Sistema de propulsión de descenso

El sistema de propulsión de descenso (DPS, por sus siglas en inglés, pronunciado 'dips') o motor de descenso del módulo lunar (LMDE, por sus siglas en inglés), designación interna VTR-10 , es un motor de cohete hipergólico de aceleración variable inventado por Gerard W. Elverum Jr. ^{[3] [4] [5]} y desarrollado por Space Technology Laboratories (TRW) para su uso en la etapa de descenso del módulo lunar Apolo . Utilizaba combustible Aerozine 50 y tetróxido de dinitrógeno ( N
₂Oh
₄) oxidante. Este motor utilizaba un inyector de pivote , lo que allanó el camino para que otros motores utilizaran diseños similares.

El sistema de propulsión para la etapa de descenso del módulo lunar fue diseñado para transferir el vehículo, que contiene dos tripulantes, desde una órbita lunar circular de estacionamiento de 60 millas náuticas (110 km) a una órbita de descenso elíptica con un pericintio de 50.000 pies (15.000 m), y luego proporcionar un descenso propulsado a la superficie lunar, con tiempo de vuelo estacionario sobre la superficie lunar para seleccionar el sitio de aterrizaje exacto. Para lograr estas maniobras, se desarrolló un sistema de propulsión que utilizaba propelentes hipergólicos y un motor ablativo refrigerado alimentado a presión con cardán que podía ser estrangulado . También se utilizó un sistema ligero de presurización de helio criogénico. La extensión de la boquilla de escape fue diseñada para aplastar sin dañar el LM si golpeaba la superficie, lo que sucedió en el Apolo 15. ^[6]

Según la publicación de historia de la NASA Chariots for Apollo , "El motor de descenso del módulo lunar probablemente fue el mayor desafío y el desarrollo técnico más sobresaliente del Apollo". ^[7] El requisito de un motor regulable era nuevo para las naves espaciales tripuladas. Hasta ese momento se había realizado muy poca investigación avanzada en motores de cohetes de empuje variable. Rocketdyne propuso un motor alimentado a presión que utiliza la inyección de gas helio inerte en el flujo de propulsor para lograr una reducción del empuje a un caudal de propulsor constante. Si bien el Centro de naves espaciales tripuladas (MSC) de la NASA juzgó que este enfoque era plausible, representó un avance considerable en el estado del arte. (De hecho, la ingestión accidental de helio presurizante resultó ser un problema en el AS-201 , el primer vuelo del motor del módulo de servicio Apollo en febrero de 1966). Por lo tanto, el MSC le ordenó a Grumman que llevara a cabo un programa de desarrollo paralelo de diseños en competencia. ^[7]

Grumman celebró una conferencia de postores el 14 de marzo de 1963, a la que asistieron Aerojet General , Reaction Motors Division de Thiokol , United Technology Center Division de United Aircraft y Space Technology Laboratories, Inc. (STL). En mayo, STL fue seleccionado como competidor del concepto de Rocketdyne. STL propuso un motor con cardán y acelerador, que utilizaba válvulas de control de flujo y un inyector de pivote de área variable , de la misma manera que lo hace un cabezal de ducha, para regular la presión, la velocidad del flujo de propulsor y el patrón de la mezcla de combustible en la cámara de combustión. ^[7]

El primer encendido a toda máquina del motor de descenso LM de Space Technology Laboratories se llevó a cabo a principios de 1964. Los planificadores de la NASA esperaban que uno de los dos diseños drásticamente diferentes surgiera como el claro ganador, pero esto no sucedió a lo largo de 1964. El director de la Oficina del Programa de Naves Espaciales Apolo, Joseph Shea, formó un comité de expertos en propulsión de la NASA, Grumman y la Fuerza Aérea, presidido por el diseñador de naves espaciales estadounidense Maxime Faget , en noviembre de 1964 para recomendar una opción, pero sus resultados no fueron concluyentes. Grumman eligió Rocketdyne el 5 de enero de 1965. Aún no satisfecho, el director de MSC, Robert R. Gilruth, convocó a su propia junta de cinco miembros, también presidida por Faget, que revocó la decisión de Grumman el 18 de enero y adjudicó el contrato a STL. ^{[7] [8]}

