अवरोही प्रणोदन प्रणाली: Difference between revisions

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== आवश्यकताएँ ==
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वाहन को स्थानांतरित करने के लिए चंद्र मापांक के अवरोही चरण के लिए प्रणोदन प्रणाली को रचना किया गया था, जिसमें दो चालक दल सम्मलित थे {{convert|60|nmi|km|adj=on}} [[पेरीसिंथियन]] के साथ अण्डाकार अवरोही कक्षा के लिए वृत्ताकार चंद्र पार्किंग कक्षा {{convert|50000|ft|m}}, फिर त्रुटिहीन अवतरण स्थान का चयन करने के लिए चंद्र सतह के ऊपर उडने के समय के साथ चंद्र सतह पर संचालित अवरोही प्रदान करें। इन युद्धाभ्यासों को पूरा करने के लिए प्रणोदन प्रणाली विकसित की गई थी जिसमें [[हाइपरगोलिक प्रणोदक]] और [[Index.php?title=जिम्बल बल|गिंबल बल]] [[प्रेशर]][[-फेड एब्लेटिव कूल्ड]] इंजन का उपयोग किया गया था जो उपरोधक होने में सक्षम था। तापमान कम करने वाला हीलियम दबाव प्रणाली का भी उपयोग किया गया था। निकास [[नोजल एक्सटेंशन|विस्तार नोक]] LM को नुकसान पहुंचाए बिना कुचलने के लिए रचना किया गया था, यदि यह सतह से टकराता है, जो अपोलो 15 पर हुआ था।<ref name=mechanical>{{cite web|title=Mechanical Design of the Lunar Module Descent Engine |url=http://heroicrelics.org/info/lm/mech-design-lmde.html}}</ref>
वाहन को स्थानांतरित करने के लिए चंद्र मापांक के अवरोही चरण के लिए प्रणोदन प्रणाली को रचना किया गया था, जिसमें दो चालक दल सम्मलित थे। [[पेरीसिंथियन]] के साथ अण्डाकार अवरोही कक्षा के लिए वृत्ताकार चंद्र तल कक्षा {{convert|50000|ft|m}} पर त्रुटिहीन अवतरण स्थान का चयन करने के लिए चंद्र सतह के ऊपर उडने के समय के साथ चंद्र सतह पर संचालित अवरोही प्रदान करता है। इन युद्धाभ्यासों को पूरा करने के लिए प्रणोदन प्रणाली विकसित की गई थी जिसमें [[हाइपरगोलिक प्रणोदक]] और [[Index.php?title=जिम्बल बल|गिंबल बल]] [[प्रेशर]][[-फेड एब्लेटिव कूल्ड]] इंजन का उपयोग किया गया था जो उपरोधक होने में सक्षम था। तापमान कम करने वाला हीलियम दबाव प्रणाली का भी उपयोग किया गया था। निकास [[नोजल एक्सटेंशन|विस्तार नोक]] LM को नुकसान पहुंचाए बिना कुचलने के लिए रचना किया गया था, यदि यह सतह से टकराता है, जो अपोलो 15 पर हुआ था।<ref name=mechanical>{{cite web|title=Mechanical Design of the Lunar Module Descent Engine |url=http://heroicrelics.org/info/lm/mech-design-lmde.html}}</ref>




