Moteur de l'étage de remontée (Ascent Stage Engine)

Le sous-système de propulsion principal (Main Propulsion Subsystem ou MPS) se compose de deux sections de propulsion distinctes, complètes et indépendantes : la section de propulsion de descente et la section de propulsion de montée.

Au cours de toutes les missions lunaires habitées Apollo, un seul moteur était considéré comme si critique que même les modifications les plus insignifiantes ou mineures devaient être approuvées par la plus haute direction de la NASA.

Le rôle du moteur de remontée (ou d'ascension), aka Ascent Propulsion System pour APS ou LMAE pour Lunar Module Ascent Engine, est de renvoyer en toute sécurité les membres d'équipage vers le vaisseau mère à partir de la surface lunaire. Il est primordial qu'il fonctionne de façon satisfaisante à cet effet. Les moteurs (8096, 8247) de l'étage de fusée RM-81 Agena sont à son origine. Le système doit être aussi simple que possible pour renforcer sa fiabilité. Ainsi, la conception et le développement de l'APS sont principalement axés sur la simplicité et la fiabilité, tandis que les performances et la masse sont des considérations secondaires. Il est conçu pour être réallumable.

Le moteur ascentionnel est installé dans la section centrale de l'étage supérieur du LM ; il est incliné de sorte que son axe longitudinal soit décalé de 1,5° par rapport à l’axe X, dans la direction +Z. Son sommet, envellopé d'un capot, dépasse dans la cabine pressurisée. Construit par Bell Aerospace, c'est un moteur relativement simple : son alimentation en propergol est assurée par de l'hélium gazeux à haute pression stocké à température ambiante, ce qui signifie qu'il n'y a pas de pompe, de pièces mobiles et les commandes correspondantes. Il possède une chambre de combustion refroidie par ablation et non par régénération, ce qui permet d'éliminer la compléxité et la masse supplémentaire qui y sont liées. En utilisant une chambre de combustion refroidie par ablation il est possible également d'étendre les limites opérationnelles du rapport de mélange, de la température du propergol et de la pression de la chambre.

Une approche de conception extrêmement fiable, basée sur un seul moteur, sans accélérateur et sans cardan, a simplifié les exigences du système de contrôle du véhicule, ce qui améliore la fiabilité globale du système. Selon les premières études, la plupart des pannes du système de propulsion étaient causées par des problèmes de commandes, de vannes et de solénoïdes, plutôt que par des problèmes "d'injecteur" ou de chambre de poussée. Par conséquent, la redondance des composants sujets aux défaillances a été employée, dans la mesure du possible, afin d'accroître la fiabilité.

Vue générale du moteur d'ascension

Positions des différents éléments constituant le LMAE

Toutefois Bell Aerospace rencontra des difficultés avec l'instabilité de combustion. Rocketdyne a été finalement mis à contribution pour développer une plaque d'injection qui ne souffre pas de ce problème. La société entra en scène un peu tard, et il faudra attendre août 1968, après le vol du LM-1, pour que le moteur de Bell avec l'ensemble injecteurs de Rocketdyne ne soit complet. Cela signifie que ce moteur sera testé dans l'espace pour la première fois sur le module lunaire du vol Apollo 9.

La sélection des propergols repose en fonction de l'expérience acquise avec d'autres programmes, des points communs avec la conception du LM, des exigences en matière de stockage, de l'hypergolicité, des performances et de la densité.

L'APS reçoit l’alimentation principale en courant continu 28 volts et en courant alternatif 115 volts via les bus du Commandant et du Pilote du LM de l’EPS (Electrical Power Subsystem).
Les signaux provenant des transducteurs de pression et de température de l’APS, des capteurs de bas niveau et des interrupteurs indicateurs de position des vannes sont traités dans l’IS (Instrumentation Subsystem), puis transmis via le CS (Communications Subsystem) au MSFN (Manned Space Flight Network). L’IS traite également les signaux d’alerte et d’avertissement de l’APS.

Le EDS (Explosive Devices Subsystem) ouvre les vannes explosives de l’APS pour permettre la pressurisation des réservoirs de propergol.
La tuyauterie d’interconnexion entre les réservoirs de propergol de l’APS et les lignes d’alimentation des chambres de poussée du RCS (Reaction Control System) permet au RCS d’utiliser les propergols de l’APS pendant certaines phases de la mission, économisant ainsi la réserve de propergol du RCS.

