Velitelský a servisní modul Apollo - Apollo command and service module - Wikipedia

Velitelský a servisní modul Apollo

Apollo CSM Usilovat na měsíční oběžné dráze během Apollo 15
Výrobce	Severoamerické letectví Severoamerický Rockwell
Návrhář	Maxime Faget
Země původu	Spojené státy
Operátor	NASA
Aplikace	Posádka cislunární let a měsíční oběžná dráha Skylab raketoplán posádky Zkušební projekt Apollo-Sojuz
Specifikace
Typ kosmické lodi	Kapsle
Navrhněte život	14 dní
Odpalovací mše	Oběžná dráha Země 32 390 lb (14 690 kg) 63 800 lb (28 800 kg) Lunární
Suchá hmota	26 900 lb (11 900 kg)
Kapacita užitečného zatížení	1020 kg
Kapacita posádky	3
Objem	218 krychlových stop (6,2 m3)
Napájení	Palivové články
Režim	Nízká oběžná dráha Země Cislunární prostor Měsíční oběžná dráha
Rozměry
Délka	36,2 stop (11,0 m)
Průměr	3,8 m
Výroba
Postavení	V důchodu
Postavený	35
Spuštěno	19
Provozní	19
Selhalo	2
Ztracený	1
První spuštění	26 února 1966 (AS-201 )
Poslední spuštění	15. července 1975 (Apollo-Sojuz )
Poslední odchod do důchodu	24. července 1975
Související kosmická loď
Letěl s	Lunární modul Apollo
Konfigurace
Diagram CSM Apollo Block II ← Kosmická loď Gemini Orion (kosmická loď) →

The Velitelský a servisní modul Apollo (CSM) byla jednou ze dvou hlavních složek Spojených států Kosmická loď Apollo, který se používá pro Program Apollo, který přistál astronauty na Měsíc mezi lety 1969 a 1972. CSM fungovala jako mateřská loď, která nesla posádku tří astronautů a druhou kosmickou loď Apollo, Lunární modul Apollo, na oběžnou dráhu měsíce a přivedli astronauty zpět na Zemi. Skládal se ze dvou částí: kónického velitelského modulu, kabiny, ve které byla umístěna posádka a nesl vybavení potřebné pro atmosférický reentry a postříkání; a válcový servisní modul, který zajišťoval pohon, elektrickou energii a skladování různých spotřebních doplňků požadovaných během mise. An pupeční spojení přenášené energie a spotřebního materiálu mezi těmito dvěma moduly. Těsně před reentry velitelského modulu při návratu domů bylo přerušeno pupeční spojení a servisní modul byl odhozen a ponechán hořet v atmosféře.

CSM byl vyvinut a vytvořen pro NASA podle Severoamerické letectví počínaje listopadem 1961. Původně byl navržen tak, aby přistál na Měsíci na vrcholu přistávací raketové scény a vrátil všechny tři astronauty na přímý výstup mise, která by nepoužila samostatný lunární modul, a neměla tedy žádná opatření pro dokování s jinou kosmickou lodí. To, spolu s dalšími požadovanými konstrukčními změnami, vedlo k rozhodnutí navrhnout dvě verze CSM: Blok I měl být použit pro neosádkové mise a jediný let na oběžné dráze Země (Apollo 1 ), zatímco pokročilejší Block II byl navržen pro použití s ​​lunárním modulem. Let Apolla 1 byl zrušen po palba v kabině zabila posádku a zničila jejich velitelský modul během zkoušky zkoušky zahájení. Opravy problémů, které způsobily požár, byly aplikovány na kosmickou loď Block II, která byla použita pro všechny vesmírné lety s posádkou.

Do vesmíru bylo vypuštěno devatenáct CSM. Z nich devět přeletělo lidi na Měsíc v letech 1968 až 1972 a další dva provedli zkušební lety s posádkou nízká oběžná dráha Země, vše v rámci programu Apollo. Před nimi letěli další čtyři CSM jako bezpilotní testy Apollo, z nichž dva byly suborbitální lety a další dva byli orbitální lety. Po ukončení programu Apollo a v letech 1973–1974 přepravili tři CSM astronauty na oběžnou dráhu Skylab vesmírná stanice. Nakonec v roce 1975 přistál poslední letecký CSM s sovětský řemeslo Sojuz 19 jako součást mezinárodního Testovací projekt Apollo – Sojuz.

