Die Apollo-Mondlandefähre LM verwendete die gleiche Kraftstoff-/Oxidationsmittel-Kombination ( Aerozine 50 -Kraftstoff / Stickstofftetroxid (N2O4)-Oxidationsmittel) sowohl für die Triebwerke der Abstiegs- als auch für die Aufstiegsstufe und das Reaktionssteuerungssystem. Diese Kombination wurde auch für den Motor des Servicemoduls SM verwendet.
Das Reaktionssteuerungssystem des SM verwendete das gleiche Oxidationsmittel, aber den anderen Brennstoff Monomethylhydrazin MMH. Das Command Module CM verwendete auch MMH.
Beide Brennstoff/Oxidationsmittel-Kombinationen sind hypergolische und nicht kryogene lagerfähige Flüssigkeiten. Was war der Grund, zwei verschiedene Kraftstoffe für den SM zu wählen?
Dies ist besonders interessant, wenn man bedenkt, dass das Servicemodul und LM RCS dieselbe Triebwerkshardware (Marquardt R-4D) verwendeten. Die R-4D wurde ursprünglich für MMH entwickelt und flog zuerst auf Lunar Orbiter 1 :
Marquardt experimentierte mit einer Vielzahl von flüssigen speicherbaren Treibmitteln. Sie wählten NTO und MMH für ihre Triebwerke aus. Allerdings führten behördliche Auflagen dazu, dass Marquardt auch Aerozine 50 verwendete... In den letzten Jahrzehnten lernte Marquardt, das gleiche Triebwerk mit mehreren verschiedenen Treibmitteln zu verwenden, nämlich Hydrazin, UDMH, MMH oder einer Mischung aus diesen.
Beide Kraftstoffe liefern nahezu identische spezifische Impulse; Aerozine-50 ist ein paar Prozent dichter als MMH , würde also bei gleichem Volumenstrom etwas mehr Schub erzeugen, aber diese Art von marginalem Leistungsunterschied wäre für die RCS-Triebwerke keine Überlegung gewesen.
MMH hat einen viel niedrigeren Gefrierpunkt (-52ºC) als Aerozine-50 (-7ºC). (Aerozin wurde für die Titan II entwickelt, eine Interkontinentalrakete, die normalerweise in beheizten Silos stationiert ist, daher war ihr Dichteimpulsvorteil wichtiger als ihr thermischer Bereich.)
Das LM könnte Kraftstoff zwischen dem Aufstiegsmotor und den RCS-Tanks hin und her pumpen, was einige Notfalloptionen bot, aber es würde nur sehr wenige Situationen geben, in denen dies notwendig oder nützlich wäre.
Wenn ich raten müsste, würde ich sagen, dass der Gefrierpunkt MMH im Allgemeinen vorzuziehen machte, aber dass die LM-Designer eine einzige Art von Kraftstoff bevorzugten – denken Sie daran, dass CSM und LM von verschiedenen Auftragnehmern (nordamerikanisch bzw. Grumman) mit entwickelt wurden unterschiedliche Engineering-Prioritäten. Ich habe in Kellys Buch über die LM keinen Einblick in die Kraftstoffauswahl gefunden .
Die Entscheidung, unterschiedliche Treibstoffe für das Haupttriebwerk und das RCS zu verwenden, wurde getroffen, bevor Auftragnehmer beauftragt wurden , als verschiedene NASA-Zentren Machbarkeitsstudien durchführten. Zu dieser Zeit sollte der Missionsmodus ein direkter Abstieg zum Mond in einem Raumschiff sein. Als Hauptantrieb wurden Feststoffraketenmotoren erwartet!
4.4.7.1 Dienstantriebssystem. Frühe Anforderungen an das Servicemodul umfassten Nonius- und Hauptantriebssysteme für ein direktes Mondlandeprofil. Das Hauptantriebssystem sollte aus mehreren identischen Feststoffmotoren bestehen , die Schub für den translunaren Abbruch und den Mondaufstieg liefern würden. Ein separates Modul sollte entworfen werden, das für den Endabstieg sorgen würde. Diese Anforderungen wurden Anfang 1962 geändert, um einen einzigen Servicemodul-Motor zu spezifizieren. Für das neue System, das eine oder mehrere Schubkammern umfassen könnte, sollten erdspeicherbare flüssige hypergolische Treibmittel verwendet werden. Das Dienstantriebssystem sollte in der Lage sein, einen Abbruch nach dem Abwurf des Start-Fluchtsystems, einen Start von der Mondoberfläche und Kurskorrekturen während der Rückkehr zur Erde zu ermöglichen.
Dies wird auch in The Apollo Spacecraft: A Chronology bestätigt :
Die Gruppe für Bordantriebe überprüfte die Arbeit der drei Auftragnehmer an den Apollo-Machbarkeitsstudien. Zu den Studien, die von den NASA-Zentren durchgeführt wurden und über die bei diesem Treffen berichtet wurde, gehörten: eine STG -Überlegung eines reinen Festbrennstoff-Antriebssystems für einen Umlauf um den Mond, Bestimmung der Anforderungen an das Mittelkurs- und Abbruch-Antriebssystem basierend auf Saturn-Trajektorien (MSFC), experimentelle Bewertung in der Schwerelosigkeit von Ausstoßtaschentechniken für kryogene Treibstoffe (Lewis), Analyse und Experimente an Feststoffraketenmotoren mit sehr hohem Massenanteil (Langley), Methoden zur Erreichung einer Schubvektorsteuerung durch sekundäre Injektion von Gasen und die Konstruktion eines hochzuverlässigen und vielseitigBipropellant-Raumfahrzeugtreibstoffsystem unter Verwendung von Wasserstofftetroxid und Hydrazin oder Hydrazinderivaten (JPL) und ein Vertrag zur Prüfung der Hardwareanforderungen für Weltraummissionen und Mondlandungen (NASA-Hauptquartier).
Am 27. November 1961 wurde der Hauptantrieb auf einen noch nicht spezifizierten hypergolischen Treibstoff umgestellt. Die RCS-Entwicklung ging jedoch bereits auf einem separaten Weg voran:
Ein einmotoriges Servicemodul-Antriebssystem würde die früheren Nonius- und Missionsantriebssysteme ersetzen. [...] Erdspeicherbare, hypergolische Treibmittel würden von dem neuen System verwendet, das Kammern mit einem oder mehreren Schubkräften mit einem Schub-zu-Gewicht-Verhältnis von mindestens 0,4 für alle in Betrieb befindlichen Kammern umfassen würde (basierend auf dem Mond Startkonfiguration) und würde ein unter Druck stehendes Treibmittelzufuhrsystem haben.
Die Reaktionssteuerungssysteme für die Kommando- und Servicemodule würden nun jeweils aus zwei unabhängigen Systemen bestehen, die beide in der Lage sind, die gesamten Drehmoment- und Treibmittelanforderungen zu erfüllen. Der Brennstoff wäre Monomethylhydrazin und das Oxidationsmittel wäre eine Mischung aus Stickstofftetroxid und Distickstoffoxid.
Der Wechsel zu einem Mondorbital-Rendezvous fand erst am 11. Juli 1962 statt. Bis dahin war zu viel Arbeit in die beiden Triebwerkssysteme gesteckt worden, um eine Konsolidierung ihres Treibstoffs zu rechtfertigen.
SF.