अवरोही प्रणोदन प्रणाली: Difference between revisions

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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>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।<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>{{rp|4}} प्रणोदक टैंकों के लिए हीलियम का दबाव 246 साई तक नियंत्रित किया गया था।<ref name=DPS-1973/>{{rp|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।
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>  
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।<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>{{rp|4}} प्रणोदक टैंकों के लिए हीलियम का दबाव 246 साई तक नियंत्रित किया गया था।<ref name=DPS-1973/>{{rp|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।<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 थ्रॉटल कर सकता था {{convert|1050|lbf|kN}} और {{convert|10125|lbf|kN}} किन्तुअत्यधिक नोजल कटाव को रोकने के लिए 65% और 92.5% जोर के बीच संचालन से बचा गया। इसका वजन हुआ {{convert|394|lb|kg}}, लंबाई के साथ {{convert|90.5|in|cm}} और का व्यास {{convert|59.0|in|cm}}.<ref name=mechanical/>
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Revision as of 10:47, 31 January 2023

अवरोही प्रणोदन प्रणाली(DPS)
Country of originUnited States
Date1964–1972
DesignerGerard W. Elverum Jr.
ManufacturerTRW
Applicationचंद्र अवरोही चरण प्रणोदन
PredecessorNone
SuccessorTR-201
StatusRetired
Liquid-fuel engine
Propellant[[dinitrogen tetroxide|N
2O
4]] / Aerozine 50
Mixture ratio1.6
CyclePressure-fed
PumpsNone
Configuration
Chamber1
Nozzle ratio47.5 (Apollo 14 & before)
53.6 (Apollo 15 and later)
Performance
Thrust, vacuum10,500 lbf (47 kN) maximum, throttleable between
1,050 lbf (4.7 kN) and 6,825 lbf (30.36 kN)
Throttle range10% - 60%, Full thrust
Thrust-to-weight ratio25.7
Chamber pressure110 psi (760 kPa)
(100% Thrust)
11 psi (76 kPa)
(10% Thrust)
Specific impulse, vacuum311 s (3.05 km/s)
(at Full Thrust)
285 s (2.79 km/s)
(10% Thrust)
Burn time1030 seconds
RestartsDesigned for 2 restarts, has been
tested up to four times on Apollo 9
Gimbal range6° pitch and yaw
Dimensions
Length85.0 in (2.16 m)
(Apollo 14 and earlier)
100.0 in (2.54 m)
(Apollo 15 and later)
Diameter59.0 in (1.50 m)
(Apollo 14 and earlier)
63.0 in (1.60 m)
(Apollo 15 and later)
Dry weight394 lb (179 kg)
Used in
वंश इंजन के रूप में चंद्र मॉड्यूल
References
References[1][2]

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।[3] [4] [5] 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।[6]


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।[7]: 4  प्रणोदक टैंकों के लिए हीलियम का दबाव 246 साई तक नियंत्रित किया गया था।[7]: 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।[8][9][10] 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).[6]


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।[11]


संदर्भ

  1. ↑ Bartlett, W.; Kirkland, Z. D.; Polifka, R. W.; Smithson, J. C.; Spencer, G. L. (7 February 1966). Apollo spacecraft liquid primary propulsion systems. Houston, TX: NASA, Lyndon B. Johnson Space Center. pp. 8–9. Archived from the original (PDF) on 30 June 2016.
  2. ↑ McCutcheon, Kimble D. (28 December 2021). "U.S. Manned Rocket Propulsion Evolution - Part 9.42: TRW Lunar Module Descent Engine (LMDE)". enginehistory.org. Retrieved 23 August 2022.
  3. ↑ "REMEMBERING THE GIANTS - Apollo Rocket Propulsion Development - NASA" (PDF).
  4. ↑ US Patent 3,205,656, Elverum Jr., Gerard W., "Variable thrust bipropellant rocket engine", issued 1963-02-25 
  5. ↑ US Patent 3,699,772, Elverum Jr., Gerard W., "Liquid propellant rocket engine coaxial injector", issued 1968-01-08 
  6. ↑ 6.0 6.1 "Mechanical Design of the Lunar Module Descent Engine".
  7. ↑ 7.0 7.1 Apollo Experience Report – Descent Propulsion System – NASA Technical Note: March 1973
  8. ↑ US Patent 3,699,772A, Elverum Jr., Gerard W., "Liquid propellant rocket engine coaxial injector", issued 1968-01-08 
  9. ↑ US Patent 3,205,656, Elverum Jr., Gerard W., "Variable thrust bipropellant rocket engine", issued 1963-02-25 
  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. "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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