Před Apollem

Koncepty pokročilé posádkové kosmické lodi začaly před oznámením cíle přistání na Měsíci. Tříčlenné vozidlo mělo být hlavně pro orbitální použití kolem Země. Zahrnoval by velkou pomocnou jednotku pod tlakem orbitální modul kde by posádka žila a pracovala několik týdnů. V modulu by prováděli činnosti typu vesmírných stanic, zatímco novější verze by modul používaly k přepravě nákladu na vesmírné stanice. Kosmická loď měla obsluhovat Project Olympus (LORL), jedinou vypuštěnou skládací rotující vesmírnou stanici vypuštěnou na jednom Saturn V. Pozdější verze by byly použity na cirkulunárních letech a byly by základem pro přímý výstup na lunární kosmickou loď i pro použití na meziplanetárních misích. Na konci roku 1960 NASA vyzvala americký průmysl, aby navrhl návrhy tohoto vozidla. 25. května 1961 Prezident John F. Kennedy oznámil cíl přistání na Měsíci před rokem 1970, který zcela obešel plány NASA na orbitální stanici Olympus.^[1][2]

Historie vývoje

Když NASA 28. listopadu 1961 zadala původní smlouvu na Apollo společnosti North American Aviation, stále se předpokládalo, že přistání na Měsíci bude dosaženo přímý výstup spíše než tím setkání na oběžné dráze měsíce.^[3] Návrh proto pokračoval bez prostředků ukotvení příkazového modulu do a lunární exkurzní modul (LEM). Ale změna schůzky na měsíční oběžné dráze plus několik technických překážek, se kterými se v některých subsystémech setkaly (například kontrola prostředí), brzy jasně ukázalo, že bude nutný podstatný redesign. V roce 1963 se NASA rozhodla, že nejúčinnějším způsobem, jak udržet program na správné cestě, je pokračovat ve vývoji ve dvou verzích:^[4]

• Blok I bude pokračovat v předběžném návrhu, který se bude používat pouze pro rané zkušební lety na nízké oběžné dráze Země.
• Blok II by byla verze schopná měsíce, včetně dokovacího poklopu a začlenění redukce hmotnosti a poznatků získaných v bloku I. Podrobný návrh možnosti dokování závisel na konstrukci LEM, která byla uzavřena s Grumman Aircraft Engineering.

V lednu 1964 začala Severní Amerika NASA předkládat konstrukční detaily bloku II.^[5]Kosmické lodě bloku I byly použity pro všechny bezpilotní zkušební lety Saturn 1B a Saturn V. Zpočátku byly plánovány dva lety s posádkou, ale na konci roku 1966 to bylo sníženo na jeden. Tato mise, označená jako AS-204, ale pojmenovaná Apollo 1 jeho letová posádka byla naplánována na start 21. února 1967. Ale během generální zkoušky na start 27. ledna všichni tři astronauti (Gus Grissom, Ed White a Roger Chaffee ) byli zabiti při požáru kabiny, který odhalil vážné nedostatky v návrhu, konstrukci a údržbě v bloku I, z nichž mnohé byly přeneseny do velitelských modulů bloku II, které se v té době stavěly.

Po důkladném prošetření revizní komisí Apollo 204 bylo rozhodnuto ukončit pilotovanou fázi I fáze a předefinovat blok II tak, aby zahrnoval přezkoumat doporučení výboru. Blok II zahrnoval revidovaný design tepelného štítu CM, který byl testován na letech bez posádky Apollo 4 a Apollo 6, takže první vesmírná loď Block II letěla na první misi s posádkou, Apollo 7.