Le GN&CS (Guidance, Navigation and Control Subsystem) émet des commandes automatiques d’allumage et d’extinction pour le moteur d’ascension. L’armement, l’allumage et l’arrêt du moteur d’ascension peuvent être initiés par l’équipement de guidage automatique (PGNS ou AGS) ou par les astronautes. Les commandes automatiques et manuelles sont envoyées aux assemblages de contrôle S&C (Stabilization and Control), qui assurent le contrôle séquentiel du staging du LM ainsi que les commandes d’allumage et d’extinction du moteur.

Le moteur d’ascension est armé manuellement en positionnant l’interrupteur ENG ARM sur ASC ou en appuyant sur le bouton-poussoir ABORT STAGE. (Chacune de ces actions coupe automatiquement le moteur de descente s’il est en fonctionnement.) Après avoir positionné l’interrupteur ENG ARM sur ASC (et après la pressurisation initiale des réservoirs de propergol), le moteur d’ascension peut être démarré manuellement en appuyant sur le bouton-poussoir START et arrêté en appuyant sur l’un des boutons-poussoirs STOP.

En cas de commande d’abandon alors que le moteur de descente fonctionne, les assemblages de contrôle S&C introduisent un délai avant de commander la séparation du LM et l’allumage du moteur d’ascension. Ce délai garantit que le moteur de descente a cessé de produire de la poussée avant la séparation.

Pour arrêter le moteur d’ascension après un démarrage en mode abandon, le bouton-poussoir ABORT STAGE doit être réinitialisé (appuyé une seconde fois) pour relâcher l’interrupteur. (Cette procédure est nécessaire car le bouton ABORT STAGE désactive le bouton STOP.) Les commandes manuelles priment sur celles émises par l’équipement de guidage automatique.

DESCRIPTION DU LMAE

Chambre de combustion et extention de la tuyère

La chambre de combustion se compose du carter moteur et de l'ensemble support ainsi que d'un ensemble de matériau ablatif (matériau ablatif phénolique, type Refrasil, isolé par un phénolique chargé d’amiante), qui comprend l'extension de tuyère. Les deux ensembles sont collés et verrouillés ensemble pour former une unité intégrale. L'ensemble composite polymère, qui assure le refroidissement ablatif de la chambre de combustion, se compose du matériau ablatif de la chambre, de l'isolant de la chambre, du matériau ablatif de l'extension de tuyère et d'un enroulement filamentaire structurel. Le matériau ablatif de la chambre s'étend de l'injecteur jusqu'à l'emplacement du rapport d'expansion 4.6:1. L'isolant de la chambre, situé entre le matériau ablatif et le boîtier, permet de maintenir la température de la paroi de la chambre dans les limites de conception.
Le matériau ablatif de l'extension de la tuyère s'étend du rapport d'expansion de 4.5:1 au plan de sortie de 45.6:1 et assure un refroidissement ablatif dans cette région. L'enroulement structurel de filaments de fibre de verre fournit un support structurel à l'assemblage en plastique et lie les sections de la chambre et de l'extension de la tuyère ensemble.

Bloc-vannes bi-ergols

Les conduites de comburant et de carburant pénètrent dans le bloc-vannes bi-ergols au niveau de l’interface avec l’ensemble moteur.
Le bloc-vannes est constitué de quatre blocs-vannes bi-ergols individuels agencés en série-parallèle, fournissant une capacité redondante d’ouverture et de fermeture de l’écoulement des ergols.

Chaque bloc-vanne se compose d’une vanne à boisseau sphérique d’arrêt du carburant et d’une vanne à boisseau sphérique d’arrêt du comburant, toutes deux rotatives sur un axe commun relié à la vanne pilote et à l’actionneur correspondant.
Les joints de l’axe et les cavités ventilées empêchent les ergols d’entrer en contact.

Des collecteurs de purge (ou évents) séparés évacuent tout ergol pouvant fuir au-delà des joints des vannes, ainsi que le carburant des actionneurs lorsque les vannes pilotes se ferment vers l’extérieur.

Module bloc-vannes du moteur

Vue en coupe du bloc-vannes

Les huit vannes d’arrêt s’ouvrent et se ferment simultanément et sont commandées par quatre vannes pilotes électromagnétiques non verrouillables, qui admettent le fluide d’actionnement vers les actionneurs.

Le package de vannes bi-ergols est donc une disposition série-parallèle hydraulique avec commande par pilote électro-solénoïde. Bien que le développement au niveau de la vanne soit satisfaisant, les essais de qualification moteur pour certifier la vanne pour le LM-1 révèlent des fuites des vérins hors spécifications. Ces fuites sont acceptables pour les vols sans équipage, mais des modifications de conception sont nécessaires pour les véhicules habités.