== विकास ==
== विकास ==
नासा के इतिहास प्रकाशन के अनुसार अपोलो के लिए , चंद्र मापांक अवरोही इंजन संभवतः सबसे बड़ी चुनौती थी और अपोलो का सबसे उत्कृष्ट तकनीकी विकास था।<ref name="chariots_LMengines">{{cite book|title=अपोलो के लिए रथ: मानवयुक्त चंद्र अंतरिक्ष यान का इतिहास|chapter = Chapter 6. Lunar Module – Engines, Large and Small |url=https://history.nasa.gov/SP-4205/contents.html|chapter-url=https://history.nasa.gov/SP-4205/ch6-5.html |work=NASA History Program Office}}</रेफरी> मानवयुक्त अंतरिक्ष यान के लिए थ्रॉटलेबल इंजन की आवश्यकता नई थी। उस बिंदु तक वेरिएबल-थ्रस्ट रॉकेट इंजनों में बहुत कम उन्नत शोध किया गया था। [[रॉकेटडाइन]] ने प्रणोदक प्रवाह में अक्रिय हीलियम गैस के इंजेक्शन का उपयोग करते हुए एक दबाव-फेड इंजन का प्रस्ताव किया ताकि निरंतर प्रणोदक प्रवाह दर पर जोर कम किया जा सके। जबकि नासा के लिंडन बी. जॉनसन स्पेस सेंटर (एमएससी) ने इस दृष्टिकोण को प्रशंसनीय माना, इसने कला की स्थिति में काफी प्रगति का प्रतिनिधित्व किया। (वास्तव में, फरवरी 1966 में अपोलो सर्विस मॉड्यूल इंजन की पहली उड़ान [[AS-201]] पर हीलियम प्रेशरेंट का आकस्मिक अंतर्ग्रहण एक समस्या साबित हुई।) इसलिए, MSC ने ग्रुम्मन को प्रतिस्पर्धी डिजाइनों के समानांतर विकास कार्यक्रम का संचालन करने का निर्देश दिया।<ref name="chariots_LMengines"/>
नासा के इतिहास प्रकाशन के अनुसार अपोलो के लिए चंद्र मापांक अवरोही इंजन संभवतः सबसे बड़ी चुनौती थी और अपोलो का सबसे उत्कृष्ट तकनीकी विकास था।<ref name="chariots_LMengines">{{cite book|title=अपोलो के लिए रथ: मानवयुक्त चंद्र अंतरिक्ष यान का इतिहास|chapter = Chapter 6. Lunar Module – Engines, Large and Small |url=https://history.nasa.gov/SP-4205/contents.html|chapter-url=https://history.nasa.gov/SP-4205/ch6-5.html |work=NASA History Program Office}}</रेफरी> मानवयुक्त अंतरिक्ष यान के लिए थ्रॉटलेबल इंजन की आवश्यकता नई थी। उस बिंदु तक वेरिएबल-थ्रस्ट रॉकेट इंजनों में बहुत कम उन्नत शोध किया गया था। [[रॉकेटडाइन]] ने प्रणोदक प्रवाह में अक्रिय हीलियम गैस के इंजेक्शन का उपयोग करते हुए एक दबाव-फेड इंजन का प्रस्ताव किया ताकि निरंतर प्रणोदक प्रवाह दर पर जोर कम किया जा सके। जबकि नासा के लिंडन बी. जॉनसन स्पेस सेंटर (एमएससी) ने इस दृष्टिकोण को प्रशंसनीय माना, इसने कला की स्थिति में काफी प्रगति का प्रतिनिधित्व किया। (वास्तव में, फरवरी 1966 में अपोलो सर्विस मॉड्यूल इंजन की पहली उड़ान [[AS-201]] पर हीलियम प्रेशरेंट का आकस्मिक अंतर्ग्रहण एक समस्या साबित हुई।) इसलिए, MSC ने ग्रुम्मन को प्रतिस्पर्धी डिजाइनों के समानांतर विकास कार्यक्रम का संचालन करने का निर्देश दिया।<ref name="chariots_LMengines"/>


ग्रुम्मन ने 14 मार्च, 1963 को एक बोलीदाताओं का सम्मेलन आयोजित किया, जिसमें [[हवाई-जेट से चलनेवाला]], [[थियोकोल]] के रिएक्शन मोटर्स डिवीजन, [[संयुक्त विमान]] के यूनाइटेड टेक्नोलॉजी सेंटर डिवीजन और स्पेस टेक्नोलॉजी लेबोरेटरीज, इंक। (STL) ने भाग लिया। मई में, STL को Rocketdyne की अवधारणा के प्रतियोगी के रूप में चुना गया था। एसटीएल ने एक ऐसे इंजन का प्रस्ताव दिया जो प्रवाह नियंत्रण वाल्व और एक चर-क्षेत्र पिंटल इंजेक्टर का उपयोग करके गिंबल के साथ-साथ थ्रोटलेबल था, ठीक उसी तरह जैसे शावर हेड, दबाव, प्रणोदक प्रवाह की दर और ईंधन मिश्रण के पैटर्न को विनियमित करने के लिए करता है। दहन कक्ष में।<ref name="chariots_LMengines"/>
ग्रुम्मन ने 14 मार्च, 1963 को एक बोलीदाताओं का सम्मेलन आयोजित किया, जिसमें [[हवाई-जेट से चलनेवाला]], [[थियोकोल]] के रिएक्शन मोटर्स डिवीजन, [[संयुक्त विमान]] के यूनाइटेड टेक्नोलॉजी सेंटर डिवीजन और स्पेस टेक्नोलॉजी लेबोरेटरीज, इंक। (STL) ने भाग लिया। मई में, STL को Rocketdyne की अवधारणा के प्रतियोगी के रूप में चुना गया था। एसटीएल ने एक ऐसे इंजन का प्रस्ताव दिया जो प्रवाह नियंत्रण वाल्व और एक चर-क्षेत्र पिंटल इंजेक्टर का उपयोग करके गिंबल के साथ-साथ थ्रोटलेबल था, ठीक उसी तरह जैसे शावर हेड, दबाव, प्रणोदक प्रवाह की दर और ईंधन मिश्रण के पैटर्न को विनियमित करने के लिए करता है। दहन कक्ष में।<ref name="chariots_LMengines"/>


