stringtranslate.com

سیستم محرکه فرود

سیستم پیشرانه نزولی (DPS - تلفظ 'شیب') یا موتور فرود ماژول ماه (LMDE)، نام داخلی VTR-10 ، یک موتور موشک هایپرگولیک متغییر دریچه گاز است که توسط جرارد دبلیو الوروم جونیور اختراع شد [3] [4] [. 5] و توسط آزمایشگاه فناوری فضایی (TRW) برای استفاده در مرحله فرود ماژول قمری آپولو توسعه یافته است . از سوخت آئروزین 50 و تتروکسید دیتروژن ( N
2O
4) اکسید کننده این موتور از یک انژکتور سوزنی استفاده می کرد که راه را برای موتورهای دیگر برای استفاده از طرح های مشابه هموار کرد.

الزامات

سیستم پیشرانه برای مرحله فرود ماژول قمری برای انتقال وسیله نقلیه شامل دو خدمه از مدار پارکینگ دایره ای ماه با طول 60 مایل دریایی (110 کیلومتر) به مدار نزول بیضی شکل با پری سینتیون 50000 فوت (15000) طراحی شده است. m)، سپس یک فرود نیرومند به سطح ماه، با زمان شناور در بالای سطح ماه برای انتخاب محل فرود دقیق ارائه دهید. برای انجام این مانورها، یک سیستم محرکه توسعه داده شد که از پیشرانه هایپرگولیک و یک موتور خنک کننده آبله ای با فشار تغذیه شده با گیبال استفاده می کرد که قابلیت دریچه گاز را داشت . یک سیستم فشار هلیوم برودتی سبک وزن نیز استفاده شد. پسوند نازل اگزوز طوری طراحی شده بود که در صورت برخورد با سطح LM بدون آسیب رساندن به آن خرد شود، که در آپولو 15 اتفاق افتاد. [6]

توسعه

به گفته نشریه تاریخ ناسا Chariots for Apollo ، "موتور فرود ماژول ماه احتمالاً بزرگترین چالش و برجسته ترین پیشرفت فنی آپولو بوده است." [7] نیاز برای یک موتور قابل گاز برای فضاپیماهای خدمه جدید بود. تحقیقات پیشرفته بسیار کمی تا آن زمان در مورد موتورهای موشک رانش متغیر انجام شده بود. Rocketdyne یک موتور تغذیه تحت فشار با استفاده از تزریق گاز هلیوم بی اثر به جریان پیشران برای دستیابی به کاهش رانش در نرخ جریان پیشرانه ثابت پیشنهاد کرد. در حالی که مرکز فضاپیمای سرنشین دار ناسا (MSC) این رویکرد را قابل قبول ارزیابی کرد، اما نشان دهنده پیشرفت قابل توجهی در وضعیت هنر بود. (در واقع، بلع تصادفی فشار دهنده هلیوم در AS-201 ، اولین پرواز موتور ماژول سرویس آپولو در فوریه 1966، یک مشکل بود. ) بنابراین، MSC به گرومن دستور داد تا یک برنامه توسعه موازی از طرح های رقیب را انجام دهد. [7]

گرومن در 14 مارس 1963 یک کنفرانس مناقصه گران را با حضور Aerojet General ، بخش Reaction Motors Thiokol ، بخش United Technology Center of United Aircraft ، و Space Technology Laboratories, Inc. (STL) برگزار کرد. در ماه می، STL به عنوان رقیب مفهوم Rocketdyne انتخاب شد. STL موتوری را پیشنهاد کرد که با استفاده از دریچه‌های کنترل جریان و یک انژکتور انژکتوری با مساحت متغیر ، مانند سر دوش، فشار، سرعت جریان پیشران و الگوی مخلوط سوخت را تنظیم می‌کند و همچنین موتوری را پیشنهاد کرد که با استفاده از دریچه‌های کنترل جریان و همچنین قابل گاز دادن بود. در محفظه احتراق [7]