Oba bloky byly v podstatě podobné v celkových rozměrech, ale několik vylepšení designu mělo za následek snížení hmotnosti v bloku II. Také nádrže na pohonný modul bloku I byly o něco větší než v bloku II. Kosmická loď Apollo 1 vážila přibližně 45 000 liber (20 000 kg), zatímco Block II Apollo 7 vážil 36 400 lb (16 500 kg). (Tato dvě pozemská orbitální plavidla byla lehčí než plavidla, která později šla na Měsíc, protože nesla pohonnou látku pouze v jedné sadě tanků a neměla anténu s vysokým pásmem S-band.) Ve specifikacích uvedených níže, pokud jinak uvedeno, všechny uvedené hmotnosti platí pro kosmickou loď Block II.

Celkové náklady na CSM pro vývoj a vyrobené jednotky byly 36,9 miliardy USD v roce 2016, očištěno od nominálních celkových 3,7 miliardy USD^[6] pomocí nových indexů inflace NASA.^[7]

Příkazový modul (CM)

Vnitřní uspořádání velitelského modulu

Příkazovým modulem byl komolý kužel (frustum ) 10 stop 7 palců (3,23 m) vysoký o průměru 12 stop 10 palců (3,91 m) napříč základnou. Přední komora obsahovala dvě motory pro řízení reakce, dokovací tunel a komponenty systému přistání na Zemi. Vnitřní tlaková nádoba obsahovala ubytování posádky, pozice pro vybavení, ovládací prvky a displeje a mnoho dalších kosmická loď systémy. Zadní komora obsahovala 10 motorů pro řízení reakce a jejich souvisejících pohonná hmota nádrže, nádrže na čerstvou vodu a CSM pupeční kabely.

Konstrukce

Příkazový modul sestával ze dvou základních struktur spojených dohromady: vnitřní konstrukce (tlaková skořepina) a vnější konstrukce.

Vnitřní struktura byla hliníková sendvičová konstrukce, která se skládala ze svařeného hliníkového vnitřního pláště, lepeného hliníkového voštinového jádra a vnějšího čelního plechu. Tlouštka voštin kolísala od asi 1,5 palce (3,8 cm) na základně do asi 0,25 palce (0,64 cm) v přední přístupové chodbě. Tato vnitřní struktura byla přetlakový prostor pro posádku.

Vnější struktura byla vyrobena z nerezové oceli pájené voštinovou pájkou mezi čelními plechy z legované oceli. Měl tloušťku od 0,5 palce do 2,5 palce. Část oblasti mezi vnitřním a vnějším pláštěm byla vyplněna vrstvou laminát izolace jako dodatečná tepelná ochrana.^[8]

Tepelná ochrana (tepelný štít)

Řídicí modul znovu vstupující do atmosféry na nenulovou hodnotu úhel útoku za účelem vytvoření zvedacího vstupu a kontroly místa přistání (umělecké ztvárnění)

An ablativní tepelný štít na vnější straně CM chránila kapsli před teplem reentry, což je dostatečné pro roztavení většiny kovů. Tento tepelný štít se skládal z fenolová formaldehydová pryskyřice. Během opětovného vstupu se tento materiál spálil a roztavil se, absorboval a odváděl intenzivní teplo v procesu. Tepelný štít má několik vnějších obalů: těsnění pórů, bariéru proti vlhkosti (bílý reflexní povlak) a stříbrný tepelný povlak Mylar, který vypadá jako hliníková fólie.

Tepelný štít měl různou tloušťku od 2 palců (5,1 cm) v zadní části (základna kapsle, která směřovala dopředu při opětovném vstupu) do 0,5 palce (1,3 cm) v prostoru pro posádku a předními částmi. Celková hmotnost štítu byla asi 3000 liber (1400 kg).^[8]

Přední přihrádka

Přední komora byla oblast vně vnitřního tlakového pláště v nose kapsle, umístěná kolem předního dokovacího tunelu a zakrytá předním tepelným štítem. Oddělení bylo rozděleno na čtyři 90stupňové segmenty, které obsahovaly přistávací zařízení pro Zemi (všechny padáky, záchranné antény a majákové světlo a smyčka pro zotavení z moře), dva motory pro řízení reakce a přední uvolňovací mechanismus tepelného štítu.

