अवरोही प्रणोदन प्रणाली

डिसेंट प्रोपल्शन सिस्टम (DPS - उच्चारित 'डिप्स') या चंद्र मॉड्यूल डिसेंट इंजन (LMDE), आंतरिक पदनाम VTR-10, जेरार्ड डब्ल्यू एल्वरम जूनियर द्वारा आविष्कृत एक चर-गला घोंटना hypergolic रॉकेट इंजन है।  और अपोलो चंद्र मॉड्यूल डिसेंट स्टेज में उपयोग के लिए TRW Inc. (TRW) द्वारा विकसित किया गया है। इसमें एरोज़ीन 50 ईंधन और डाइनाइट्रोजन टेट्रोक्साइड  आक्सीकारक। इस इंजन में एक पिंटल इंजेक्टर का इस्तेमाल किया गया, जिसने अन्य इंजनों के लिए समान डिजाइनों का उपयोग करने का मार्ग प्रशस्त किया।

आवश्यकताएँ
चंद्र मॉड्यूल के अवरोही चरण के लिए प्रणोदन प्रणाली को वाहन को स्थानांतरित करने के लिए डिज़ाइन किया गया था, जिसमें दो चालक दल शामिल थे 60 nmi एक पेरीसिंथियन के साथ एक अण्डाकार वंश कक्षा के लिए गोलाकार चंद्र पार्किंग कक्षा 50000 ft, फिर सटीक लैंडिंग साइट का चयन करने के लिए चंद्र सतह के ऊपर होवर समय के साथ चंद्र सतह पर एक संचालित वंश 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 इस्तेमाल किया गया था जो थ्रॉटल होने में सक्षम था। एक हल्के क्रायोजेनिक हीलियम दबाव प्रणाली का भी इस्तेमाल किया गया था। एग्जॉस्ट नोजल एक्सटेंशन को एलएम को नुकसान पहुंचाए बिना कुचलने के लिए डिजाइन किया गया था, अगर यह सतह से टकराता है, जो अपोलो 15 पर हुआ था।

विकास
अपोलो के लिए नासा के इतिहास प्रकाशन रथ्स के अनुसार, लूनर मॉड्यूल डिसेंट इंजन शायद सबसे बड़ी चुनौती थी और अपोलो का सबसे उत्कृष्ट तकनीकी विकास था। 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।

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।

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। डीपीएस को यथासंभव सरल, हल्का और विश्वसनीय रखने के लिए, प्रणोदकों को भारी, जटिल और विफलता-प्रवण टर्बोपंपों का उपयोग करने के बजाय हीलियम गैस से दबाव डाला गया था। क्रायोजेनिक सुपर तरल हीलियम को लोड करके 3500 पीएसआई पर संग्रहित किया गया। प्रणोदक टैंकों के लिए हीलियम का दबाव 246 साई तक नियंत्रित किया गया था।  हीलियम के दबाव में धीरे-धीरे वृद्धि होगी क्योंकि यह गर्म हो जाएगा और अंत में इसे निकाल दिया जाएगा। सिस्टम 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 मॉड्यूल 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। इंजन बीच में थ्रॉटल कर सकता था 1050 lbf और 10125 lbf लेकिन अत्यधिक नोजल कटाव को रोकने के लिए 65% और 92.5% जोर के बीच संचालन से बचा गया। इसका वजन हुआ 394 lb, लंबाई के साथ 90.5 in और का व्यास 59.0 in.

एलएम लाइफ बोट
में प्रदर्शन एलएमडीई ने अपोलो 13 मिशन में एक प्रमुख भूमिका हासिल की, जो अपोलो सेवा मॉड्यूल 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, अपोलो 13 को चलाने के एकमात्र साधन के रूप में कुंभ में डीपीएस इंजन को छोड़कर।

विस्तारित चंद्र मॉड्यूल
के लिए संशोधन लैंडिंग पेलोड वजन और चंद्र सतह रहने के समय का विस्तार करने के लिए, पिछले तीन अपोलो लूनर मॉड्यूल को एक जोड़कर अपग्रेड किया गया था 10 in जोर बढ़ाने के लिए इंजन में नोजल का विस्तार। नोजल एग्जॉस्ट बेल, मूल की तरह, सतह से टकराने पर कुचलने के लिए डिज़ाइन की गई थी। यह पहले तीन लैंडिंग पर कभी नहीं था, लेकिन 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।

बाहरी कड़ियाँ

 * NASA Technical Note: Apollo Experience Report – Descent Propulsion System. March 1973 31 pages, much detail on both designs, and the testing.
 * Apollo Lunar Module Propulsion Systems Overview, NASA
 * Rocket Propulsion – The Apollo Mission, Don Harvey. Mr. Harvey worked at STL designing the LMDE