अवरोही प्रणोदन प्रणाली: Difference between revisions

From Vigyanwiki
mNo edit summary
No edit summary
Line 5: Line 5:
|image_size      =
|image_size      =
|caption        =
|caption        =
|country_of_origin= United States
|country_of_origin= संयुक्त राज्य अमेरिका
|date            = 1964–1972
|date            = 1964–1972
|designer        = Gerard W. Elverum Jr.
|designer        = जेरार्ड W.एल्वरम जूनियर
|manufacturer    = [[TRW Inc.|TRW]]
|manufacturer    = [[TRW Inc.|TRW]]
|purpose = चंद्र अवरोही चरण प्रणोदन
|purpose = चंद्र अवरोही चरण प्रणोदन
|associated      =
|associated      =
|predecessor    = None
|predecessor    = कोई भी नहीं
|successor      = [[TR-201]]
|successor      = [[TR-201]]
|status=Retired
|status=सेवानिवृत्त


|type            = liquid
|type            = तरल
|oxidiser        = [[dinitrogen tetroxide|{{chem|N|2|O|4}}]]
|oxidiser        = [[डाइनाइट्रोजन टेट्रोक्साइड|{{केम|एन|2|ओ|4}}]]
|fuel            = [[Aerozine 50]]
|fuel            = [[एरोज़ीन 50]]
|mixture_ratio  = 1.6
|mixture_ratio  = 1.6
|cycle=[[Pressure-fed engine (rocket)|Pressure-fed]]
|cycle=[[प्रेशर-फेड इंजन (रॉकेट)|प्रेशर-फेड]]
|pumps          = None
|pumps          = None


|description    =
|description    =
|combustion_chamber= 1
|combustion_chamber= 1
|nozzle_ratio    = 47.5 (Apollo 14 & before)<br>53.6 (Apollo 15 and later)
|nozzle_ratio    = 47.5 (अपोलो 14 और पहले)<br>53.6 (अपोलो 15 और बाद के संस्करण)


|thrust          =
|thrust          =
|thrust_at_altitude=
|thrust_at_altitude=
|thrust(Vac)= {{convert|10500|lbf|kN|abbr=on}} maximum, throttleable between<br>{{convert|1050|lbf|kN|abbr=on}} and {{convert|6825|lbf|kN|abbr=on}}
|thrust(Vac)= {{convert|10500|lbf|kN|abbr=on}} अधिकतम, <br>{{convert|1050|lbf|kN|abbr=on}} और {{convert|6825|lbf|kN|abbr= के बीच थ्रॉटलेबल पर}}
|thrust(SL)      =
|thrust(SL)      =
|throttle_range  = 10% - 60%, Full thrust
|throttle_range  = 10% - 60%, पूरा बल
|thrust_to_weight= 25.7
|thrust_to_weight= 25.7
|chamber_pressure= {{convert|110|psi|abbr=on}}<br>(100% Thrust)<br>{{convert|11|psi|abbr=on}}<br>(10% Thrust)
|chamber_pressure= {{convert|110|psi|abbr=on}}<br>(100% बल )<br>{{convert|11|psi|abbr=on}}<br>(10% बल )
|specific_impulse=
|specific_impulse=
|specific_impulse_vacuum={{convert|311|isp|abbr=on}}<br>(at Full Thrust)<br>{{convert|285|isp|abbr=on}}<br>(10% Thrust)
|specific_impulse_vacuum={{convert|311|isp|abbr=on}}<br>(पर पूरा बल )<br>{{convert|285|isp|abbr=on}}<br>(10% बल)
|specific_impulse_sea_level=
|specific_impulse_sea_level=
|total_impulse  =
|total_impulse  =
|mass_flow      =
|mass_flow      =
|burn_time      = 1030 seconds
|burn_time      = 1030 सेकंड
|restarts        = Designed for 2 restarts, has been<br> tested up to four times on [[Apollo 9]]
|restarts        = 2 रीस्टार्ट के लिए डिज़ाइन किया गया है, <br> [[अपोलो 9]] पर चार बार परीक्षण किया गया है
|gimbal          = 6° [[Aircraft principal axes#Transverse axis (pitch)|pitch]] and [[Aircraft principal axes#Vertical axis (yaw)|yaw]]
|gimbal          = 6° [विमान के मुख्य अक्ष अनुप्रस्थ अक्ष (पिच){{!}}पिच] और [विमान के प्रमुख अक्ष ऊर्ध्वाधर अक्ष (यॉ){{!}}यव]
|capacity        =
|capacity        =