Ve výšce asi 7 600 m během návratu se přední tepelný štít odhodil, aby se odkrylo přistávací zařízení Země a umožnilo se nasazení padáků.^[8]

Zadní přihrádka

Zadní oddíl byl umístěn po obvodu velitelského modulu v jeho nejširší části, těsně před (nad) zadním tepelným štítem. Oddíl byl rozdělen do 24 pozic obsahujících 10 motorů pro řízení reakce; nádrže na palivo, oxidační činidlo a helium pro subsystém řízení reakce CM; nádrže na vodu; rozdrcitelná žebra systému tlumení nárazu; a řadu nástrojů. CM-SM pupeční, bod, kde elektroinstalace a instalatérské práce vedly z jednoho modulu do druhého, byl také v zadní kupé. Panely tepelného štítu zakrývající zadní prostor byly před letem odnímatelné kvůli údržbě vybavení.^[8]

Systém přistání na Zemi

Zmenšený model velitelského a servisního modulu Apollo na letišti Euro Space Center v Belgii

Velitelský modul Apollo 15 stříkající dolů v Tichém oceánu, 1971.

Součásti ELS byly umístěny kolem předního dokovacího tunelu. Přední komora byla oddělena od středu přepážkou a byla rozdělena na čtyři 90stupňové klíny. ELS se skládala ze dvou padací padáky s malty, tři hlavní padáky, tři pilotní padáky k rozvinutí sítě, tři nafukovací vaky pro vzpřímení kapsle, je-li to nutné, kabel pro obnovení moře, značkovač barviva a plavec pupeční.

Těžiště velitelského modulu bylo odsazeno přibližně o stopu od středu tlaku (podél osy symetrie). To poskytlo rotační okamžik během reentry, naklonění kapsle a poskytnutí určitého vztlaku (a poměr zvedání a tažení asi 0,368^[9]). Tobolka byla poté řízena otáčením tobolky pomocí trysek; když nebylo nutné žádné řízení, kapsle se pomalu točila a účinky zdvihu se zrušily. Tento systém výrazně snížil G-platnost zkušený astronauty, umožnil přiměřenou míru směrové kontroly a umožnil zaměřit bod rozstřikování kapsle během několika mil.

Ve výšce 7,3 km byl odhoden přední tepelný štít pomocí čtyř tlakových pružin pod tlakem. Poté byly rozmístěny padákové padáky, které kosmickou loď zpomalily na 201 kilometrů za hodinu. Ve vzdálenosti 3 700 km byli drogové odhodeni a pilotní padáky, které vytáhly síť, byly rozmístěny. Ty zpomalily CM na 22 mil za hodinu (35 kilometrů za hodinu) kvůli rozstřiku. Část kapsle, která se nejprve dotkla vodní hladiny, obsahovala čtyři drtivá žebra, aby se dále zmírnila síla nárazu. Velitelský modul mohl bezpečně seskakovat na přistání oceánu pouze s nasazenými dvěma padáky (jak se stalo dne Apollo 15 ), přičemž třetí padák je bezpečnostní opatření.

Systém řízení reakce

Příkazový modul systém řízení polohy sestával z dvanácti tryskových ovládacích prvků s tlakem 93 liber (410 N); deset bylo umístěno v zadní komoře a dva výškové motory v přední komoře. Čtyři tanky uskladnily 270 liber (120 kg) monomethylhydrazin palivo a oxid dusičitý okysličovadlo. Byly pod tlakem 0,50 kg (1,1 liber) hélium skladovány ve 4 tancích na 2850 MPa (4150 liber na čtvereční palec).^{[Citace je zapotřebí ]}

Poklopy

Přední dokovací poklop byl namontován v horní části dokovacího tunelu. Měla průměr 30 palců (76 cm) a váží 36 kilogramů. Byla vyrobena ze dvou obrobených prstenců, které byly svarově spojeny s pájenou voštinovou deskou. Vnější strana byla pokryta izolací 0,5 palce (13 mm) a vrstvou hliníkové fólie. Byl zajištěn na šesti místech a ovládán rukojetí čerpadla. Poklop obsahoval ve svém středu ventil, který se používal k vyrovnání tlaku mezi tunelem a CM, aby bylo možné poklop odstranit.