Lorsque les vannes bi-ergols sont exposées à long terme aux vapeurs de comburant, leurs paliers à aiguilles se corrodent, ce qui entraîne leur remplacement par des paliers à aiguilles en acier inoxydable. Les vérins carburant fuient à cause du torsionnement des joints toriques lors de l’opération de la vanne. Plusieurs vannes sur les moteurs de production chez le sous-traitant de secours sont rejetées. Il est ensuite déterminé que les exigences initiales sur les fuites sont trop strictes et que les vannes sont satisfaisantes sous des exigences plus réalistes.

La plaque d'injection

La plaque d'injection, ou ensemble injecteurs, comprend les conduites d’entrée des ergols, le collecteur et la chambre-réservoir de carburant, le collecteur de comburant, ainsi que la plaque d’orifices.

Comme le remplissage du collecteur et de la chambre-réservoir de carburant prend plus de temps, le comburant atteint la chambre de combustion environ 50 millisecondes avant le carburant, ce qui assure un allumage moteur régulier (les allumages riches en carburant provoquent parfois une détonation).
La plaque d'injection est conçue pour optimiser le mélange du carburant et du comburant et assurer la stabilité de combustion. La plaque d’orifices à orifices fixes utilise un déflecteur en Y et des cavités acoustiques périphériques pour atténuer les perturbations de combustion. Le déflecteur a un angle de 120° entre les branches et est refroidi par les ergols, qui pénètrent ensuite dans la chambre de combustion à travers des orifices situés sur les branches du baffle.

La face de la plaque d'injection est divisée en zones de combustion principales et zones de déflecteur :

• la zone principale utilise des doublets en collision (un carburant et un comburant) disposés en anneaux radiaux concentriques sur la face de l’ensemble injecteurs ;

• la zone de déflecteur (1,75" sous la face de l’ensemble injecteurs) utilise des doublets en collision placés à un angle par rapport au rayon de la face de l’ensemble injecteurs.

La paroi de la chambre de combustion est refroidie par pulvérisation de carburant contre elle via des orifices inclinés disposés autour du périmètre de l’ensemble injecteurs.

Version finale de la palque d'injection équipant le moteur d'ascension

L’ensemble injecteurs est développé et produit par la Rocketdyne Division de North American Aviation, qui prend en charge la version finale après modifications des premiers prototypes conçus par Bell Aerosystems Company. Cette version équipe tous les moteurs d’ascension des missions Apollo.

