月着陸船用下降エンジン
| 原開??
|  アメリカ合衆?
|
|---|
| 使用期間
| 1964年 - 1972年
|
|---|
| 開?企業
| TRW
|
|---|
| 目的
| 月への着陸、宇宙空間での推進
|
|---|
| 後?
| TR-201
|
|---|
| 現況
| 退役
|
|---|
| 液?燃料エンジン
|
|---|
| 推進?
| 四酸化二窒素
/
エアロジン-50
|
|---|
| サイクル
| ?送式サイクル
|
|---|
| 構成
|
|---|
| 燃?室
| 1
|
|---|
| 性能
|
|---|
| 推力 (vac.)
| 最大10,125 lbf (45.04 kN) 、10%から60%の間で調整可能
|
|---|
| 燃?室?力
| 100 psi (0.69 MPa)
|
|---|
| I
sp
(vac.)
| 311秒 (3,050 N?s/kg)
|
|---|
| 寸法
|
|---|
| 全長
| 90.5 in (230 cm)
|
|---|
| 直?
| 59.0 in (150 cm)
|
|---|
| 乾燥重量
| 394 lb (179 kg)
|
|---|
| 使用
|
|---|
| アポロ月着陸船
の降下用エンジンとして
|
月着陸船用下降エンジン
（LMDE、Lunar Module Descent Engine）
[1]
または DPS（Descent Propulsion System） は、
スペ?ス?テクノロジ??究所
（STL）によって
アポロ月着陸船
向けに開?された、
ハイパ?ゴリック推進?
を用いた推力可?式
ロケットエンジン
である。
?要
[
編集
]
エアロジン-50
推進?と
四酸化二窒素
酸化?を使用する。このエンジンは
ピントル式噴射?置
を使用した最初のロケットエンジンであり、この技術は後にスペ?スX
マ?リンエンジン
にも使用されている。
要求仕?
[
編集
]
月面着陸機の降下機用の推進?置は2名の宇宙飛行士を60-海里 (110 km)の月待機軌道から50,000フィ?ト (15 km)降下軌道へ遷移し、月面まで逆噴射して降下して着陸地点を探す間、浮上して着陸する。これらの機動の?に推進?置はハイパ?ゴリック推進?を使用し、ガス?供給式でアブレ?ション冷却式、首を振る事で
推力偏向
ができ、推力調節の可能なエンジンが開?された。?量の極低?ヘリウム加??置も同?に使用された。排?ノズル伸展部は、月面着陸機が岩上に着地した場合に、衝?を吸?する?に?れ易く設計された。
[2]
開?
[
編集
]
NASAの?史の出版物である
Chariots for Apollo
によると、"月着陸機の降下用エンジンはおそらくアポロ計?で最大の挑?でかつて無い技術開?だった"と記されている。
[3]
出力調節の必要性は有人宇宙船にとって斬新だった。極僅かな先行?究が複?の推力のロケットエンジンで?施されたのみだった。NASAのこの分野における基礎的な努力によってロケットダイン社の液?酸素/液?水素を推進?とする
RL10
は?ヶ月先行して開?されていただけで、同じ運用要求は?たしていなかった。
1963年5月、スペ?ス?テクノロジ??究所はNASAによって?行して進められていたグラマン社の初期のロケットダインの選?(
RL10
エンジンの派生型)に?する競合機の開?の?に月面着陸機の主契約社として選ばれた。
STLはガス供給式の自己着火式の傾斜可能で同?に出力調節可能なシステムを提案した。エンジンの機械的な出力調節システムは流量制御弁と可?面積
ピントル式噴射?置
を備え、シャワ?ヘッドとほぼ同じ方法で?力調整と推進?流量比と燃?室?での燃料混合パタ?ンの制御を行うものだった。
スペ?ス?テクノロジ??究所による月面着陸機降下エンジンの最初の最大出力燃?試?は1964年初頭に?施された。1965年1月にはNASAは?行して進めていた月面着陸機降下用エンジンの開?を止めた。スペ?ス?テクノロジ??究所(TRW)は?一契約社になった。;ロケットダイン社の契約は中止された。
[4]
燃?室とピントル設計の革新的な設計と開?はTRW社の航空宇宙技術者のPeter Staudhammer博士の貢?によるものである。
降下段の出力調整可能なエンジンの最大推力は10,125重量ポンド (45.04 kN)で最小推力は1,050重量ポンド (4.7 kN)に到達した。重量は394ポンド (179 kg)で全長は90.5インチ (2.30 m)で直?は59.0インチ (1.50 m)である。
[2]
救命艇
[
編集
]
月着陸降下エンジンは
アポロ13?
で
司令船
の酸素タンクの爆?後主推進エンジンとして使用された。爆?後にGene Kranzは
サ?ビス推進システム
は運?不可能で月の重力を利用して宇宙船を地球へ?すための月軌道周回"救命いかだ"の選?肢が選?されたと述?する。
しかしながら、アポロ13?は予定されたFra Mauroに着陸する?に初期の
自由?還軌道
（
英語版
）
をミッションの初期の段階で離?した。
30.7秒月面着陸降下エンジン(LMDE)を噴射する事で自由回?軌道へ再進入する事が優先事項だった。降下エンジンは
近月点
食の2時間後、月に接近するために再び使用され("PC+2 燃?")、10時間後、インド洋から太平洋に着水した。最も攻?的な燃?は司令船によるPC+2の直接軌道離?だった。
[5]
p. III-20
がこの時は必要なかったと後に述べた。4分24秒の燃?は正確で地球への再突入の前に2回以下の軌道修正のみが必要だった。
月着陸船のための更なる改良
[
編集
]
着陸で?れた
アポロ15?
の降下推進モジュ?ルのノズル
着陸ペイロ?ドの重量が?加と?在時間の?加により
アポロ月着陸船
は推力を?加するためにエンジンのノズルが10-インチ (25 cm)延長された。
ノズルは?大され、もし、月面に衝突した場合には?れて衝?を吸?するように設計された。最初の3回の飛行では着陸時に起きなかったが
アポロ15?
の着陸時にノズルが?れた。
デルタ2段でのTR-201
[
編集
]
アポロ計?後、DPSはさらに開?されTRW
TR-201
エンジンになった。このエンジンはデルタロケット(
デルタ1000
（
英語版
）
,
デルタ 2000
,
デルタ3000
（
英語版
）
シリ?ズ)の
デルタ-P
（
英語版
）
の第2段に使用され1972年から1988年までの間に77回の打ち上げに成功した。
[6]
?連項目
[
編集
]
出典
[
編集
]
外部リンク
[
編集
]