अंतरिक्ष प्रौद्योगिकी प्रयोगशालाओं के एलएम डिसेंट इंजन का पहला फुल-थ्रॉटल फायरिंग 1964 की शुरुआत में किया गया था। नासा के योजनाकारों को उम्मीद थी कि दो अलग-अलग डिज़ाइनों में से एक स्पष्ट विजेता के रूप में सामने आएगा, लेकिन 1964 के दौरान ऐसा नहीं हुआ। अपोलो अंतरिक्ष यान कार्यक्रम कार्यालय प्रबंधक [[जोसेफ फ्रांसिस शिया]] ने नासा, ग्रुम्मन और वायु सेना के प्रणोदन विशेषज्ञों की एक समिति का गठन किया, जिसकी अध्यक्षता अमेरिकी अंतरिक्ष यान डिजाइनर [[मैक्सिमे फगेट]] ने नवंबर 1964 में एक विकल्प की सिफारिश करने के लिए की थी, लेकिन उनके परिणाम अनिर्णायक थे। ग्रुम्मन ने 5 जनवरी, 1965 को रॉकेटडाइन को चुना। फिर भी संतुष्ट नहीं होने पर, एमएससी के निदेशक रॉबर्ट आर गिल्रूथ ने अपने स्वयं के पांच सदस्यीय बोर्ड की बैठक बुलाई, जिसकी अध्यक्षता भी फगेट ने की, जिसने 18 जनवरी को ग्रुम्मन के फैसले को उलट दिया और एसटीएल को अनुबंध प्रदान किया।<ref name="chariots_LMengines"/><ref>{{cite encyclopedia|title=LM Descent Propulsion Development Diary <!-- LM Descent Propulsion Chronology --> |url=http://www.astronautix.com/craft/lmdlsion.htm |archive-url=https://web.archive.org/web/20020821171436/http://astronautix.com/craft/lmdlsion.htm |url-status=dead |archive-date=August 21, 2002 |encyclopedia=Encyclopedia Astronautica}}</ref> DPS को यथासंभव सरल, हल्का और विश्वसनीय रखने के लिए, प्रणोदकों को भारी, जटिल और विफलता-प्रवण [[टर्बोपंपो]] का उपयोग करने के अतिरिक्त [[हीलियम]] गैस से दबाव डाला गया था। [[क्रायोजेनिक|तापमान कम करने वाला]] [[सुपर तरल]] हीलियम को लोड करके 3500 PSI पर संग्रहित किया गया।<ref name=DPS-1973>[https://ntrs.nasa.gov/api/citations/19730011150/downloads/19730011150.pdf Apollo Experience Report – Descent Propulsion System –  NASA Technical Note: March 1973]</ref>प्रणोदक टंकी के लिए हीलियम का दबाव 246 साई तक नियंत्रित किया गया था।<ref name=DPS-1973/> हीलियम के दबाव में धीरे-धीरे वृद्धि होगी क्योंकि यह गर्म हो जाएगा और अंत में इसे निकाल दिया जाएगा। प्रणाली रबर मध्यपट से भी सज्ज था जो हीलियम के दबाव के निश्चित स्तर तक पहुंचने पर फट जाएगा। गैस को हानि रहित रूप से अंतरिक्ष में जाने की अनुमति देगा। जब हीलियम चला गया, तो DPS अब काम नहीं करेगा। इसे सामान्य रूप से समस्या के रूप में नहीं देखा गया था, चंद्रमा पर चंद्र मापांक होने के बाद तक हीलियम निवारण नहीं होगा, उस समय तक DPS ने अपना परिचालन जीवन पूरा कर लिया था और फिर कभी भी प्रज्वलित नहीं होगा।
