نظام دفع الهبوط

نظام الدفع الهابط ( DPS / ˈdɪps / [ ^{3 ]} )، أو محرك هبوط المركبة القمرية ( LMDE )، والذي يُعرف داخليًا باسم VTR -10 ، هو محرك صاروخي يعمل بالوقود عالي الاشتعال ذو ^تحكم متغير في قوة الدفع ، اخترعه جيرارد دبليو إلفيروم الابن ^{[ 4 ] [ 5 ] [ 6 ]} وطورته مختبرات تكنولوجيا الفضاء (TRW) لاستخدامه في مرحلة هبوط المركبة القمرية أبولو . وقد استخدم وقود أيروزين 50 ورباعي أكسيد النيتروجين ( N2O4) .₂ O₄ ) المؤكسد. استخدم هذا المحركحاقنًا ذو صمام، مما مهد الطريق أمام محركات أخرى لاستخدام تصميمات مماثلة.

صُمم نظام الدفع لمرحلة هبوط المركبة القمرية لنقلها، التي تضمّ طاقمًا من فردين، من مدار دائري حول القمر يبلغ نصف قطره 110 كيلومترات (60 ميلًا بحريًا) إلى مدار هبوط بيضاوي الشكل بنقطة حضيض تبلغ 15000 متر (50000 قدم) ، ثم توفير هبوط مدفوع نحو سطح القمر، مع فترة تحليق فوق سطحه لاختيار موقع الهبوط الأمثل. ولإنجاز هذه المناورات، طُوّر نظام دفع يستخدم وقودًا شديد الاشتعال ومحركًا مبردًا بالحرارة يعمل بنظام تغذية مضغوطة وقابل للتحكم في قوة دفعه . كما استُخدم نظام ضغط خفيف الوزن يعمل بالهيليوم المبرد. صُمم امتداد فوهة العادم بحيث يسحق المركبة القمرية دون إلحاق الضرر بها في حال اصطدامها بسطح القمر، وهو ما حدث في مهمة أبولو 15. ^{[ 7 ]}  

بحسب منشور ناسا التاريخي " عربات أبولو" ، "ربما كان محرك هبوط المركبة القمرية التحدي الأكبر والتطور التقني الأبرز في برنامج أبولو". ^{[ 8 ]} كان شرط وجود محرك قابل للتحكم في قوة الدفع جديدًا على المركبات الفضائية المأهولة. لم تُجرَ سوى أبحاث قليلة متقدمة في محركات الصواريخ ذات الدفع المتغير حتى ذلك الحين. اقترحت شركة روكيتداين محركًا يعمل بالضغط باستخدام حقن غاز الهيليوم الخامل في تدفق الوقود لتحقيق خفض الدفع مع الحفاظ على معدل تدفق ثابت للوقود. وبينما رأى مركز المركبات الفضائية المأهولة التابع لناسا أن هذا النهج معقول، إلا أنه مثّل تقدمًا كبيرًا في أحدث التقنيات. (في الواقع، أثبت الابتلاع العرضي لغاز الهيليوم المضغوط أنه مشكلة في الرحلة AS-201 ، وهي أول رحلة لمحرك وحدة خدمة أبولو في فبراير 1966). لذلك، وجّه مركز المركبات الفضائية المأهولة شركة غرومان لإجراء برنامج تطوير موازٍ لتصاميم متنافسة. ^{[ 8 ]}

عقدت شركة غرومان مؤتمرًا للمتنافسين في 14 مارس 1963، حضره ممثلون عن شركة إيروجيت جنرال ، وقسم رياكشن موتورز التابع لشركة ثيوكول ، وقسم مركز التكنولوجيا المتحد التابع لشركة يونايتد إيركرافت ، وشركة مختبرات تكنولوجيا الفضاء (STL). وفي مايو، تم اختيار STL كمنافس لمفهوم روكيتداين. اقترحت STL محركًا قابلًا للتوجيه والتحكم في تدفقه، باستخدام صمامات للتحكم في التدفق وحاقن ذي مساحة متغيرة ، على غرار رأس الدش، لتنظيم الضغط ومعدل تدفق الوقود ونمط خليط الوقود في غرفة الاحتراق. ^{[ 8 ]}

أُجري أول اختبار تشغيل كامل لمحرك الهبوط الخاص بمركبة الهبوط القمرية (LM) التابعة لمختبرات تكنولوجيا الفضاء (STL) في أوائل عام 1964. توقع مخططو ناسا أن يبرز أحد التصميمين المختلفين جذريًا كفائز واضح، لكن هذا لم يحدث طوال عام 1964. شكّل جوزيف شيا، مدير مكتب برنامج مركبة أبولو الفضائية ، لجنة من خبراء الدفع في ناسا وغرومان والقوات الجوية، برئاسة مصمم المركبات الفضائية الأمريكي ماكسيم فاجيت ، في نوفمبر 1964 للتوصية بالخيار الأمثل، لكن نتائجهم كانت غير حاسمة. اختارت غرومان شركة روكيتداين في 5 يناير 1965. ومع ذلك، لم يقتنع مدير مركز الفضاء المتنقل روبرت ر. جيلروث، فعقد اجتماعًا لمجلس إدارته الخاص المكون من خمسة أعضاء، برئاسة فاجيت أيضًا، والذي نقض قرار غرومان في 18 يناير ومنح العقد لشركة STL. ^{[ 8 ] [ 9 ]}

