Razones detrás de la maniobra de "Transposición, acoplamiento y extracción"

La maniobra de Transposición, Acoplamiento y Extracción (TD&E) se realizó durante las misiones Apolo a la Luna justo después de la inyección translunar. El Módulo de Comando/Servicio (CSM) se separó del S-IVB , se inclinó 180 grados, se acopló al Módulo Lunar (LM) y lo extrajo de la etapa superior.

TD&E, parte 1 TD&E, parte 2

Supongo que el motivo de esta maniobra delicada y potencialmente arriesgada fue que los 2 módulos tuvieron que apilarse así (CSM encima del LM) en el cohete Saturno V debido a la aerodinámica, pero durante la misión hubo que cambiar el orden, para que el motor del módulo de servicio pudiera realizar la Inserción de la Órbita Lunar . ¿Es eso correcto?

¿Se consideraron otras opciones? ¿Estaba el equipo de ingeniería tratando de encontrar una manera de evitar esta maniobra de alguna manera y simplificar el perfil de la misión? ¿Qué los llevó a buscar esta configuración al final?

Estoy especulando que el diseño elegido significó la menor carga posible para el Launch Escape System (LES), porque cualquier otra cosa que pueda imaginar significa que el LES tendría que transportar más masa: CSM instalado al revés (acoplado al LM) significaría el LES debe llevar no solo CM, sino también SM. Más masa para LES requiere más combustible en el LES, que es más masa para transportar la primera etapa con todos los problemas de ecuaciones de cohetes. Desafortunadamente, no puedo encontrar un recurso relevante para confirmar esto.

Hay muchos recursos en línea que describen los detalles del procedimiento como tal (que ya entiendo), pero no las razones por las que debe haberse realizado en primer lugar. Aunque siento que probablemente entiendo al menos parte de la razón, una referencia confiable sería buena.

Recursos comprobados:
el tutorial de la misión Apolo solo describe el procedimiento.
Wikipedia solo describe el procedimiento.
El diario de vuelo del Apolo 11 solo describe el procedimiento.
Cómo voló Apolo al libro de la Luna : solo tengo esta vista previa, no el libro completo. Las secciones disponibles nuevamente se ocupan del procedimiento, no de las razones detrás.
Etc.

Respuestas (4)

De mis lecturas a lo largo de los años, me vienen a la mente tres factores: la integridad del escudo térmico, las limitaciones de la torre de escape y evitar el combustible sobre el CM en la almohadilla.

A lo largo de esta respuesta, tenga en cuenta que el orden de apilamiento (desde arriba) es Escape Tower (ET) , Command Module (CM) , Service Module (SM) , Lunar Module Shroud, Lunar Module (LM) . Vea el diagrama completo de Saturno V o este diagrama simplificado .

El ET, para mantener su propia masa mínima, solo levanta el CM y se levanta a sí mismo. Cuando se activa, las uniones CM/SM se rompen y los cohetes ET se disparan.

Todas las conexiones CM/SM están enrutadas alrededor del escudo térmico en el CM, ninguna de ellas lo atraviesa. La NASA ha declarado en varios documentos que esto fue para preservar la integridad del escudo térmico.

El CM y el SM necesitan estar conectados: la cápsula solo funciona durante unas pocas horas sin los sistemas de soporte del SM, y la cultura de seguridad de la NASA impidió que se hicieran conexiones en vuelo que no fueran esenciales para la misión. (Si no se acopló al LM no sería un fracaso de la misión, per se. Se cancelaría el aterrizaje, pero el LM simplemente fue empujado junto con el CM/SM).

La cubierta sirve para varios propósitos, uno de los cuales es transferir la carga de la pila ET/CM/SM al S-IVB. La cubierta también evita daños al LM antes y durante el lanzamiento, y mantiene el LM separado del SM, además de optimizar la pila y evitar que los animales sean transportados accidentalmente. Tenga en cuenta que el LM no está realmente conectado al SM mientras está dentro de la cubierta: la pila de CM/SM se separa de la cubierta, que luego se abre y revela el LM.

El LM en sí es un diseño de dos etapas: el módulo de descenso lunar y el módulo de ascenso lunar.

Apilamiento alternativo

La NASA consideró algunos esquemas de apilamiento alternativos, pero estos no eran para el lanzamiento del Apollo CM/SM/LM: estos diseños finales fueron conceptos aprobados mucho antes de que se completaran los diseños de producción. Vale la pena discutir dos de los otros tres apilamientos considerados (ver enlace 1).