Petite histoire.. Bell livre trois configurations prototypes d'ensembles injecteurs pour fabrication : une à grille triplet alterné, une combinant grille triplet et configuration radiale, et une radiale‑triplet. Les trois utilisent un doublet de protection ("barrière" formée de deux jets d’ergols, combustible et comburant) pour le refroidissement de la chambre. À l’été 1964, la plaque d'injection à configuration radiale‑triplet est sélectionnée pour les développements ultérieurs en raison de sa compatibilité avec la chambre de poussée refroidie par ablation. Sa configuration est rapidement modifiée pour augmenter le rapport mélange carburant-barrière afin d’obtenir de meilleures performances tout en maintenant la compatibilité avec la chambre de poussée. À l’automne 1964, le NASA Manned Spacecraft Center (MSC) clarifie les critères de stabilité de combustion et augmente le temps de combustion continu à 460 secondes en raison de l’augmentation de la masse du Lunar Module. Ces critères de stabilité de combustion constituent une exigence totalement nouvelle. Les essais de stabilité de combustion sur la plaque d'injection sans déflecteur sont retardés par un manque d’instrumentation. Fin janvier 1965, la plaque d'injection sans déflecteur est jugée instable selon ces nouveaux critères et une configuration munie de déflecteur est proposée. Bell étudie plusieurs configurations de déflecteur. En s’appuyant sur l’expérience acquise avec le moteur de descente, un déflecteur refroidi par flux traversant est sélectionné, malgré plusieurs événements d’instabilité de combustion lors des essais par détonation de la chambre de combustion (“bomb testing”). Bell attribue ces événements à des défaillances matérielles, à une chambre de test située de façon irréaliste dans le col de la chambre de poussée et à un entrefer entre le déflecteur et la chambre. Bell émet l’hypothèse qu’une chambre refroidie par ablation aidera à atténuer les oscillations de combustion. Deux nouvelles versions avec déflecteur sont conçues, mais des problèmes de fabrication entraînent un retard de six à sept mois. Afin de respecter le planning, Bell livre les deux conceptions de plaque d'injection pour production avant qu’aucune ne soit testée à feu réel. La plaque d'injection de production érode le matériau ablatif de la chambre près de l’interface injecteurs‑chambre lors de son premier tir. Bell modifie les orifices de barrière, ce qui réduit mais n’élimine pas l’érosion. Lors de la qualification du moteur, pendant les essais de calibration du comburant et du carburant, des instabilités de combustion apparaissent lorsque la chambre refroidie par ablation est soumise à des essais par détonation (“bomb test”). Le moteur est involontairement autorisé à continuer à fonctionner en mode instable jusqu’à ce que des dommages étendus à la plaque d'injection surviennent, rendant impossible de déterminer si le matériel était défectueux avant l’instabilité ou si l’instabilité a causé ces dommages. On conclut à tort que les instabilités résultent d’une défaillance matérielle. Bell élabore un plan pour étudier la capacité du moteur à supporter de façon stable les perturbations de combustion et pour caractériser les instabilités observées. Cependant, un manque de composants matériels ralentit l’avancement du plan. Quand une instabilité de combustion survient lors d’un essai de chambre refroidie par ablation, la NASA conclut que la plaque d'injection est insatisfaisante. Plus tard, une instabilité spontanée survient 290 secondes après le début d’un tir d’acceptation, illustrant une fois de plus l’insuffisance du design de l’ensemble injecteurs. Bell procède à de nombreuses modifications de celui-ci dans sa tentative de le rendre stable, mais il faut un second contractant pour résoudre véritablement le problème. La NASA réalise qu’elle a un problème de stabilité avec le moteur d’ascension du LM et en juin 1967 publie une demande de propositions pour un contractant pouvant fournir un ensemble d’injecteurs de rechange stable, la qualification du moteur et l’assemblage final du moteur. Une proposition soumise par la Rocketdyne Division de North American Rockwell, Canoga Park, Californie, se concentre fortement sur la stabilité et un design supérieur du déflecteur. Celui de Rocketdyne doit être compatible avec les autres composants du moteur développés par Bell. Le MSC et Grumman gèrent le contrat Rocketdyne, qui concerne la conception, le développement et la qualification d’un moteur d’ascension du LM. Rocketdyne propose la meilleure capacité de fabrication, utilisant la soudure par faisceau d’électrons et l’usinage par électroérosion (EDM) pour le perçage des orifices de l’ensemble injecteurs. Rocketdyne a développé vers 1965 un petit moteur financé en interne qui comporte un écart annulaire entre l’ensemble injecteurs et la paroi de la chambre. Cela est fait pour accommoder les différents coefficients d’expansion de l’injecteur en acier inoxydable et de la chambre de poussée en béryllium, mais cela améliore accidentellement la stabilité de combustion. Rocketdyne utilise des parois très courtes pour segmenter l’écart annulaire en sections, appelées cavités acoustiques. Les ingénieurs ne savent pas exactement pourquoi ces cavités