Sjednocený poklop posádky (UCH) měřil 29 palců (74 cm) na výšku, 34 palců (86 cm) na šířku a vážil 225 liber (102 kg). Bylo ovládáno rukojetí pumpy, která řídila a ráčna mechanismus pro otevření nebo zavření patnácti západek současně.

Dokovací sestava

Mise Apolla vyžadovala, aby se LM po návratu z Měsíce a také v transpozice, dokování a extrakce manévr na začátku translunárního pobřeží. Dokovací mechanismus byl a non-androgynní systém skládající se z a sonda umístěný v nose CSM, který se připojil k usnout, zkrácený kužel umístěný na lunárním modulu. Sonda byla prodloužena jako nůžkový zvedák zachytit útok na počáteční kontakt, známý jako měkké dokování. Poté byla sonda zatažena, aby vozidla stáhla a vytvořila pevné spojení, známé jako „tvrdé dokování“. Mechanismus byl specifikován NASA, aby měl následující funkce:^{[Citace je zapotřebí ]}

• Nechte obě vozidla připojit se a zmírněte přebytečný pohyb a energii způsobenou dokováním
• Zarovnejte a vycentrujte obě vozidla a přitáhněte je k sobě
• Zajistěte pevné konstrukční spojení mezi oběma vozidly a buďte schopni demontáže a opětovné instalace jediným členem posádky
• Poskytnout prostředky dálkového oddělení obou vozidel pro návrat na Zemi pomocí pyrotechnické spojovací prostředky na obvodu dokovacího límce CSM
• Zajistěte redundantní napájecí a logické obvody pro všechny elektrické a pyrotechnické součásti.

Spojka

Hlava sondy umístěná v CSM byla samostředicí a namontována na pístu sondy. Když se hlavice sondy zasunula do otvoru spodního hrdla, tři pružinové západky stlačily a zapadly. Tyto západky umožňovaly takzvaný stav „měkkého doku“ a umožňovaly ústup pohybů vybočení a vybočení obou vozidel. Nadměrný pohyb ve vozidle během procesu „tvrdého doku“ by mohl způsobit poškození dokovacího kroužku a zatěžovat horní tunel. Stlačený spojovací spouštěcí článek na každé západce umožňoval pružinové cívce pohyb vpřed a udržoval přepínací spojení v zajištěné poloze přes střed. Na horním konci tunelu lunárního modulu byl přijímací konec záchytných západek hlavy sondy, který byl zkonstruován z hliníkového voštinového jádra o tloušťce 1 palce, spojeného zepředu a zezadu s hliníkovými čelními plechy.

Odvolání

Po počátečním zachycení a stabilizaci vozidel byla sonda schopna vyvinout uzavírací sílu 1 000 liber (4,4 kN), aby vozidla spojila. Tato síla byla generována tlakem plynu působícím na střední píst uvnitř válce sondy. Zatažení pístu stlačilo těsnění sondy a rozhraní a uvedlo do činnosti 12 automatických západek kroužku, které byly umístěny radiálně kolem vnitřního povrchu dokovacího kroužku CSM. Západky byly ručně znovu nataženy v dokovacím tunelu astronautem po každé tvrdé dokovací události (měsíční mise vyžadovala dvě doky).

Oddělení

Automatická prodlužovací západka připojená k tělu válce sondy zapadla a udržovala středový píst sondy ve zatažené poloze. Před oddělením vozidla na měsíční oběžné dráze bylo provedeno ruční natažení dvanácti prstencových západek. Oddělovací síla od vnitřního tlaku v oblasti tunelu byla poté přenesena z prstencových západek na sondu a poklesla. Při vyjmutí z doku bylo uvolnění záchytných západek dosaženo elektricky napájenými tandemovými stejnosměrnými rotačními solenoidy umístěnými ve středním pístu. V podmínkách zhoršené teploty byla jednotlivá operace uvolnění motoru provedena ručně v lunárním modulu stisknutím blokovací cívky otevřeným otvorem v hlavách sondy, zatímco uvolnění z CSM bylo provedeno otočením uvolňovací rukojeti na zadní straně sondy ručně otáčet momentovou hřídelí motoru.^[10]Když se velitelský a lunární modul naposledy oddělily těsně před návratem, byly sonda a přední dokovací prstenec pyrotechnicky odděleny, přičemž veškeré dokovací zařízení bylo připojeno k lunárnímu modulu. V případě přerušení během startu ze Země by stejný systém výbušně odhodil dokovací prsten a sondu z CM, protože se oddělil od ochranného krytu zesílení.