Una pila alternativa era una pila CM/SM/LunarLaunch/LunarLanding, sin maniobras de acoplamiento en órbita. Sin embargo, habría requerido un lanzador más grande que el Saturno V, y habría tenido el potencial de perder a los tres astronautas a la vez en la luna, y no habría tenido el CM en órbita para retransmisión de comunicaciones y confirmación visual. Los costos de diseñar un lanzador aún más grande se consideraron prohibitivos.

La segunda pila alternativa que se consideró seriamente fue lanzar el LM por separado en un segundo Saturn V. Esto habría permitido un LEM considerablemente más potente y un CM más grande también. Sin embargo, no se consideró rentable, por lo que se rechazó.

Discusión y Elaboración

El diseño de CM no podría haber tenido el LM sobre él; habría hecho que la torre de escape fuera demasiado masiva, y el proyecto Apollo ya se ejecutó casi al límite de seguridad. Además, eso habría puesto en carga varias toneladas de combustible altamente explosivo sobre el CM, que habría sido rechazado incluso por los estándares de seguridad (ahora relativamente laxos) de la NASA de 1960.

El SM no se puede apilar sobre el CM por las mismas razones, además de una masa aún mayor.

Aparentemente no se consideró que la cápsula no necesita estar balanceada en 2 ejes hasta más adelante en el programa, en la década de 1970.

El SM tiene que poder usar sus motores; se utilizan para correcciones a mitad de camino, inserción en la órbita lunar e inyección transterrestre. Por lo tanto, el LM no puede permanecer apilado debajo del SM si el SM va a tener un solo motor. El motor único es una cuestión de simplicidad.

El LM tampoco se puede utilizar como motor TLI/LOI; requeriría más masa estructural, y el motor LM se deja en la superficie de la luna.

El LM en el medio requiere desconectar y volver a conectar el CM/SM, o hacer que el CM sea autosuficiente además del motor del cohete, o tener las conexiones alrededor del LM; por una variedad de razones, esto no era práctico.

Entonces, por razones de simplicidad, el modo de apilamiento histórico fue la mejor combinación de habitabilidad, seguridad y precio para el conjunto de tecnología disponible.

Referencias

  1. https://smartech.gatech.edu/bitstream/1853/8042/3/SSEC_SE2_doc.pdf
  2. http://news.bbc.co.uk/dna/place-lancashire/plain/A3770174
  3. http://spaceflight.nasa.gov/history/apollo/apollo_mission.swf
Esta es una excelente respuesta, gracias. Solo una aclaración: menciona que el motor SM se usó para la inyección translunar, pero creo que esto lo hizo el Saturn-IVB. Los motores SM se utilizaron para la inserción en la órbita lunar y la inyección trans-Tierra.
@mpv - Eso es correcto. Los motores SM no se utilizaron para TLI. La maniobra de TD&E ocurrió después de TLI. Los motores SM se utilizaron para correcciones a mitad de camino en el camino a la Luna (y, por supuesto, la inserción en la órbita lunar y la inyección trans-Tierra).
¿No fue una de las razones para rechazar la opción de dos lanzadores no solo el costo sino la complejidad de administrar y coordinar esencialmente dos misiones de lanzamiento para una misión de aterrizaje?
@AnthonyX Gemini 8 y Agena demostraron que era factible hacer una cita orbital. El problema es que... 1) solo el Saturno era lo suficientemente bueno como para llevar un SM/CM unido lleno para misiones lunares; 2) Solo el saturno fue capaz de transportar el LM completo, 3) la pila combinada permitió el viaje como una sola misión, 4) si hay 20 condiciones de aborto en un vuelo, son 400 en dos. O salir mal arruina la misión. 5) el emparejamiento en órbita es otra posible falla exclusiva del lanzamiento múltiple, 6) la conexión de los umbilicales probablemente habría necesitado EVA. Ir a 2 lanzadores no es sensato.
¿Qué estaba haciendo Iván?
@ikrase: Iván no iba a la luna, eso era lo que estaba haciendo... La Soyuz 7K-LOK no proporcionaba un túnel al módulo de aterrizaje LK ; el cosmonauta de aterrizaje habría tenido que transferirse al LK a través de EVA. Tanto el LOK como el LK serían empujados a la luna por el motor Blok D de cuarta etapa. Así que no hay transposición ni acoplamiento.
Un diseño plausible habría sido darle al LM un gran tanque de caída (o un par) para la quema de inserción en la órbita lunar y la quema de desorbitar, usando su propio motor. Para abordar el LEM se requeriría un EVA. Solo atracarías después de ascender desde la luna. (O tal vez no, pero EVA después de la cita suena como la opción más arriesgada).

Probablemente la razón más importante es que no querían hacer un agujero a través del escudo térmico, la misma razón por la que la Soyuz tiene el elemento de ascenso/descenso en el medio de la pila , en lugar de en la parte superior.