اولین شلیک کامل موتور LM آزمایشگاه فناوری فضایی در اوایل سال 1964 انجام شد. برنامه ریزان ناسا انتظار داشتند که یکی از دو طرح کاملاً متفاوت برنده آشکار ظاهر شود، اما این اتفاق در طول سال 1964 رخ نداد. مدیر دفتر برنامه سفینه فضایی آپولو جوزف شی کمیته ای متشکل از ناسا، گرومن و کارشناسان نیروی هوایی را به ریاست ماکسیم فاجت، طراح فضاپیمای آمریکایی ، در نوامبر 1964 تشکیل داد تا انتخابی را پیشنهاد کند، اما نتایج آنها بی نتیجه بود. گرومن Rocketdyne را در 5 ژانویه 1965 انتخاب کرد. مدیر MSC رابرت R. Gilruth هنوز راضی نبود، هیئت مدیره پنج نفره خود را نیز به ریاست Faget تشکیل داد که تصمیم گرومن را در 18 ژانویه لغو کرد و قرارداد را به STL اعطا کرد. [7] [8]

برای اینکه DPS تا حد ممکن ساده، سبک وزن و قابل اطمینان باشد، پیشرانه ها به جای استفاده از توربوپمپ های سنگین، پیچیده و مستعد خرابی، با گاز هلیوم تحت فشار تغذیه شدند . هلیوم مایع برودتی قبل از بلند شدن در مخزن بارگذاری شد و مخزن آب بندی شد. نشت گرما از طریق عایق مخزن، مایع را تا زمانی که تبدیل به هلیوم فوق بحرانی شد، گرم کرد . هلیوم با گذشت زمان گرم شد و فشار مخزن را افزایش داد. [9] : 4  فشار هلیوم تا 246 psi (1.70 مگاپاسکال) برای مخازن سوخت تنظیم شده بود. [9] : 4  این اجازه می دهد تا موجودی کافی از گاز فشار دهنده در حجم نسبتاً کمی با مخزن بسیار سبک تر از آنچه برای ذخیره هلیوم به عنوان گاز دمای اتاق لازم است ذخیره شود. این سیستم همچنین مجهز به مجموعه دیسک انفجاری بود که فشار را در هنگام رسیدن به فشار از پیش تنظیم شده (1881 تا 1967 psi [12.97 تا 13.56 مگاپاسکال]) کاهش می‌داد و به گاز اجازه می‌داد بدون ضرر به فضا تخلیه شود. با این حال، هنگامی که هلیوم از بین رفت، عملیات DPS به دلیل ناتوانی در حفظ فشار سیستم محدود می شد زیرا پیشرانه از مخازن خارج می شد. این به عنوان یک مشکل تلقی نمی شد، زیرا به طور معمول انتشار هلیوم تا زمانی که ماژول قمری روی ماه قرار داشت، رخ نمی داد، تا زمانی که DPS عمر عملیاتی خود را به پایان رسانده بود و دیگر هرگز شلیک نمی شد.

طراحی و توسعه محفظه رانش ابتکاری و طراحی پینتل به مهندس هوافضای TRW، جرارد دبلیو. الوروم جونیور [10] [11] [12] نسبت داده شده است . اما عملیات بین 65% و 92.5% رانش برای جلوگیری از فرسایش بیش از حد نازل اجتناب شد. وزن آن 394 پوند (179 کیلوگرم)، با طول 90.5 اینچ (230 سانتی متر) و قطر 59.0 اینچ (150 سانتی متر) بود. [6]

عملکرد در LM "قایق نجات"

LMDE نقش برجسته ای در ماموریت آپولو 13 به دست آورد و به عنوان موتور محرکه اولیه پس از انفجار مخزن اکسیژن در ماژول خدمات آپولو عمل کرد . پس از این رویداد، کنترل کننده های زمینی تصمیم گرفتند که سیستم پیشرانه سرویس دیگر نمی تواند به طور ایمن کار کند و موتور DPS را در آکواریوس به عنوان تنها وسیله مانور آپولو 13 باقی گذاشت.

تغییر برای ماژول قمری توسعه یافته

کاهش فاصله منجر به کمانش نازل موتور نزولی طولانی در فرود آپولو 15 (بالا سمت راست) شد.