améliorent la stabilité, mais l’analyse révèle que les cavités acoustiques forment un résonateur de Helmholtz qui perturbe l’instabilité. Rocketdyne inclut ce concept dans sa proposition, ce qui aide à vendre le programme à la NASA. Rocketdyne soumet sa proposition en juin 1967 et, s’attendant à gagner, commence immédiatement la fabrication des pièces. Le contrat est attribué en juillet 1967, le feu vert est donné en août, et le premier essai de l'ensemble injecteurs a lieu le 7 septembre 1967. Les tests de qualification du système s’achèvent le 11 juillet 1968 et Rocketdyne obtient le contrat global du LMAE le 28 septembre 1968, accomplissant en un peu plus d’un an ce que Bell n’a pas pu réaliser en quatre. Le nouveau design de la palque d'injection de Rocketdyne est une unité plate à plusieurs anneaux avec déflecteur, collecteurs d’alimentation intégrés et cavités acoustiques. Trois patrons d’orifices candidats pour l’ensemble injecteurs sont étudiés : • un triplet, composé de deux flux de carburant s’entrechoquant sur chaque flux de comburant ; • un doublet « unlike », dans lequel un flux de comburant s’entrechoque sur chaque flux de carburant ; • un doublet mixte, dans lequel le mélange comburant/carburant résulte secondairement de l’entrechoquement carburant‑carburant et comburant‑combustible. Le doublet « unlike » est sélectionné pour la production en raison de ses performances, de sa compatibilité et de ses marges de stabilité. Des modifications mineures du refroidissement par film du carburant dans le design à doublet « unlike » optimisent les performances et la compatibilité ablatif tout en maintenant une large marge de stabilité de combustion. Lors des essais par détonation, une instabilité de combustion entraîne de graves dommages à la face de l’ensemble injecteurs ; une modification dite de « centre adouci », qui ferme six des neuf ensembles d’impacts situés au centre de l’injecteur, réduit la densité de charge centrale et limite la quantité de propergol disponible pour les ondes de combustion radiales destructrices. Le design final de la palque d'injection intègre une grille filtrante en tissu métallique tissé à l’entrée, qui protège les orifices de l’ensemble injecteurs contre toute contamination en retenant toutes les particules. Cependant, la capacité de ce filtre à retenir les contaminants n’est pas compatible avec les niveaux potentiels de contamination des réservoirs de propergol, ce qui conduit à l’adoption d’un filtre d’entrée renforcé d'une armature, plus efficace, avec une chute de pression moindre en cas de contamination pour les véhicules d’atterrissage lunaire. Tim Harmon travaille chez Rocketdyne depuis seulement quatre ans lorsque l’opportunité du moteur d’ascension du LM (LMAE) se présente. Il dirige non seulement le rigoureux programme d’essais du LMAE, mais participe ensuite à dix autres campagnes de développement de moteurs, y compris les moteurs de contrôle d’attitude du module de commande, avant de prendre sa retraite après 41 ans de carrière. Rocketdyne comprend que pour corriger rapidement l’injecteur, le programme doit être un effort intégré reposant sur une équipe comprenant ingénierie, ingénierie de développement, conception, inspection, essais et personnel qualité, en collaboration avec la NASA et Grumman. L’équipe travaille 24 h/24 et 7 j/7 pour respecter le calendrier. Tim Harmon supervise les tests de stabilité, avec deux équipes de testeurs de stabilité et une troisième équipe chargée de nettoyer et préparer la journée suivante. Pour démontrer la faisabilité du design, 12 plaques d'injection sont construites et soumises à 872 tests, dont 302 tests de stabilité de combustion et 23 078 secondes de temps de test. Le programme de vérification du design comprend 4 systèmes moteur, des tests environnementaux, 209 tirs à chaud et 5 706 secondes de test. Les essais de qualification incluent 6 systèmes moteur, 308 tirs à chaud et 14 787 secondes de test. Un autre problème du programme est l’érosion de la chambre de combustion, généralement résolue en utilisant une partie du carburant pour le refroidissement par film de la paroi de la chambre de poussée. Cependant, cette méthode réduit les performances. Rocketdyne découvre que l’érosion ablatif de la chambre de poussée se produit toujours dans la même zone et réserve habilement le refroidissement par film uniquement à cette zone. Une fois le moteur opérationnel, la NASA souhaite réduire sa masse pour ramener davantage de roches lunaires. L’équipe de Tim Harmon réduit la masse du moteur de 77,6 kg (171 lb) de 13,6 kg (30 lb), soit une réduction très significative de 15 %. Selon Harmon, Bell apporte une aide précieuse pour faire avancer le LMAE ; Rocketdyne est responsable de l’ensemble injecteurs et de l’assemblage final, mais Bell gère les vannes et la chambre de poussée. L’équipe de développement de Bell souffre du manque d’instrumentation et d’installations d’essai, ce qui entraîne quelques impasses. Rocketdyne, organisation beaucoup plus importante, peut engager nettement plus de ressources pour résoudre les problèmes. Le moteur LMAE Bell/Rocketdyne fonctionne parfaitement lors des six atterrissages lunaires, ainsi que de nombreuses autres fois lors des essais en vol spatial.