Vnitřní uspořádání kabiny

Hlavní ovládací panel

Centrální tlaková nádoba velitelského modulu byla jediným obytným prostorem. To mělo vnitřní objem 210 kubických stop (5,9 m³) a byly zde umístěny hlavní ovládací panely, sedadla posádky, naváděcí a navigační systémy, skříňky na potraviny a vybavení, systém nakládání s odpady a dokovací tunel.

Přední části kabiny dominoval hlavní zobrazovací panel ve tvaru půlměsíce, měřící téměř 2,1 m široký a 0,91 m vysoký. Bylo uspořádáno do tří panelů, z nichž každý zdůrazňoval povinnosti každého člena posádky. Panel velitele mise (levá strana) zahrnoval rychlost, postoj a nadmořská výška indikátory, primární ovládací prvky letu a hlavní FDAI (Flight Director Attitude Indicator).

Pilot CM sloužil jako navigátor, takže jeho ovládací panel (uprostřed) zahrnoval Naváděcí a navigační počítač ovládací prvky, panel výstražných a výstražných indikátorů, časovač událostí, ovládací prvky systému servisního pohonu a RCS a ovládací prvky systému řízení prostředí.

Pilot LM sloužil jako systémový inženýr, takže jeho ovládací panel (na pravé straně) zahrnoval palivový článek měřidla a ovládací prvky, elektrické a baterie ovládací prvky a ovládací prvky komunikace.

Po stranách hlavního panelu byly sady menších ovládacích panelů. Na levé straně byly a jistič panel, ovládací prvky zvuku a ovládací prvky napájení SCS. Vpravo byly další jističe a nadbytečný ovládací panel zvuku spolu s přepínači ovládání prostředí. Celkově panely velitelského modulu obsahovaly 24 přístrojů, 566 spínačů, 40 indikátorů událostí a 71 světel.

Tři pohovky pro posádku byly vyrobeny z dutých ocel hadičky a pokryté těžkým, ohnivzdorným hadříkem známým jako Armalon. Nožní pánve dvou vnějších gaučů bylo možné složit v různých polohách, zatímco bederní pánve středního gauče bylo možné odpojit a položit na zadní přepážku. Jeden otáčení a jeden překlad ruční ovladač byl instalován na loketních opěrkách levé pohovky. Řadič překladu byl použit členem posádky provádějícím transpoziční, dokovací a extrakční manévr s LM, obvykle CM Pilot. Středová a pravá lehátka měla duplicitní rotační ovladače. Lehátka byla podepřena osmi tlumicími vzpěrami, které byly navrženy tak, aby zmírnily dopad dotyku na vodu nebo v případě nouzového přistání na pevnou zem.

Sousedící prostor kabiny byl uspořádán do šesti pozic pro vybavení:

Naváděcí a navigační zařízení

Pohonný systém servisního modulu Apollo

• Dolní pozice zařízení, ve které se nacházel Naváděcí a navigační počítač, sextant, dalekohled, a Inerciální měřící jednotka; různé komunikační majáky; lékařské obchody; audiocentrum; the S-pásmo zesilovač; atd. Na stěně zálivu byl také namontován další ruční rotační ovladač, takže CM Pilot / navigátor mohl podle potřeby otáčet kosmickou lodí, když stál a díval se skrz dalekohled, aby našel hvězdy, aby provedl navigační měření se sextantem. Tato zátoka poskytovala astronautům značné množství prostoru pro pohyb, na rozdíl od stísněných podmínek, které existovaly v předchozím Rtuť a Blíženci kosmická loď.
• Vlevo vpředu pozice pro vybavení, která obsahovala čtyři přihrádky na skladování potravin, kabinu výměník tepla, tlakový oblek konektor, pitný voda zásobování a dalekohled G&N okuláry.
• Pravá vpřed pozice pro vybavení, ve které byli dva kit na přežití kontejnery, sada datových karet, letové datové knihy a soubory a další dokumentace mise.
• Levá mezilehlá pozice pro vybavení, ve které se nachází kyslík vyrovnávací nádrž, systém dodávky vody, zásoby potravin, ovládací prvky přetlakového ventilu v kabině a balíček ECS.
• Pravá pozice mezilehlého vybavení, která obsahovala soupravy bio nástrojů, systém nakládání s odpady, potraviny a hygienické potřeby a prostor pro skladování odpadu.
• Zadní skladiště za gauči pro posádku. To ubytovalo 70 mm Fotoaparát vybavení, oděvy astronautů, sady nářadí, úložné tašky, a hasicí přístroj, CO₂ tlumiče, lana omezující spánek, skafandr sady pro údržbu, 16mm kamerové vybavení a pohotovostní lunární nádobu na vzorky.

CM měla pět oken. Obě boční okna měřila čtverec 13 palců (330 mm) vedle levé a pravé pohovky. Dvě dopředu směřující trojúhelníková okénka o rozměru 200 x 330 milimetrů o rozměrech 8 x 13 palců, která pomáhají při setkání a dokování s LM. Kruhové okno poklopu mělo průměr 10 5/8 palce (27 cm) a bylo přímo nad středovým gaučem. Každá sestava okna sestávala ze tří tlustých skleněných tabulí. Vnitřní dvě tabule, které byly vyrobeny z hlinitokřemičitan, který je součástí tlakové nádoby modulu. Vnější sklo z taveného křemene sloužilo jako štít proti nečistotám i jako součást tepelného štítu. Každá tabule měla antireflexní vrstvu a modro-červenou reflexní vrstvu na vnitřním povrchu.

Specifikace

Apollo 14 velitelský modul Kitty Hawk na Kennedyho vesmírné středisko Na Floridě.

Apollo 15 velitelský modul Usilovat na Národní muzeum letectva Spojených států, Dayton, Ohio

• Posádka: 3
• Objem posádky: 5,9 m³) obytný prostor, pod tlakem 366 krychlových stop (10,4 m)³)
• Délka: 11,4 ft (3,5 m)
• Průměr: 3,8 m
• Hmotnost: 12 250 lb (5 560 kg)
  • Hmotnost konstrukce: 3 450 lb (1 560 kg)
  • Hmotnost tepelného štítu: 1 869 lb (848 kg)
  • Hmotnost motoru RCS: 12,2 × 73,3 lb (33,2 kg)
  • Hmotnost vyprošťovacího zařízení: 540 lb (240 kg)
  • Navigace hmotnost zařízení: 1113 lb (505 kg)
  • Telemetrie hmotnost zařízení: 440 lb (200 kg)
  • Hmotnost elektrického zařízení: 1540 lb (700 kg)
  • Hmotnost komunikačních systémů: 220 lb (100 kg)
  • Hmotnost gauče a provizí pro posádku: 550 kg
  • Hmotnost systému pro ochranu životního prostředí: 440 lb (200 kg)
  • Různé pohotovostní hmotnost: 440 lb (200 kg)
• RCS: dvanáct trysek 93 lbf (410 N), střílejících ve dvojicích
• RCS pohonné hmoty: MMH /N
  ₂Ó
  ₄
• Hmotnost hnacího prostředku RCS: 270 lb (120 kg)
• Kapacita pitné vody: 33 lb (15 kg)
• Kapacita odpadní vody: 58 lb (26 kg)
• CO₂ pračka: hydroxid lithný
• Absorbér zápachu: aktivní uhlí
• Baterie elektrického systému: tři 40 ampérhodin stříbrno-zinkové baterie; dvě 0,75 ampérhodinové stříbro-zinkové pyrotechnické baterie
• Padáky: dva 16 stop (4,9 m) kuželové pásky padáky; tři pilotní padáky ringhothoty 7,2 stop (2,2 m); tři hlavní padáky o průměru 25,5 m (83,5 stop)