अंतरिक्ष प्रौद्योगिकी प्रयोगशालाओं के एलएम डिसेंट इंजन का पहला फुल-थ्रॉटल फायरिंग 1964 की शुरुआत में किया गया था। नासा के योजनाकारों को उम्मीद थी कि दो अलग-अलग डिज़ाइनों में से एक स्पष्ट विजेता के रूप में सामने आएगा, लेकिन 1964 के दौरान ऐसा नहीं हुआ। अपोलो अंतरिक्ष यान कार्यक्रम कार्यालय प्रबंधक [[जोसेफ फ्रांसिस शिया]] ने नासा, ग्रुम्मन और वायु सेना के प्रणोदन विशेषज्ञों की एक समिति का गठन किया, जिसकी अध्यक्षता अमेरिकी अंतरिक्ष यान डिजाइनर [[मैक्सिमे फगेट]] ने नवंबर 1964 में एक विकल्प की सिफारिश करने के लिए की थी, लेकिन उनके परिणाम अनिर्णायक थे। ग्रुम्मन ने 5 जनवरी, 1965 को रॉकेटडाइन को चुना। फिर भी संतुष्ट नहीं होने पर, एमएससी के निदेशक रॉबर्ट आर गिल्रूथ ने अपने स्वयं के पांच सदस्यीय बोर्ड की बैठक बुलाई, जिसकी अध्यक्षता भी फगेट ने की, जिसने 18 जनवरी को ग्रुम्मन के फैसले को उलट दिया और एसटीएल को अनुबंध प्रदान किया।<ref name="chariots_LMengines"/><ref>{{cite encyclopedia|title=LM Descent Propulsion Development Diary <!-- LM Descent Propulsion Chronology --> |url=http://www.astronautix.com/craft/lmdlsion.htm |archive-url=https://web.archive.org/web/20020821171436/http://astronautix.com/craft/lmdlsion.htm |url-status=dead |archive-date=August 21, 2002 |encyclopedia=Encyclopedia Astronautica}}</ref> DPS को यथासंभव सरल, हल्का और विश्वसनीय रखने के लिए, प्रणोदकों को भारी जटिल और विफलता-प्रवण [[टर्बोपंपो]] का उपयोग करने के अतिरिक्त [[हीलियम]] गैस से दबाव डाला गया था। [[क्रायोजेनिक|तापमान कम करने वाला]] [[सुपर तरल]] हीलियम का भार करके 3500 PSI पर संग्रहित किया गया।<ref name=DPS-1973>[https://ntrs.nasa.gov/api/citations/19730011150/downloads/19730011150.pdf Apollo Experience Report – Descent Propulsion System –  NASA Technical Note: March 1973]</ref>प्रणोदक टंकी के लिए हीलियम का दबाव 246 साई तक नियंत्रित किया गया था।<ref name=DPS-1973/> हीलियम के दबाव में धीरे-धीरे वृद्धि होगी क्योंकि यह गर्म हो जाएगा और अंत में इसे निकाल दिया जाएगा। प्रणाली रबर मध्यपट से भी सज्ज था जो हीलियम के दबाव के निश्चित स्तर तक पहुंचने पर फट जाएगा। गैस को हानि रहित रूप से अंतरिक्ष में जाने की अनुमति देगा। जब हीलियम चला गया तो DPS अब काम नहीं करेगा। इसे सामान्य रूप से समस्या के रूप में नहीं देखा गया था, चंद्रमा पर चंद्र मापांक होने के बाद तक हीलियम निवारण नहीं होगा, उस समय तक DPS ने अपना परिचालन जीवन पूरा कर लिया था और फिर कभी भी प्रज्वलित नहीं होगा।