LES RÉSERVOIRS DE PROPERGOLS

L’alimentation en ergols est assurée par deux réservoirs sphériques en titane fabriqués par Aerojet General Corporation. Les réservoirs sont de taille et de construction identiques, mais l’un contient le carburant tandis que l’autre contient le comburant. Leur probabilité de défaillance doit être inférieure à deux sur un million. les réservoirs subissent 34 opérations d'atelier majeures. Les deux demi-coques sont usinées à partir d'ébauches forgées de 38 mm d'épaisseur jusqu'à une épaisseur de 0,89 mm, soit moins qu'une pièce de 10 centimes. Après usinage, les demi-coques sont soudées automatiquement dans une chambre à vide spéciale. La sphère est ensuite soumise à des températures allant jusqu'à 950°C dans un four électrique afin de réduire les contraintes accumulées dans le métal lors de l'usinage et du soudage. Un diffuseur d’hélium, installé à l’orifice d’admission de chaque réservoir, réparti uniformément l’hélium de pressurisation à l’intérieur du réservoir.
Un dispositif anti-vortex cruciforme en titane, placé à la sortie de chaque réservoir, empêche l’ergol de tourbillonner vers l’orifice de sortie et d’entraîner de l’hélium dans la conduite d’alimentation du moteur.

Chaque sortie de réservoir est également équipée d’un dispositif de rétention de l’ergol, lui aussi en titane, qui permet un écoulement libre de l’ergol hors du réservoir sous pressurisation normale, mais bloque tout retour de l’ergol vers le réservoir en conditions de microgravité ou de gravité négative. Cette configuration garantie que l’hélium ne pénètre pas dans la conduite d’ergol lorsque le moteur ne fonctionne pas, et élimine toute possibilité de dysfonctionnement du moteur dû à l’ingestion d’hélium.

Un capteur de bas niveau, installé dans chaque réservoir à environ 112 mm (≈4,4 in) au-dessus du fond du réservoir, fournit un signal discret qui allumait un voyant d’alerte dans la cabine du LM lorsque l’ergol restant dans l’un ou l’autre réservoir (19,5 kg/43 lb de carburant, 31,3 kg/69 lb de comburant) correspondant à environ 10 secondes de fonctionnement avant épuisement. Des transducteurs permettent aux astronautes de surveiller la température des ergols et la pression de l’espace gazeux (ullage).

L’écoulement sortant de chaque réservoir de propergols se divise en deux voies.
La voie principale achemine chaque ergol à travers un orifice de calibrage et un filtre, jusqu’aux vannes d’arrêt des ergols situées dans l’ensemble moteur.
L’orifice de calibrage fournit une pression d’admission moteur de 165 psia, nécessaire à une utilisation correcte des ergols.

La voie secondaire relie le système d’alimentation en propergols de l’étage de remontée au RCS.
Une conduite dérive du circuit carburant de l’interconnexion du RCS et passe à travers deux électrovannes d’isolement des actionneurs montées en parallèle, puis aboutit aux vannes pilotes du moteur.

Section pressurisation

Avant le premier démarrage du moteur d’ascension, les réservoirs d’ergols doivent être entièrement pressurisés à l’hélium gazeux. Cet hélium est stocké dans deux réservoirs identiques à une pression nominale de 21,03 MPa (3 050 psia) et à une température de 21,1°C (+70 °F). Une vanne pyrotechnique située à la sortie de chaque réservoir d’hélium empêche l’hélium de quitter les réservoirs jusqu’à peu avant la première utilisation du moteur d’ascension. Pour ouvrir les circuits d’hélium vers les réservoirs d’ergols, les astronautes déclenchent normalement simultanément six vannes pyrotechniques : deux vannes d’isolement d’hélium et quatre vannes de compatibilité ergols (deux montées en parallèle pour assurer la redondance sur chaque circuit de pressurisation). Avant de déclencher les vannes pyrotechniques, les astronautes vérifient la pression dans chaque réservoir d’hélium. Si l’un des réservoirs indique une pression anormalement basse (indiquant une fuite), ils peuvent exclure la vanne pyrotechnique d’isolement correspondante de la commande de mise à feu. Cela permet d’isoler le réservoir défectueux du système de pressurisation et d’éviter toute perte d’hélium par le réservoir fuyard via la conduite d’interconnexion d’hélium.

En aval de la ligne d’interconnexion, l’hélium s’écoule vers les circuits de régulation primaire et secondaire. Chacun comprend un filtre, une électrovanne normalement ouverte et deux régulateurs de pression montés en série. Les deux régulateurs situés en aval sont réglés à une pression de sortie légèrement supérieure à celle des régulateurs amont ; de plus, le couple de régulateurs du circuit primaire délivre une pression de sortie légèrement plus élevée que celui du circuit secondaire (redondant).

Cette configuration provoque le verrouillage (lock-up) des régulateurs du circuit redondant une fois les réservoirs d’ergols pressurisés, tandis que le régulateur amont du circuit primaire maintient les réservoirs à leur pression nominale de 184 psia (≈ 1,27 MPa).

• Si l’un des régulateurs du circuit primaire se bloque en position fermée, les régulateurs du circuit redondant assurent la pressurisation des réservoirs d’ergols.

• Si un régulateur amont se bloque en position ouverte, le contrôle de pression est assuré par le régulateur aval du même circuit.

• Si les deux régulateurs d’un même circuit se bloquent en position ouverte, la pression dans le collecteur d’hélium dépasse la limite admissible de 220 psia (≈ 1,52 MPa), ce qui provoque l’allumage d’un voyant d’alerte.