به منظور افزایش وزن محموله فرود و زمان ماندن در سطح ماه، سه ماژول قمری آخر آپولو با افزودن یک پسوند نازل 10 اینچی (25 سانتی‌متری) به موتور برای افزایش نیروی رانش ارتقا یافتند . زنگ اگزوز نازل، مانند نمونه اصلی، برای خرد شدن در صورت برخورد به سطح طراحی شده است. هرگز در سه فرود اول نداشت، اما در اولین فرود طولانی، آپولو 15، کمانش کرد .

TR-201 در مرحله دوم دلتا

پس از برنامه آپولو، DPS بیشتر به موتور TRW TR-201 توسعه یافت . این موتور در مرحله دوم، به نام دلتا-پی ، وسیله نقلیه پرتاب دلتا ( دلتا 1000 ، دلتا 2000 ، سری دلتا 3000 ) برای 77 پرتاب موفقیت آمیز بین سال های 1972 تا 1988 مورد استفاده قرار گرفت. [13]

مراجع

  1. ^ بارتلت، دبلیو. کرکلند، زد. پولیفکا، RW; اسمیتسون، جی سی. Spencer, GL (7 فوریه 1966). سیستم‌های محرکه اولیه مایع فضاپیمای آپولو (PDF) . هیوستون، تگزاس: ناسا، مرکز فضایی لیندون بی. جانسون. صص 8-9. بایگانی شده (PDF) از نسخه اصلی در 23 اوت 2022 . بازبینی شده در 23 اوت 2022 .
  2. ↑ McCutcheon، Kimble D. (28 دسامبر 2021). "تکامل پیشرانه موشک سرنشین دار ایالات متحده - قسمت 9.42: موتور فرود ماژول قمری TRW (LMDE)". enginehistory.org ​بازبینی شده در 23 اوت 2022 .
  3. ↑ "به یاد غول ها - توسعه پیشرانه موشک آپولو - ناسا" (PDF) .
  4. ↑ ثبت اختراع ایالات متحده 3,205,656, Elverum Jr., Gerard W., "Variable thrust bipropellant raket engine" صادر شده 25/02/1963 
  5. ↑ ثبت اختراع ایالات متحده 3،699،772، الوروم جونیور، جرارد دبلیو، "انژکتور کواکسیال موتور موشک پیشران مایع"، صادر شده 08-01-1968 
  6. ^ ab "طراحی مکانیکی موتور فرود ماژول قمری".
  7. ^ abcd "فصل 6. ماژول قمری - موتورها، بزرگ و کوچک". ارابه‌ها برای آپولو: تاریخچه فضاپیمای سرنشین دار قمری. دفتر برنامه تاریخ ناسا . SP-4205. بایگانی‌شده از نسخه اصلی در ۱۱ اکتبر ۲۰۲۳.
  8. ↑ «خاطرات توسعه پیشرانه فرود LM». دایره المعارف Astronautica . بایگانی شده از نسخه اصلی در 21 اوت 2002.
  9. ^ ab گزارش تجربه آپولو – سیستم پیشرانه فرود – یادداشت فنی ناسا: مارس 1973
  10. ↑ ثبت اختراع ایالات متحده 3,699,772A, Elverum Jr., Gerard W., "انژکتور کواکسیال موتور موشک پیشران مایع" صادر شده 08-01-1968 
  11. ↑ ثبت اختراع ایالات متحده 3,205,656, Elverum Jr., Gerard W., "Variable thrust bipropellant raket engine" صادر شده 25/02/1963 
  12. ^ لباسلر، گوردون آ. بائر، جی مارتین (2000). TRW Pintle Heritage and Performance Characters (PDF) . سی و ششمین کنفرانس و نمایشگاه پیشرانه مشترک AIAA/ASME/SAE/ASEE. doi :10.2514/6.2000-3871. بایگانی شده از نسخه اصلی (PDF) در 9 اوت 2017.
  13. ^ اد کایل. "دلتای تانک بلند توسعه یافته". گزارش پرتاب فضایی بایگانی شده از نسخه اصلی در 7 اوت 2010 . بازبینی شده در 11 مه 2014 .

لینک های خارجی