다.엔진은 1,050파운드(4.7kN)에서 10,125파운드(45.04kN) 사이에서 스로틀할 수 있지만, 과도한 노즐 침식을 방지하기 위해 65%에서 92.5%의 추력을 피했습니다.무게는 394파운드(179kg), 길이는 90.5인치(230cm), 직경은 59.0인치(150cm)[4]였다.

LM '구명보트'에서의 퍼포먼스

LMDE는 아폴로 13호 미션에서 중요한 역할을 수행했으며, 아폴로 서비스 모듈의 산소 탱크 폭발 이후 1차 추진 엔진 역할을 했다.이 사건 이후 지상 관제사들은 서비스 추진 시스템이 더 이상 안전하게 작동할 수 없다고 판단하고 DPS 엔진을 아폴로 13호의 유일한 조종 수단으로 물병자리에 남겨두었다.

확장 달 모듈을 위한 수정

간극 감소로 인해 아폴로 15호(오른쪽 위) 착륙 시 확장된 하강 엔진 노즐이 좌굴되었습니다.

착륙탑재 무게와 달 표면 체류 시간을 늘리기 위해 마지막 3개의 아폴로 달 모듈은 추진력을 높이기 위해 엔진에 10인치(25cm) 노즐 익스텐션을 추가함으로써 업그레이드되었다.노즐 배기 벨은 오리지널과 마찬가지로 표면에 닿으면 찌그러지도록 설계되어 있습니다.처음 세 번 착륙한 적은 없지만 첫 번째 확장 착륙인 아폴로 15호에서는 착륙했다.

델타 2단 TR-201

아폴로 계획 이후, DPS는 TRW TR-201 엔진으로 더욱 개발되었습니다.이 엔진은 1972-1988년 [11]77회의 성공적인 발사를 위해 델타 발사체(Delta 1000, Delta 2000, Delta 3000 시리즈)의 두 번째 단계인 델타-P에 사용되었습니다.

레퍼런스

  1. ^ "REMEMBERING THE GIANTS - Apollo Rocket Propulsion Development - NASA" (PDF).
  2. ^ 미국 특허 3,205,656, Elverum Jr., Gerard W., "가변 추력 2로켓 엔진", 1963-02-25 발행
  3. ^ 미국 특허 3,699,772, Elverum Jr., Gerard W., "액체 추진제 로켓 엔진 동축 분사기", 1968-01-08 발행
  4. ^ a b "Mechanical Design of the Lunar Module Descent Engine".
  5. ^ a b c d "Chapter 6. Lunar Module – Engines, Large and Small". Chariots for Apollo: A History of Manned Lunar Spacecraft. NASA History Program Office.
  6. ^ "LM Descent Propulsion Development Diary". Encyclopedia Astronautica. Archived from the original on August 21, 2002.
  7. ^ a b 아폴로 익스피리언스 리포트 – 강하 추진 시스템 – NASA 기술 노트:1973년 3월
  8. ^ 미국 특허 3,699,772A, Elverum Jr., Gerard W., "액체 추진제 로켓 엔진 동축 분사기", 1968-01-08 발행
  9. ^ 미국 특허 3,205,656, Elverum Jr., Gerard W., "가변 추력 2로켓 엔진", 1963-02-25 발행
  10. ^ Dressler, Gordon A.; Bauer, J. Martin (2000). TRW Pintle Engine Heritage and Performance Characteristics (PDF). 36th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit. doi:10.2514/6.2000-3871. Archived from the original (PDF) on 9 August 2017.
  11. ^ Ed Kyle (April 9, 2010). "Extended Long Tank Delta". Space Launch Report. Retrieved May 11, 2014.

외부 링크