अभिनव बल कक्ष और पिंटल रचना के विकास का श्रेय TRW वायु अंतरिक्षअभियंता जेरार्ड W. एल्वरम जूनियर को दिया जाता है।<ref>{{Cite patent|country=US Patent|number=3,699,772A|title=Liquid propellant rocket engine coaxial injector|status=|pubdate=|gdate=1968-01-08|invent1=Elverum Jr.|inventor1-first=Gerard W.|url=https://patents.google.com/patent/US3699772A/en}}</ref><ref>{{Cite patent|country=US Patent|number=3,205,656|title=Variable thrust bipropellant rocket engine|status=|pubdate=|gdate=1963-02-25|invent1=Elverum Jr.|inventor1-first=Gerard W.|url=https://patents.google.com/patent/US3205656A/en}}</ref><ref name="trwpintle">{{cite conference|last1=Dressler|first1=Gordon A.|last2=Bauer|first2=J. Martin |year=2000|title=TRW Pintle Engine Heritage and Performance Characteristics |doi=10.2514/6.2000-3871 |conference=36th AIAA/ASME/SAE/ASEE Joint Propulsion Conference and Exhibit |url=http://smartdata.usbid.com/datasheets/usbid/2001/2001-q1/pintleenginepaperaiaafinal.pdf|archive-url=https://web.archive.org/web/20170809041152/https://www.usbid.com/datasheets/usbid/2001/2001-q1/pintleenginepaperaiaafinal.pdf|archive-date=9 August 2017 |url-status=dead }}</ref> इंजन बीच में उपरोधक कर सकता था {{convert|1050|lbf|kN}} और {{convert|10125|lbf|kN}} किन्तु अत्यधिक नोजल कटाव को रोकने के लिए 65% और 92.5% बल के बीच संचालन से बचा गया। इसका भार {{convert|394|lb|kg}} हुआ, लंबाई के साथ {{convert|90.5|in|cm}} और का व्यास {{convert|59.0|in|cm}} .<ref name=mechanical/>
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== विस्तारित चंद्र मापांक ==
== विस्तारित चंद्र मापांक ==
[[File:Apollo 15 Engine Bell.jpg|thumb|right|क्लीयरेंस में कमी के कारण [[अपोलो 15]] (ऊपरी दाहिनी ओर) कीअवतरण पर विस्तारित अवरोही इंजन नोज़ल बकलिंग हो गया।]]अवतरण भार और चंद्र सतह रहने के समय को बढ़ाने करने के लिए, पिछले तीन अपोलो चंद्र मापांक कम निकासी के कारण {{convert|10|in|cm|adj=on}} बल बढ़ाने के लिए इंजन में नोजल का विस्तार, साथ जोड़कर नवीनीकरण किया गया था। नोजल निकास बल, मूल की तरह, सतह से टकराने पर कुचलने के लिए रचना की गई थी। यह पहले तीन अवतरण पर कभी नहीं हुआ था, किन्तु पहले विस्तारितअवतरण अपोलो 15 पर हुआ था।
[[File:Apollo 15 Engine Bell.jpg|thumb|right|क्लीयरेंस में कमी के कारण [[अपोलो 15]] (ऊपरी दाहिनी ओर) कीअवतरण पर विस्तारित अवरोही इंजन नोज़ल बकलिंग हो गया।]]अवतरण भार और चंद्र सतह रहने के समय को बढ़ाने करने के लिए, पिछले तीन अपोलो चंद्र मापांक कम निकासी के कारण {{convert|10|in|cm|adj=on}} बल बढ़ाने के लिए इंजन में नोजल का विस्तार साथ जोड़कर नवीनीकरण किया गया था। नोजल निकास बल मूल की तरह सतह से टकराने पर कुचलने के लिए रचना की गई थी। यह पहले तीन अवतरण पर कभी नहीं हुआ था, किन्तु पहले विस्तारितअवतरण अपोलो 15 पर हुआ था।


