Sistema de propulsión de descenso

El sistema de propulsión de descenso (DPS — pronunciado 'dips' ) o motor de descenso del módulo lunar (LMDE), designación interna VTR-10 , es un motor 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 ( N₂ O₄ ) oxidante. Este motor utilizaba uninyector de aguja, 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, con dos tripulantes a bordo, 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) , para luego proporcionar un descenso propulsado a la superficie lunar, con tiempo de vuelo estacionario sobre ella para seleccionar el lugar de aterrizaje exacto. Para realizar estas maniobras, se desarrolló un sistema de propulsión que utilizaba propelentes hipergólicos y un motor ablativo refrigerado por presión y alimentado por cardán , con capacidad de regulación de potencia . También se utilizó un sistema ligero de presurización criogénica de helio. La extensión de la tobera de escape fue diseñada para aplastarse sin dañar el módulo lunar en caso de impacto con la superficie, lo que ocurrió en el Apolo 15. ^{[ 6 ]}  

Según la publicación histórica de la NASA, Chariots for Apollo , "El motor de descenso del módulo lunar probablemente fue el mayor desafío y el desarrollo técnico más destacado del programa Apolo". ^{[ 7 ]} El requisito de un motor con empuje variable era nuevo para las naves espaciales tripuladas. Hasta ese momento, se había realizado muy poca investigación avanzada en motores de cohete de empuje variable. Rocketdyne propuso un motor alimentado a presión que utilizaba la inyección de gas helio inerte en el flujo de propulsor para lograr una reducción del empuje a un caudal constante de propulsor. Si bien el Centro de Naves Espaciales Tripuladas (MSC) de la NASA consideró que este enfoque era plausible, representaba un avance considerable en el estado del arte. (De hecho, la ingestión accidental de presurizador de helio resultó ser un problema en el AS-201 , el primer vuelo del motor del Módulo de Servicio Apolo en febrero de 1966). Por lo tanto, el MSC ordenó a Grumman que llevara a cabo un programa de desarrollo paralelo de diseños competidores. ^{[ 7 ]}

Grumman celebró una conferencia para licitadores el 14 de marzo de 1963, a la que asistieron Aerojet General , la División Reaction Motors de Thiokol , la División United Technology Center de United Aircraft y Space Technology Laboratories, Inc. (STL). En mayo, STL fue seleccionada como competidora del concepto de Rocketdyne. STL propuso un motor con cardán y acelerador, que utilizaba válvulas de control de flujo y un inyector de aguja de área variable , de forma similar a como funciona una alcachofa de ducha, para regular la presión, el caudal de propulsor y la distribución de la mezcla de combustible en la cámara de combustión. ^{[ 7 ]}

El primer encendido a máxima potencia del motor de descenso del módulo lunar 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 resultara ser 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 fueron inconclusos. Grumman eligió a Rocketdyne el 5 de enero de 1965. Aún insatisfecho, el director del 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, ligero y confiable posible, los propelentes 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 propelente. ^{[ 9 ] : 4} Esto permitió almacenar un inventario suficiente de gas presurizador en un volumen relativamente pequeño, con un tanque mucho más ligero que el que se habría requerido para almacenar el helio como gas a temperatura ambiente. El sistema también estaba equipado con un disco de ruptura que aliviaba la presión al alcanzar la presión preestablecida ( de 1881 a 1967 psi [12,97 a 13,56 MPa] ), permitiendo que el gas se liberara al espacio sin peligro. Sin embargo, una vez agotado el helio, el funcionamiento del DPS se vería limitado debido a la imposibilidad de mantener la presión del sistema al expulsarse el propulsor de los tanques. Esto no se consideraba un problema, ya que normalmente la liberación de helio no se produciría hasta después de que el módulo lunar estuviera en la Luna, momento en el que el DPS habría completado su vida útil y no se volvería a activar.     

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 regular su empuje entre 1050 y 10 125 libras-fuerza (4,67–45,04 kN) , pero se evitaba su funcionamiento entre el 65 % y el 92,5 % de empuje para prevenir una 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 desempeñó un papel fundamental en la misión Apolo 13 , funcionando como motor de propulsión principal tras la explosión del tanque de oxígeno en el Módulo de Servicio Apolo . Después de este incidente, los controladores terrestres decidieron que el Sistema de Propulsión de Servicio ya no podía operarse de forma segura, dejando al motor DPS en Aquarius como el único medio para maniobrar el Apolo 13.

Para aumentar el peso de la carga útil de aterrizaje y el tiempo de permanencia en la superficie lunar, los últimos tres módulos lunares Apolo fueron mejorados añadiendo una extensión de tobera de 25 cm (10 pulgadas) al motor para incrementar el empuje. La tobera de escape, al igual que la original, fue diseñada para aplastarse en caso de impacto con la superficie. Esto no ocurrió en los tres primeros alunizajes, pero sí se deformó en el primer alunizaje 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 y Delta 3000 ) para 77 lanzamientos exitosos entre 1972 y 1988. ^{[ 13 ]}

• Nota técnica de la NASA: Informe de la experiencia del programa Apolo: Sistema de propulsión para el descenso. Marzo de 1973. 31 páginas con gran detalle 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.