Ce signal avertit les astronautes qu’ils doivent identifier les régulateurs bloqués ouverts et fermer l’électrovanne d’isolement d’hélium du circuit défaillant afin de rétablir la pression nominale.

En aval des régulateurs, un collecteur répartit l’hélium vers deux circuits d’écoulement :
— l’un alimente le réservoir de comburant ;
— l’autre, le réservoir de carburant.

Dans chaque circuit, un ensemble quadruple de clapets anti-retour, disposés en série-parallèle, isole les composants amont des vapeurs d’ergols corrosives. Ces clapets empêchent également toute action hypergolique potentielle dans le collecteur commun, susceptible de résulter du mélange d’ergols ou du reflux de vapeurs en provenance des réservoirs. Immédiatement en amont des réservoirs de carburant et de comburant, chaque circuit d’hélium comprend un ensemble disque de rupture – soupape de décharge destiné à protéger les réservoirs contre toute surpression. Cet ensemble évacue toute pression excédant environ 245 psia (≈ 1,69 MPa) et rétablit l’étanchéité du circuit après dissipation de la surpression. Un neutraliseur de poussée élimine la poussée unidirectionnelle générée par l’éjection du gaz.

Section d'alimentation en ergols

Le système de propulsion d’ascension comprend un réservoir de comburant et un réservoir de carburant. Des transducteurs installés dans chaque réservoir permettent aux astronautes de surveiller la température des ergols et la pression d’ullage. Un voyant d’alerte, activé par un capteur de bas niveau dans chaque réservoir, avertit les astronautes lorsque la quantité d’ergols restante est suffisante pour seulement 10 secondes de fonctionnement moteur.

L’hélium s’écoule vers la partie supérieure des réservoirs d’ergols, où des diffuseurs le répartissent uniformément dans le volume d’ullage. Le débit sortant de chaque réservoir d’ergols se divise en deux circuits. Le circuit principal achemine chaque ergol, à travers un orifice calibré et un filtre, vers les vannes d’arrêt d’ergols situées dans l’ensemble moteur. L’orifice calibré fournit une pression d’entrée moteur de 170 psia (≈ 1,17 MPa) pour assurer une utilisation correcte des ergols.

Le circuit secondaire relie l’alimentation en ergols d’ascension au système de contrôle d’attitude (RCS). Cette interconnexion permet au RCS de brûler les ergols d’ascension, à condition que les réservoirs d’ascension soient pressurisés et que le moteur d’ascension ou de descente soit en fonctionnement lors de la mise à feu des propulseurs RCS.
Une conduite se dérive de la ligne carburant de l’interconnexion RCS et conduit à deux électrovannes d’isolement d’actionneur montées en parallèle. Cette conduite achemine le carburant vers les vannes pilotes du moteur, lesquelles commandent les vannes d’arrêt d’ergols.

Ensembles régulateurs de pression d’hélium

Chaque ensemble régulateur de pression d’hélium comprend deux régulateurs de pression individuels montés en série.

Le régulateur aval fonctionne de la même manière que le régulateur amont ; toutefois, il est réglé pour fournir une pression de sortie plus élevée, de sorte qu’il constitue une unité secondaire ne prenant le contrôle que si le régulateur amont (unité primaire) se bloque en position ouverte.

Chaque régulateur de pression se compose d’un étage principal à détection directe et d’un étage pilote. La vanne de l’étage principal est commandée par la vanne de l’étage pilote, laquelle détecte de faibles variations de la pression de sortie du régulateur et les convertit en variations proportionnellement plus importantes de la pression de commande. Une augmentation de la pression de sortie réduit le débit délivré par la vanne pilote, ce qui diminue l’écoulement vers la chambre de l’étage principal.
Une augmentation de la demande en aval entraîne une diminution de la pression de sortie ; cette baisse tend à ouvrir la vanne pilote. L’augmentation résultante de la pression de commande provoque l’ouverture du clapet de l’étage principal, satisfaisant ainsi la demande accrue en aval.

Un limiteur de débit situé à la sortie de la vanne de l’étage principal de l’unité secondaire restreint le débit maximal à travers l’ensemble régulateur à 5,5 lb/min d’hélium par minute ( ≈ 2,49 kg/min), afin de protéger les réservoirs d’ergols en cas de défaillance du régulateur en position ouverte. Le filtre placé à l’entrée de l’unité primaire empêche les particules susceptibles de provoquer des fuites excessives en régime de verrouillage (lock-up) d’atteindre l’ensemble régulateur.