|diameter= {{convert|59.0|in|m|abbr=on}}<br>(Apollo 14 and earlier)<br>{{convert|63.0|in|m|abbr=on}}<br>(Apollo 15 and later)
|diameter= {{convert|59.0|in|m|abbr=on}}<br>(अपोलो 14 और पहले के संस्करण)<br>{{convert|63.0|in|m|abbr=on}}<br>(अपोलो 15 और बाद के संस्करण) )
|length= {{convert|85.0|in|m|abbr=on}}<br>(Apollo 14 and earlier)<br>{{convert|100.0|in|m|abbr=on}}<br>(Apollo 15 and later)
|length= {{convert|85.0|in|m|abbr=on}}<br>(अपोलो 14 और पहले के संस्करण)<br>{{convert|100.0|in|m|abbr=on}}<br>(अपोलो 15 और बाद के संस्करण) )
|dry_weight= {{convert|394|lb|kg|abbr=on}}
|dry_weight= {{convert|394|lb|kg|abbr=on}}


|used_in = वंश इंजन के रूप में [[चंद्र मॉड्यूल]]
|used_in = वंश इंजन के रूप में [[चंद्र मॉड्यूल]]


|references = <ref>{{cite book
|references = <रेफरी>{{किताब उद्धृत करें
|last1= Bartlett
  |last1= बार्टलेट
|first1= W.
  |पहले1= डब्ल्यू.
|last2= Kirkland
  |last2= किर्कलैंड
|first2= Z. D.
  |first2= Z. डी.
|last3= Polifka
  |last3= पोलिफ्का
|first3= R. W.
  |first3= आर.डब्ल्यू.
|last4= Smithson
  |last4= स्मिथसन
|first4= J. C.
  |first4= जे.सी.
|last5= Spencer
  |last5= स्पेंसर
|first5= G. L.
  |first5= जी. एल.
|date= 7 February 1966
  |तारीख = 7 फरवरी 1966
|title= Apollo spacecraft liquid primary propulsion systems
  |शीर्षक = अपोलो अंतरिक्ष यान तरल प्राथमिक प्रणोदन प्रणाली
|url= https://ntrs.nasa.gov/api/citations/19700026405/downloads/19700026405.pdf
  |url= https://ntrs.nasa.gov/api/citations/19700026405/downloads/19700026405.pdf
|location= Houston, TX
  | स्थान = ह्यूस्टन, TX
|publisher= NASA, Lyndon B. Johnson Space Center
  | प्रकाशक = नासा, लिंडन बी. जॉनसन स्पेस सेंटर
|pages= 8–9
  |पेज = 8–9
|archive-url=https://archive.org/details/NASA_NTRS_Archive_19700026405/
  |संग्रह-url=https://archive.org/details/NASA_NTRS_Archive_19700026405/
|archive-date=30 June 2016
  |आर्काइव-डेट=30 जून 2016
}}</ref><ref>{{cite web
}}</ref><ref>{{साइट वेब
|url=https://www.enginehistory.org/Rockets/RPE09.42/RPE09.42.shtml
|url=https://www.enginehistory.org/Rockets/RPE09.42/RPE09.42.shtml
|title= U.S. Manned Rocket Propulsion Evolution - Part 9.42: TRW Lunar Module Descent Engine (LMDE)
|शीर्षक= यू.एस. मानवयुक्त रॉकेट प्रणोदन विकास - भाग 9.42: TRW लूनर मॉड्यूल डिसेंट इंजन (LMDE)
|last= McCutcheon
|आखिरी= मैककॉचियन
|first= Kimble D.
|पहले= किंबले डी.
|date= 28 December 2021
|तारीख= 28 दिसंबर 2021
|website=enginehistory.org
|website=enginehistory.org
|access-date=23 August 2022}}</ref>
|एक्सेस-डेट=23 अगस्त 2022}}</ref>
|notes          =
|notes          =
}}
}}

