El Apollo Lunar Module LM usó la misma combinación de combustible/oxidante ( combustible Aerozine 50 /oxidante de tetróxido de nitrógeno (N2O4)) para los motores de las etapas de descenso y ascenso y el sistema de control de reacción. Esta combinación también se utilizó para el motor del Service Module SM.
El sistema de control de reacción del SM utilizó el mismo oxidante pero el combustible diferente monometilhidrazina MMH. El módulo de comando CM también usó MMH.
Ambas combinaciones de combustible/oxidante son líquidos almacenables hipergólicos y no criogénicos. ¿Cuál fue la razón para elegir dos combustibles diferentes para el SM?
Esto es especialmente interesante si se tiene en cuenta que el módulo de servicio y el LM RCS utilizaron el mismo hardware de propulsor (Marquardt R-4D). El R-4D se diseñó originalmente para MMH y voló por primera vez en Lunar Orbiter 1 :
Marquardt experimentó con una variedad de propulsores líquidos almacenables. Seleccionaron NTO y MMH para sus propulsores. Sin embargo, los requisitos del gobierno llevaron a Marquardt a usar también Aerozine 50... En las últimas dos décadas, Marquardt aprendió a usar el mismo propulsor con varios propulsores diferentes, a saber, hidracina, UDMH, MMH o una mezcla de cualquiera de estos.
Ambos combustibles generan un impulso específico casi idéntico; Aerozine-50 es un par de por ciento más denso que MMH , por lo que produciría un empuje ligeramente mayor para la misma tasa de flujo de volumen, pero ese tipo de diferencia de rendimiento marginal no habría sido una consideración para los propulsores RCS.
MMH tiene un punto de congelación mucho más bajo (-52ºC) que Aerozine-50 (-7ºC). (Aerozine se desarrolló para el Titan II, un misil balístico intercontinental generalmente ubicado en silos calentados, por lo que su ventaja de impulso de densidad era más importante que su rango térmico).
El LM podía bombear combustible de un lado a otro entre el motor de ascenso y los tanques RCS, lo que ofrecía algunas opciones de contingencia, pero habría muy pocas situaciones en las que sería necesario o útil.
Si tuviera que adivinar, diría que el punto de congelación hizo generalmente preferible el MMH, pero que los diseñadores del LM prefirieron un solo tipo de combustible; recuerde que el CSM y el LM fueron desarrollados por diferentes contratistas (norteamericanos y Grumman respectivamente) con diferentes prioridades de ingeniería. No encontré ninguna idea sobre la selección de combustible en el libro de Kelly sobre el LM .
La decisión de utilizar diferentes combustibles para el motor principal y el RCS se tomó antes de que se asignaran los contratistas , cuando varios centros de la NASA estaban realizando estudios de viabilidad. En ese momento, se esperaba que el modo de misión fuera un descenso directo a la luna en una nave espacial. ¡Se esperaba que la propulsión principal fueran motores de cohetes sólidos!
4.4.7.1 Servicio del sistema de propulsión. Los primeros requisitos para el módulo de servicio incluían vernier y sistemas de propulsión principal para un perfil de aterrizaje lunar directo. El sistema de propulsión principal consistiría en varios motores idénticos de combustible sólido que proporcionarían empuje para el aborto translunar y el ascenso lunar. Se iba a diseñar un módulo separado que permitiría el descenso terminal. Estos requisitos se cambiaron a principios de 1962 para especificar un motor de módulo de servicio único. El nuevo sistema iba a utilizar propulsores hipergólicos líquidos almacenables en la Tierra, que podrían incluir cámaras de empuje simples o múltiples. El sistema de propulsión de servicio debía ser capaz de abortar después de deshacerse del sistema de escape de lanzamiento, para el lanzamiento desde la superficie lunar y para correcciones a mitad de camino durante el regreso a la tierra.
Esto también se confirma en The Apollo Spacecraft: A Chronology :
El Grupo de Propulsión a Bordo revisó el trabajo de los tres contratistas en los estudios de factibilidad de Apolo. Entre los estudios llevados a cabo por los Centros de la NASA y sobre los que se informó en esta reunión se encuentran: una consideración STG de un sistema de propulsión de combustible totalmente sólido para un vuelo alrededor de la luna, determinación de los requisitos del sistema de propulsión de medio curso y aborto basados en las trayectorias de Saturno (MSFC), evaluación experimental a gravedad cero de técnicas de bolsa de expulsión para propelentes criogénicos (Lewis), análisis y experimentos sobre motores cohete de propulsante sólido de muy alta fracción de masa (Langley), métodos para lograr el control del vector de empuje por inyección secundaria de gases y el diseño de un sistema altamente confiable y versátilsistema propulsor bipropulsor para naves espaciales que utiliza tetróxido de hidrógeno e hidracina o derivados de la hidracina (JPL), y un contrato para examinar los requisitos de hardware para misiones espaciales y alunizajes (sede de la NASA).
El 27 de noviembre de 1961 , la propulsión principal se cambió a un propulsor hipergólico aún no especificado. Sin embargo, el desarrollo de RCS ya estaba progresando por un camino separado:
Un sistema de propulsión de módulo de servicio de un solo motor reemplazaría los sistemas de propulsión vernier y de misión anteriores. El nuevo sistema utilizaría propulsores hipergólicos almacenables en la Tierra, que incluirían cámaras de empuje simple o múltiple con una relación empuje-peso de al menos 0,4 para todas las cámaras en funcionamiento (basado en la capacidad lunar). configuración de lanzamiento) y tendría un sistema de alimentación de propulsor presurizado.
Los sistemas de control de reacción para los módulos de comando y servicio ahora consistirían cada uno en dos sistemas independientes, ambos capaces de cumplir con los requisitos totales de torque y propulsor. El combustible sería monometilhidrazina y el oxidante sería una mezcla de tetróxido de nitrógeno y óxido nitroso.
El cambio a un encuentro orbital lunar no ocurrió hasta el 11 de julio de 1962. Para entonces, se había puesto demasiado trabajo en los dos sistemas de motor para justificar la consolidación de su combustible.
SF.