Para mantener el DPS lo más simple, liviano y confiable posible, los propulsores se alimentaron a presión con gas helio en lugar de usar turbobombas pesadas, complicadas y propensas a fallas . El helio líquido criogénico se cargó en el tanque antes del despegue y el tanque se selló. La fuga de calor a través del aislamiento del tanque calentó el líquido hasta que se convirtió en helio supercrítico . El helio se calentó con el tiempo, aumentando la presión del tanque. ^{[9] : 4} El helio se reguló a presión hasta 246 psi (1,70 MPa) para los tanques de propulsor. ^{[9] : 4} Esto permitió almacenar un inventario suficiente de gas presurizante en un volumen relativamente pequeño, con un tanque mucho más liviano del que se habría requerido para almacenar el helio como gas a temperatura ambiente. El sistema también estaba equipado con un conjunto de disco de ruptura que aliviaba la presión cuando se alcanzaba la presión preestablecida (1.881 a 1.967 psi [12,97 a 13,56 MPa]), lo que permitía que el gas se liberara sin causar daños al espacio. Sin embargo, una vez que se agotara el helio, el funcionamiento del DPS se vería limitado debido a la incapacidad de mantener la presión del sistema a medida que el propulsor se expulsaba de los tanques. Esto no se consideró un problema, ya que normalmente la liberación de helio no se produciría hasta que el módulo lunar estuviera en la Luna, momento en el que el DPS habría completado su vida operativa y nunca volvería a encenderse.

El diseño y desarrollo de la innovadora cámara de empuje y el diseño del pivote se atribuyen al ingeniero aeroespacial de TRW Gerard W. Elverum Jr. ^{[10] [11] [12]} El motor podía acelerar entre 1050 y 10 125 libras-fuerza (4,67–45,04 kN), pero se evitó el funcionamiento entre el 65% y el 92,5% de empuje para prevenir la erosión excesiva de la tobera. Pesaba 394 libras (179 kg), con una longitud de 90,5 pulgadas (230 cm) y un diámetro de 59,0 pulgadas (150 cm). ^[6]

El LMDE cumplió un papel destacado en la misión Apolo 13 , al actuar como motor de propulsión principal tras la explosión del tanque de oxígeno en el módulo de servicio Apolo . Tras este suceso, los controladores de tierra decidieron que el sistema de propulsión de servicio ya no podía funcionar de forma segura, por lo que el motor DPS del Aquarius quedó como el único medio de maniobra del Apolo 13.

Para extender el peso de la carga útil de aterrizaje y los tiempos de permanencia en la superficie lunar, los últimos tres módulos lunares Apolo se modernizaron añadiendo una extensión de tobera de 25 cm (10 pulgadas) al motor para aumentar el empuje. La campana de escape de la tobera, al igual que la original, estaba diseñada para aplastarse si golpeaba la superficie. Nunca lo hizo en los primeros tres aterrizajes, pero sí se dobló en el primer aterrizaje extendido, el Apolo 15 .

Después del programa Apolo, el DPS se desarrolló aún más hasta convertirse en el motor TRW TR-201 . Este motor se utilizó en la segunda etapa, denominada Delta-P , del vehículo de lanzamiento Delta ( series Delta 1000 , Delta 2000 , Delta 3000 ) para 77 lanzamientos exitosos entre 1972 y 1988. ^[13]

• Nota técnica de la NASA: Informe de la experiencia Apolo: sistema de propulsión para el descenso. Marzo de 1973. 31 páginas, muchos detalles sobre ambos diseños y las pruebas.
• Descripción general de los sistemas de propulsión del módulo lunar Apolo, NASA
• Propulsión de cohetes: la misión Apolo, Don Harvey. El Sr. Harvey trabajó en STL diseñando el LMDE