Pero el módulo Lunar no es muy robusto y probablemente necesitó refuerzos estructurales para su lanzamiento. Así que probablemente no hubiera funcionado bien sobre el módulo de comando. Habría hecho que el sistema de escape de lanzamiento sea mucho más difícil o más caro.

Por lo tanto, Soyuz es su contraejemplo en una escala mucho más pequeña.

¿Cortar un agujero a través del escudo térmico eliminaría el requisito de transposición? Creo que sería muy difícil conectar el CSM y el LM de esta manera, porque debajo del escudo térmico está el módulo de servicio y la boquilla enorme. El agujero en el escudo térmico ayudaría solo si el módulo de servicio estuviera debajo del LM, pero eso requeriría una maniobra de transposición aún más complicada (para liberar el LM y conectar el CM con el SM). La fuerza estructural del LM parece más plausible como razón, pero no estoy seguro de si esta fue la razón principal.
Había conexiones entre CM y SM, para energía eléctrica, señales de control, oxígeno y agua. Estas conexiones se realizaron a través del escudo térmico. Estas conexiones fueron cortadas justo antes del reingreso del CM por un ensamblaje de guillotina en el SM. No se cortó ningún orificio en el escudo térmico, pero el escudo térmico se construyó alrededor de las conexiones existentes. No fue posible separar temporalmente CM y SM.
Creo que estos fueron alrededor del escudo térmico, no a través de él.

Supongo... durante la misión se tuvo que cambiar el orden, para que el motor del módulo de servicio pudiera realizar la Inserción en la Órbita Lunar. ¿Es eso correcto?

Esa es una de las razones, pero no la única.

Antes de la maniobra TDE, los módulos no están conectados en absoluto. Después de la maniobra TDE, el CM y el LM se conectan entre sí a través de una esclusa de aire, por lo que los astronautas pueden moverse entre los dos sin tener que hacer un EVA. Esto elimina un procedimiento arriesgado y lento de la misión y hace que el viaje sea mucho más cómodo.

El Saturno V estaba equipado con un sistema de escape de lanzamiento. En caso de un mal funcionamiento peligroso durante el lanzamiento, había un cohete más pequeño en la parte superior del Saturno V que tenía el trabajo de arrastrar la cápsula de la tripulación lejos del resto del cohete.

Esto solo podía funcionar cuando la tripulación estaba en la parte superior del cohete. El LM solo podía albergar a dos miembros de la tripulación, por lo que todos los miembros de la tripulación debían estar en el módulo de comando durante el lanzamiento, por lo que el CM debía ser la parte superior de la carga útil.

No estoy seguro si te lo perdiste, pero Geoff ya menciona a LES. ¿Quizás podría encontrar alguna forma de ampliar su respuesta, puntos de contacto que Geoff aún no haya hecho? Creo que hay más que decir al respecto, incluso si algo es bastante obvio para la mayoría de nosotros. Por ejemplo, nadie describió aún por qué el CSM y el LM no estaban acoplados (o en condiciones de hacerlo) desde el principio. ¿O agregando algunos diagramas / fotos agradables que explican la maniobra, o algo completamente diferente?
La Soyuz también usa el sistema de escape de lanzamiento y no tienen a la tripulación en el módulo superior. Está el módulo orbital y debajo el módulo de aterrizaje con la tripulación. Sin embargo, si imagino el LM debajo de LES (y el CSM debajo de LM), eso parece un poco frágil. Entonces, otra opción sería mantener el CSM en la parte superior, pero instalarlo acoplado con el LM (la boquilla apuntando hacia arriba), conectarlo con el LES de alguna manera confiable y cubrirlo con un carenado aerodinámico. ¿Se consideró eso?
@mpv Tal vez esté leyendo mal su comentario (y, por supuesto, ha pasado un tiempo), pero cualquier configuración que no conecte el ET al CM incurriría en una penalización masiva por abortar por ET, lo que significa que el propio ET necesitaría más combustible, incurriendo en una penalización de masa para la primera etapa del lanzador (ya que IIRC, el ET se desechó antes del corte de la primera etapa; de lo contrario, incurriría en una penalización de masa también para las etapas posteriores). Además, dos cohetes con combustible completo, uno destinado a ser utilizado mientras el otro permanece o está muy cerca, me parece una configuración arriesgada. El orden de pila LM/SM/CM/ET no tiene ese problema.
@mpv: No es lo mismo en absoluto. El Suyuz no mantiene un km/s de combustible arriba en el módulo sobre el módulo de reentrada, por lo que no es tan pesado.
Razones detrás de la maniobra de "Transposición, acoplamiento y extracción"
RespuestasAquíPolítica de privacidad1y, 0v