==[[TR-201]] डेल्टा दूसरे चरण में ==
==[[TR-201]] डेल्टा दूसरे चरण में ==

Revision as of 15:33, 31 January 2023

अवरोही प्रणोदन प्रणाली(DPS)
Country of originसंयुक्त राज्य अमेरिका
Date1964–1972
Designerजेरार्ड W.एल्वरम जूनियर
ManufacturerTRW
Applicationचंद्र अवरोही चरण प्रणोदन
Predecessorकोई भी नहीं
SuccessorTR-201
Statusसेवानिवृत्त
तरल
Configuration
Chamber1
Nozzle ratio47.5 (अपोलो 14 और पहले)
53.6 (अपोलो 15 और बाद के संस्करण)
Performance
Thrust, vacuum10,500 lbf (47 kN) अधिकतम,
1,050 lbf (4.7 kN) और 6,825 pounds-force (30.36 kN)*
Throttle range10% - 60%, पूरा बल
Thrust-to-weight ratio25.7
Chamber pressure110 psi (760 kPa)
(100% बल )
11 psi (76 kPa)
(10% बल )
Specific impulse, vacuum311 s (3.05 km/s)
(पर पूरा बल )
285 s (2.79 km/s)
(10% बल)
Burn time1030 सेकंड
Restarts2 रीस्टार्ट के लिए डिज़ाइन किया गया है,
अपोलो 9 पर चार बार परीक्षण किया गया है
6° [विमान के मुख्य अक्ष अनुप्रस्थ अक्ष (पिच)|पिच] और [विमान के प्रमुख अक्ष ऊर्ध्वाधर अक्ष (यॉ)|यव]
Dimensions
Length85.0 in (2.16 m)
(अपोलो 14 और पहले के संस्करण)
100.0 in (2.54 m)
(अपोलो 15 और बाद के संस्करण) )
Diameter59.0 in (1.50 m)
(अपोलो 14 और पहले के संस्करण)
63.0 in (1.60 m)
(अपोलो 15 और बाद के संस्करण) )
Dry weight394 lb (179 kg)
Used in
वंश इंजन के रूप में चंद्र मॉड्यूल
References
References<रेफरी>Template:किताब उद्धृत करें</ref>[1]

अवरोही प्रणोदन प्रणाली (DPS - उच्चारित 'डुबकी') या चंद्र मापांक अवरोही इंजन (LMDE) आंतरिक पदनाम VTR-10 चर उपरोधक हाइपरगोलिक रॉकेट इंजन जेरार्ड W एल्वरम जूनियर द्वारा आविष्कृत है।[2] [3] [4]अपोलो चंद्र मापांक अवरोही अवस्था में उपयोग के लिए (TRW) द्वारा विकसित किया गया है। इसमें एरोज़ीन 50 ईंधन और डाइनाइट्रोजन टेट्रोक्साइड (N
2O
4) आक्सीकारक है। इस इंजन में पिंटल इंजेक्टर का उपयोग किया गया था, जिसमें अन्य इंजनों के लिए समान रचना का उपयोग करने का मार्ग प्रशस्त किया गया है।

आवश्यकताएँ

वाहन को स्थानांतरित करने के लिए चंद्र मापांक के अवरोही चरण के लिए प्रणोदन प्रणाली को रचना किया गया था, जिसमें दो चालक दल सम्मलित थे। पेरीसिंथियन के साथ अण्डाकार अवरोही कक्षा के लिए वृत्ताकार चंद्र तल कक्षा 50,000 feet (15,000 m) पर त्रुटिहीन अवतरण स्थान का चयन करने के लिए चंद्र सतह के ऊपर उडने के समय के साथ चंद्र सतह पर संचालित अवरोही प्रदान करता है। इन युद्धाभ्यासों को पूरा करने के लिए प्रणोदन प्रणाली विकसित की गई थी जिसमें हाइपरगोलिक प्रणोदक और गिंबल बल प्रेशर-फेड एब्लेटिव कूल्ड इंजन का उपयोग किया गया था जो उपरोधक होने में सक्षम था। तापमान कम करने वाला हीलियम दबाव प्रणाली का भी उपयोग किया गया था। निकास विस्तार नोक LM को नुकसान पहुंचाए बिना कुचलने के लिए रचना किया गया था, यदि यह सतह से टकराता है, जो अपोलो 15 पर हुआ था।[5]


विकास

नासा के इतिहास प्रकाशन के अनुसार अपोलो के लिए चंद्र मापांक अवरोही इंजन संभवतः सबसे बड़ी चुनौती थी और अपोलो का सबसे उत्कृष्ट तकनीकी विकास था।Cite error: Closing </ref> missing for <ref> tag DPS को यथासंभव सरल, हल्का और विश्वसनीय रखने के लिए, प्रणोदकों को भारी जटिल और विफलता-प्रवण टर्बोपंपो का उपयोग करने के अतिरिक्त हीलियम गैस से दबाव डाला गया था। तापमान कम करने वाला सुपर तरल हीलियम का भार करके 3500 PSI पर संग्रहित किया गया।[6]प्रणोदक टंकी के लिए हीलियम का दबाव 246 साई तक नियंत्रित किया गया था।[6] हीलियम के दबाव में धीरे-धीरे वृद्धि होगी क्योंकि यह गर्म हो जाएगा और अंत में इसे निकाल दिया जाएगा। प्रणाली रबर मध्यपट से भी सज्ज था जो हीलियम के दबाव के निश्चित स्तर तक पहुंचने पर फट जाएगा। गैस को हानि रहित रूप से अंतरिक्ष में जाने की अनुमति देगा। जब हीलियम चला गया तो DPS अब काम नहीं करेगा। इसे सामान्य रूप से समस्या के रूप में नहीं देखा गया था, चंद्रमा पर चंद्र मापांक होने के बाद तक हीलियम निवारण नहीं होगा, उस समय तक DPS ने अपना परिचालन जीवन पूरा कर लिया था और फिर कभी भी प्रज्वलित नहीं होगा।

