降下推進システム

降下推進システム（ DPS - 発音は「ディップス」）または月着陸船降下エンジン（LMDE）は、内部名称VTR-10で、ジェラルド・W・エルベラム・ジュニア[3] [4] [5]によって発明され、^{スペーステクノロジー研究所}（ TRW）によってアポロ月着陸船降下段で使用するために開発された可変スロットル ハイパーゴリックロケットエンジンです。エアロジン50燃料と四酸化二窒素（N
₂お
₄) 酸化剤。このエンジンはピントルインジェクターを使用しており、他のエンジンでも同様の設計が採用される道が開かれました。

月着陸船の降下段の推進システムは、2人の乗組員を乗せた宇宙船を、60海里 (110 km) の円形の月面駐機軌道から、近点高度50,000フィート (15,000 m) の楕円形の降下軌道に移送し、月面への動力降下を行い、月面上でのホバリング時間を利用して正確な着陸地点を選択するように設計された。これらの操作を実行するために、ハイパーゴリック推進剤と、スロットル調整が可能なジンバル式の加圧式アブレーション冷却エンジンを使用する推進システムが開発された。軽量の極低温ヘリウム加圧システムも使用された。排気ノズルの延長部は、アポロ15号で発生した月面衝突の際に月着陸船を損傷することなく押しつぶされるように設計された。^[6]

NASAの歴史出版物『アポロのためのチャリオッツ』によると、「月着陸船降下エンジンは、おそらくアポロ計画における最大の課題であり、最も優れた技術開発であった」とのことです。^{[7]スロットラブルエンジンの要件は、有人宇宙船では新しいものでした。その時点まで、可変推力ロケットエンジンに関する高度な研究はほとんど行われていませんでした。}ロケットダインは、不活性ヘリウムガスを推進剤の流れに注入して、一定の推進剤流量で推力の低減を実現する圧力供給エンジンを提案しました。NASAの有人宇宙船センター（MSC）はこのアプローチが妥当であると判断しましたが、これは最先端技術の大きな進歩を表していました。（実際、 1966年2月のアポロサービスモジュールエンジンの初飛行であるAS-201では、ヘリウム加圧剤の偶発的な摂取が問題となりました。）そのため、MSCはグラマンに競合する設計の並行開発プログラムを実施するよう指示しました。^[7]

1963年3月14日、グラマンは入札者会議を開催し、エアロジェット・ジェネラル、チオコール社のリアクション・モーターズ部門、ユナイテッド・エアクラフト社のユナイテッド・テクノロジー・センター部門、およびスペース・テクノロジー・ラボラトリーズ社（STL）が出席した。5月、STLがロケットダインのコンセプトの競合相手として選ばれた。STLは、シャワーヘッドとほぼ同じ方法で圧力、推進剤の流量、および燃焼室内の燃料混合パターンを制御する、流量制御バルブと可変面積ピントルインジェクターを使用した、ジンバル式かつスロットル式のエンジンを提案した。^[7]

スペーステクノロジー研究所の月着陸船降下用エンジンの最初のフルスロットル点火は、1964年初頭に実施された。NASAの計画担当者は、2つの大幅に異なる設計のうちの1つが明確な勝者となると予想していたが、1964年を通してそうなることはなかった。アポロ宇宙船プログラムオフィスのマネージャー、ジョセフ・シーアは、1964年11月に、アメリカ人宇宙船設計者マキシム・ファジェを議長とする、NASA、グラマン、空軍の推進専門家による委員会を組織し、選択を勧告したが、結果は決定的なものにはならなかった。グラマンは、1965年1月5日にロケットダイン社を選択した。それでも満足しなかったMSCディレクターのロバート・R・ギルルースは、ファジェを議長とする5人の委員からなる独自の委員会を招集し、1月18日にグラマンの決定を覆してSTL社に契約を授与した。^{[7] [8]}

DPSをできるだけシンプル、軽量、信頼性の高いものにするために、重くて複雑で故障しやすいターボポンプの代わりに、ヘリウムガスで推進剤を加圧供給した。極低温の液体ヘリウムを離陸前にタンクに装填し、タンクを密閉した。タンクの断熱材を通した熱漏れによって液体が温められ、ついには超臨界ヘリウムになった。ヘリウムは時間の経過とともに温められ、タンクの圧力が上昇した。^{[9] : 4}ヘリウムは推進剤タンク用に246 psi (1.70 MPa) まで圧力調整された。^{[9] : 4} これにより、室温のガスとしてヘリウムを貯蔵するのに必要なタンクよりもはるかに軽量なタンクで、比較的小さな容積に十分な加圧ガスを貯蔵することができた。システムにはバースト ディスク アセンブリも装備されており、事前設定された圧力 (1,881 ～ 1,967 psi [12.97 ～ 13.56 MPa]) に達すると圧力が解放され、ガスが宇宙空間に無害に放出されます。ただし、ヘリウムがなくなると、推進剤がタンクから排出されるためシステム圧力を維持できなくなるため、DPS の動作が制限されます。通常、ヘリウムの放出は月着陸船が月に到着するまで行われず、その時点で DPS は動作寿命を終えており、二度と作動しないため、これは問題とは見なされませんでした。

この革新的な推力室とピントルの設計と開発は、TRW社の航空宇宙技術者ジェラルド・W・エルベラム・ジュニアの功績である。^{[10] [11] [12]}このエンジンは1,050～10,125ポンド力（4.67～45.04 kN）の間でスロットル操作が可能であったが、ノズルの過度の浸食を防ぐため、65%～92.5%の推力での動作は避けられた。重量は394ポンド（179 kg）、長さは90.5インチ（230 cm）、直径は59.0インチ（150 cm）であった。^[6]

LMDE は、アポロ 13 号のミッションで重要な役割を果たし、アポロ サービス モジュールの酸素タンクの爆発後に主推進エンジンとして機能しました。この事故の後、地上管制官はサービス推進システムを安全に操作できなくなったと判断し、アクエリアスの DPS エンジンをアポロ 13 号の操縦手段としてのみ使用しました。

着陸時の積載重量と月面滞在時間を延長するため、最後の 3 機のアポロ月着陸船では、エンジンに10 インチ (25 cm)のノズル延長部を追加して推力を増加させるアップグレードが行われました。ノズルの排気ベルは、元のモデルと同様に、表面に衝突すると潰れるように設計されていました。最初の 3 回の着陸では潰れることはありませんでしたが、最初の延長着陸であるアポロ 15 号では潰れてしまいました。

アポロ計画の後、DPSはさらにTRW TR-201エンジンへと発展した。このエンジンはデルタロケット（デルタ1000、デルタ2000、デルタ3000シリーズ）の第2段（デルタP ）に使用され、1972年から1988年の間に77回の打ち上げに成功した。^[13]

• NASA 技術ノート: アポロ体験レポート - 降下推進システム。1973 年 3 月 31 ページ、両方の設計とテストに関する詳細な情報。
• アポロ月着陸船推進システムの概要、NASA
• ロケット推進 - アポロ計画、ドン・ハーヴェイ。ハーヴェイ氏はSTLでLMDEの設計に携わった。