Revision as of 14:09, 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, एक चर थ्रॉटल हाइपरगोलिक रॉकेट इंजन जेरार्ड डब्ल्यू एल्वरम जूनियर द्वारा आविष्कृत है।[2] [3] [4] और अपोलो चंद्र मापांक अवरोही अवस्था में उपयोग के लिए TRW Inc. (TRW) द्वारा विकसित किया गया है। इसमें एरोज़ीन 50 ईंधन और डाइनाइट्रोजन टेट्रोक्साइड (N
2O
4) आक्सीकारक है। इस इंजन में एक पिंटल इंजेक्टर का उपयोग किया गया था, जिसमें अन्य इंजनों के लिए समान डिजाइनों 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 डिज़ाइन किया गया था, जिसमें दो चालक दल सम्मलित थे 60-nautical-mile (110 km) एक पेरीसिंथियन के साथ एक अण्डाकार अवरोही कक्षा के लिए वृत्ताकार चंद्र पार्किंग कक्षा 50,000 feet (15,000 m), फिर सटीक लैंडिंग स्थान का चयन करने के लिए चंद्र सतह के ऊपर उडने के समय के साथ चंद्र सतह पर एक संचालित अवरोही प्रदान करें। इन युद्धाभ्यासों को पूरा करने के लिए, एक प्रणोदन प्रणाली विकसित की गई थी जिसमें हाइपरगोलिक प्रणोदक और एक गिंबल थ्रस्ट प्रेशर-फेड एब्लेटिव कूल्ड इंजन का उपयोग किया गया था जो थ्रॉटल होने में सक्षम था। एक हल्के क्रायोजेनिक हीलियम दबाव प्रणाली का भी उपयोग किया गया था। एग्जॉस्ट नोजल एक्सटेंशन LM को नुकसान पहुंचाए बिना कुचलने के लिए डिजाइन 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 डीपीएस 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 सुपर तरल हीलियम को लोड करके 3500 पीएसआई पर संग्रहित किया गया।[6]: 4  प्रणोदक टैंकों के लिए हीलियम का दबाव 246 साई तक नियंत्रित किया गया था।[6]: 4  हीलियम के दबाव में धीरे-धीरे वृद्धि होगी क्योंकि यह गर्म हो जाएगा और अंत में इसे निकाल दिया जाएगा। प्रणाली एक रबर डायाफ्राम से भी लैस था जो हीलियम के दबाव के एक निश्चित स्तर तक पहुंचने पर फट जाएगा और गैस को हानिरहित रूप से अंतरिक्ष में जाने की अनुमति देगा। एक बार जब हीलियम चला गया, तो डीपीएस अब काम नहीं करेगा। इसे सामान्य रूप से एक समस्या के रूप में नहीं देखा गया था, चंद्रमा पर चंद्र मापांक होने के बाद तक हीलियम रिलीज नहीं होगा, उस समय तक डीपीएस ने अपना परिचालन जीवन पूरा कर लिया था और फिर कभी भी प्रज्वलित नहीं होगा।

अभिनव थ्रस्ट चैंबर और पिंटल डिजाइन के डिजाइन और विकास का श्रेय TRW एयरोस्पेस इंजीनियर जेरार्ड डब्ल्यू एल्वरम जूनियर को दिया जाता है।[7][8][9] इंजन बीच में थ्रॉटल कर सकता था 1,050 pounds-force (4.7 kN) और 10,125 pounds-force (45.04 kN) किन्तुअत्यधिक नोजल कटाव को रोकने के लिए 65% और 92.5% जोर के बीच संचालन से बचा गया। इसका वजन हुआ 394 pounds (179 kg), लंबाई के साथ 90.5 inches (230 cm) और का व्यास 59.0 inches (150 cm).[5]


एलएम लाइफ बोट

एलएमडीई ने अपोलो 13 मिशन में एक प्रमुख भूमिका प्राप्त की, जो अपोलो सेवा मापांक में ऑक्सीजन टैंक 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, डीपीएस 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) की लैंडिंग पर विस्तारित अवरोही इंजन नोज़ल बकलिंग हो गया।

लैंडिंग पेलोड वजन और चंद्र सतह रहने के समय को बढ़ाने करने के लिए, पिछले तीन अपोलो चंद्र मापांक कम निकासी के कारण 10-inch (25 cm) जोर बढ़ाने के लिए इंजन में नोजल का विस्तार, एक साथ जोड़कर अपग्रेड किया गया था। नोजल एग्जॉस्ट बेल, मूल की तरह, सतह से टकराने पर कुचलने के लिए डिज़ाइन की गई थी। यह पहले तीन लैंडिंग पर कभी नहीं हुआ था, किन्तु पहले विस्तारित लैंडिंग, अपोलो 15 पर बकसुआ 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 सफल लॉन्च के लिए डेल्टा लॉन्च वाहन (डेल्टा 1000, डेल्टा 2000, डेल्टा 3000 श्रृंखला) के डेल्टा-पी 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

Retrieved from ‘https://www.vigyanwiki.in/index.php?title=अवरोही_प्रणोदन_प्रणाली&oldid=78032’