Les limitations et restrictions opérationnelles de l’APS

Elles sont les suivantes :

• La pression des réservoirs d’ergols avant la pressurisation doit être comprise entre 62 et 205 psia (environ 4,28 à 14,14 bar). Si ces limites sont dépassées pendant un chargement dynamique, une défaillance structurelle des réservoirs d’ergols peut en résulter, entraînant la perte du LM.

• La température globale des ergols avant le démarrage du moteur d’ascension doit être comprise entre +10 °C et +32 °C (correspondant à +50° à +90 °F). Si les limites de température sont dépassées, les performances du moteur seront dégradées.

• Avant les démarrages du moteur d’ascension (sauf FITH avec combustion DPS), les propulseurs RCS de l’axe +X doivent être mis à feu afin d’établir l’ullage des réservoirs (plaquage des ergols au fond des réservoirs), de stabiliser les ergols en conditions d’apesanteur et d’empêcher l’hélium de pénétrer dans les conduites d’interconnexion du RCS. Des ergols non stabilisés ou insuffisamment stabilisés peuvent entraîner des démarrages irréguliers ou instables susceptibles de conduire à une défaillance du moteur.

• Pendant une combustion habitée uniquement, il est souhaitable que le moteur d’ascension soit arrêté avant que les ergols ne soient épuisés jusqu’à ne laisser que 10 secondes de temps de combustion restant. Le fonctionnement du moteur peut devenir irrégulier lors de l’épuisement des ergols.

• L’APS ne doit pas rester pressurisé plus de 24 heures avant la fin prévue de son utilisation. Si cette limite est dépassée, les ensembles régulateurs de pression dépasseront leur durée qualifiée d’exposition aux ergols.

• En mode blow-down (fonctionnement sans régulation de pression), il n’est pas souhaitable de faire fonctionner le moteur d’ascension lorsque la pression de chambre est descendue en dessous de 7,72 bar (112 psia). À une pression inférieure à 7,72 bar, la mise à feu doit être interrompue à moins que le fonctionnement du moteur ne soit critique pour le succès de la mission.

Le saviez-vous ?? Comme indiqué précédemment Le système de propulsion d’ascension (ou « APS ») du LM Apollo a été soumis à des essais statiques avant le vol. Une partie de ces essais a été réalisée au Reno Field Laboratory, à Reno, Nevada. L’installation comprenait un banc d’essai à double position avec capacité de vide partiel, initialement développé avec l’implication de l’United States Air Force. La NASA utilisa l’une des positions dans le cadre d’accords contractuels pour les essais du moteur d’ascension.
Ces essais produisaient un ensemble de valeurs de performance appelées « Tag Values » (valeurs étiquetées). Elles comprenaient notamment :

• la poussée moyenne du moteur dans le vide,

• l’impulsion spécifique moyenne dans le vide,

• les débits de carburant et de comburant aux conditions d’entrée standard,

• ainsi qu’un relevé des dispositifs appelés « orifices de réglage » (trim orifices) qui étaient installés.

Ces orifices étaient sélectionnés individuellement afin d’ajuster le rapport comburant/carburant nominal du moteur. Les Tag Values étaient consignées dans le carnet de bord moteur (Engine Logbook) et suivaient l’article de vol concerné. Cette pratique était courante pour les moteurs de vol produits par Rocketdyne.

En résumé :

• White Sands Missile Range → qualification système, essais longs intégrés, certification finale.

• Reno (Rocketdyne) → essais d’acceptation moteur, développement, stabilité de combustion et travaux correctifs.

Sources, documents PDF : Apollo Experience Report "Ascent Propulsion System" TN D-7082 de Humphries, Clarence E. et Reuben E. Taylor (Houston, Texas : NASA Manned Spacecraft Center Mar 1973) ; "Apollo Lunar Module News Reference" de Hoagland, Richard. (Bethpage, New York: Public Affairs, Space, Grumman Aerospace Corporation, 1971) ; Remembering the Giants: Apollo Rocket Propulsion Development (Washington, DC: NASA, 2009) ; "Apollo Operations Handbook, Block II Spacecraft, Volume 1: Spacecraft Description 5M2A-03-BLOCK II" (Houston, Texas: Manned Spacecraft Center, 15 Oct 1969) ; "Lunar Module LM-10 through LM-14 Vehicle Familiarization Manual LMA790-2" (Bethpage, New York: Grumman, 1 Nov 1969). Textes traduits de l'anglais par Paul Cultrera, tous droits réservés.