अभिनव बल कक्ष और पिंटल रचना के विकास का श्रेय TRW वायु अंतरिक्षअभियंता जेरार्ड W. एल्वरम जूनियर को दिया जाता है।[7][8][9] इंजन बीच में उपरोधक कर सकता था 1,050 pounds-force (4.7 kN) और 10,125 pounds-force (45.04 kN) किन्तु अत्यधिक नोजल कटाव को रोकने के लिए 65% और 92.5% बल के बीच संचालन से बचा गया। इसका भार 394 pounds (179 kg) हुआ, लंबाई के साथ 90.5 inches (230 cm) और का व्यास 59.0 inches (150 cm) .[5]


LM जीवन नौका

LMDE ने अपोलो 13 नियोग में प्रमुख भूमिका प्राप्त की, जो अपोलो सेवा मापांक में ऑक्सीजन टंकी विस्फोट के बाद प्राथमिक प्रणोदन इंजन के रूप में काम कर रहा था। इस घटना के बाद जमीनी नियंत्रकों ने निर्णय लिया कि सेवा प्रणोदन प्रणाली को अब सुरक्षित रूप से संचालित नहीं किया जा सकता है DPS इंजन को कुंभ राशि में छोड़कर अपोलो 13 को चलाने का एकमात्र साधन है।

विस्तारित चंद्र मापांक

क्लीयरेंस में कमी के कारण अपोलो 15 (ऊपरी दाहिनी ओर) कीअवतरण पर विस्तारित अवरोही इंजन नोज़ल बकलिंग हो गया।

अवतरण भार और चंद्र सतह रहने के समय को बढ़ाने करने के लिए, पिछले तीन अपोलो चंद्र मापांक कम निकासी के कारण 10-inch (25 cm) बल बढ़ाने के लिए इंजन में नोजल का विस्तार साथ जोड़कर नवीनीकरण किया गया था। नोजल निकास बल मूल की तरह सतह से टकराने पर कुचलने के लिए रचना की गई थी। यह पहले तीन अवतरण पर कभी नहीं हुआ था, किन्तु पहले विस्तारितअवतरण अपोलो 15 पर हुआ था।

TR-201 डेल्टा दूसरे चरण में

अपोलो कार्यक्रम के बाद, DPS को आगे TRW TR-201 इंजन में विकसित किया गया। 1972-1988 के बीच 77 संपन्न शुरू करने के लिए डेल्टा वाहन (डेल्टा 1000, डेल्टा 2000, डेल्टा 3000 श्रृंखला) के डेल्टा-P के रूप में संदर्भित दूसरे चरण में इस इंजन का उपयोग किया गया था।[10]


संदर्भ

  1. ↑ Template:साइट वेब
  2. ↑ "REMEMBERING THE GIANTS - Apollo Rocket Propulsion Development - NASA" (PDF).
  3. ↑ US Patent 3,205,656, Elverum Jr., Gerard W., "Variable thrust bipropellant rocket engine", issued 1963-02-25 
  4. ↑ US Patent 3,699,772, Elverum Jr., Gerard W., "Liquid propellant rocket engine coaxial injector", issued 1968-01-08 
  5. ↑ 5.0 5.1 "Mechanical Design of the Lunar Module Descent Engine".
  6. ↑ 6.0 6.1 Apollo Experience Report – Descent Propulsion System – NASA Technical Note: March 1973
  7. ↑ US Patent 3,699,772A, Elverum Jr., Gerard W., "Liquid propellant rocket engine coaxial injector", issued 1968-01-08 
  8. ↑ US Patent 3,205,656, Elverum Jr., Gerard W., "Variable thrust bipropellant rocket engine", issued 1963-02-25 
  9. ↑ 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.
  10. ↑ Ed Kyle. "Extended Long Tank Delta". Space Launch Report. Archived from the original on 7 August 2010. Retrieved May 11, 2014.


बाहरी कड़ियाँ

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