للحفاظ على نظام الدفع الديناميكي (DPS) بسيطًا وخفيف الوزن وموثوقًا قدر الإمكان، تم تزويد الوقود الدافع بغاز الهيليوم المضغوط بدلًا من استخدام مضخات توربينية ثقيلة ومعقدة وعرضة للأعطال . تم تحميل الهيليوم السائل المبرد في الخزان قبل الإطلاق، ثم تم إغلاق الخزان بإحكام. تسربت الحرارة عبر عازل الخزان، مما أدى إلى تسخين السائل حتى تحول إلى هيليوم فوق حرج . ارتفعت درجة حرارة الهيليوم تدريجيًا، مما زاد من ضغط الخزان. ^{[ 10 ] : 4} تم تنظيم ضغط الهيليوم إلى 246 رطل لكل بوصة مربعة (1.70 ميجا باسكال) لخزانات الوقود الدافع. ^{[ 10 ] : 4} سمح هذا بتخزين كمية كافية من غاز الضغط في حجم صغير نسبيًا، باستخدام خزان أخف بكثير مما كان مطلوبًا لتخزين الهيليوم كغاز في درجة حرارة الغرفة. كان النظام مزودًا أيضًا بوحدة قرص انفجار تُخفف الضغط عند بلوغه ضغطًا محددًا مسبقًا ( من 1881 إلى 1967 رطلًا لكل بوصة مربعة [من 12.97 إلى 13.56 ميجا باسكال] )، مما يسمح بتسريب الغاز بأمان إلى الفضاء. ولكن بمجرد نفاد الهيليوم، سيُصبح تشغيل نظام الدفع الديناميكي محدودًا بسبب عدم القدرة على الحفاظ على ضغط النظام أثناء طرد الوقود من الخزانات. لم يُعتبر هذا مشكلة، إذ أن إطلاق الهيليوم عادةً لا يحدث إلا بعد وصول المركبة القمرية إلى سطح القمر، وعندها يكون نظام الدفع الديناميكي قد أنهى عمره التشغيلي ولن يُعاد تشغيله أبدًا.     

يُنسب تصميم وتطوير غرفة الدفع المبتكرة وتصميم الصمام إلى مهندس شركة TRW Aerospace، جيرارد دبليو إلفيروم الابن. ^{[ 11 ] [ 12 ] [ 13 ]} كان بإمكان المحرك التحكم في قوة الدفع بين 1050 و10125 رطلًا (4.67-45.04 كيلو نيوتن)، ولكن تم تجنب التشغيل بين 65% و92.5% من قوة الدفع لمنع التآكل المفرط للفوهة. بلغ وزنه 394 رطلًا (179 كجم) ، وطوله 90.5 بوصة (230 سم) ، وقطره 59.0 بوصة (150 سم) . ^{[ 7 ]}    

لعب محرك الدفع النفاث (LMDE) دورًا بارزًا في مهمة أبولو 13 ، حيث كان بمثابة محرك الدفع الرئيسي بعد انفجار خزان الأكسجين في وحدة الخدمة . بعد هذا الحادث، قرر المراقبون الأرضيون أن نظام الدفع الخدمي لم يعد بالإمكان تشغيله بأمان، مما جعل محرك نظام الدفع الديناميكي (DPS) في مركبة أكواريوس الوسيلة الوحيدة لمناورة أبولو 13.

بهدف زيادة وزن الحمولة عند الهبوط ومدة البقاء على سطح القمر، جرى تحديث وحدات الهبوط القمرية الثلاث الأخيرة من برنامج أبولو بإضافة امتداد لفوهة المحرك بطول 25 سم (10 بوصات) لزيادة قوة الدفع. صُمم جرس عادم الفوهة، كما في التصميم الأصلي، ليتعرض للانضغاط عند اصطدامه بسطح القمر. لم يحدث ذلك في عمليات الهبوط الثلاث الأولى، ولكنه انحنى في أول عملية هبوط مطولة، وهي مهمة أبولو 15 . 

بعد برنامج أبولو، تم تطوير محرك DPS ليصبح محرك TRW TR-201 . استُخدم هذا المحرك في المرحلة الثانية، المعروفة باسم دلتا-P ، من مركبة الإطلاق دلتا ( سلسلة دلتا 1000 ، دلتا 2000 ، دلتا 3000 ) في 77 عملية إطلاق ناجحة بين عامي 1972 و1988. ^{[ 14 ]}

• مذكرة فنية لوكالة ناسا: تقرير تجربة أبولو - نظام دفع الهبوط. مارس 1973، 31 صفحة، تتضمن تفاصيل كثيرة عن كلا التصميمين والاختبار.
• نظرة عامة على أنظمة دفع مركبة أبولو القمرية، ناسا
• دفع الصواريخ – مهمة أبولو، دون هارفي. عمل السيد هارفي في شركة STL على تصميم LMDE