Zdroje:^[11][12]

Servisní modul (SM)

Vnitřní součásti servisního modulu bloku II

Konstrukce

Servisním modulem byla beztlaková válcová konstrukce, měřící 24 stop 7 palců (7,49 m) dlouhá a 12 stop 10 palců (3,91 m) v průměru. Interiér byla jednoduchá konstrukce sestávající z centrální části tunelu 44 palců (1,1 m) v průměr, obklopený šesti sektory ve tvaru koláče. Sektory byly zakončeny přední přepážkou a kapotáží, oddělenými šesti radiálními paprsky, na vnější straně zakrytými čtyřmi voštinovými panely a podepřenými zadní přepážkou a tepelným štítem motoru. Sektory nebyly všechny stejné 60 ° úhly, ale lišily se podle požadované velikosti.

• Sektor 1 (50 °) byl původně nevyužit, takže byl naplněn zátěž k udržení těžiště SM.

Na posledních třech lunárních přistáních (Třída I-J ) mise, nesl modul vědeckého přístroje (SIM) s výkonným Itek 24 palců (610 mm) ohnisková vzdálenost fotoaparát původně vyvinutý pro Lockheed U-2 a SR-71 průzkumné letadlo. Fotoaparát vyfotografoval Měsíc; měl S-IVB Pokud se nepodařilo vystřelit, což způsobilo, že CSM neopustil oběžnou dráhu Země, astronauti by ji použili k fotografování Země.^[13][14] SIM měla také další senzory a subsatelit.

• Sektor 2 (70 °) obsahoval nádrž jímky okysličovadla provozního systému pohonu (SPS), tzv. Protože přímo napájel motor a byl průběžně doplňován samostatnou zásobní nádrží, dokud nebyla prázdná. Nádrž jímky byl válec s hemisférickými konci, vysoký 153,8 palce (3,91 m), průměr 51 palce (1,3 m) a obsahoval 6 315 kg oxidačního činidla. Jeho celkový objem byl 161,48 krychlových stop (4,573 m³)
• Sektor 3 (60 °) obsahoval skladovací nádrž okysličovače SPS, která měla stejný tvar jako jímka, ale o něco menší při výšce 1524,47 palce (3,924 m) a průměru 44 palců (1,1 m) a držela 11 284 liber (5 118 kg ) okysličovadla. Jeho celkový objem byl 128,52 krychlových stop (3,639 m³)
• Sektor 4 (50 °) obsahoval palivové články elektrického systému (EPS) s jejich vodíkovými a kyslíkovými reaktanty.
• Sektor 5 (70 °) obsahoval palivovou vanu SPS. Jednalo se o stejnou velikost jako nádrž jímky okysličovadla a obsahovalo 3 950 kg paliva.
• Sektor 6 (60 °) obsahoval skladovací nádrž paliva SPS, rovněž stejné velikosti jako skladovací nádrž okysličovadla. To držel 7,058 liber (3,201 kg) paliva.

Přední kapotáž měřila 2 stopy 10 palců (860 mm) dlouhá a byla v ní umístěna počítač se systémem řízení reakce (RCS), blok distribuce energie, regulátor ECS, separační ovladač a komponenty pro anténu s vysokým ziskem a zahrnoval osm EPS zářičů a pupeční spojení rameno obsahující hlavní elektrické a vodovodní připojení k CM. Kapotáž z vnějšku obsahovala zasouvací se směrem dopředu reflektor; EVA světlomet pomáhat pilotovi velitelského modulu při načítání filmu na SIM; a blikající setkání maják viditelný ze vzdálenosti 54 námořních mil (100 km) jako navigační pomůcka pro setkání s LM.

SM byl připojen k CM pomocí tří napínacích pásků a šesti kompresních podložek. Napínací pásky byly pásky z nerezové oceli přišroubované k zadnímu tepelnému štítu CM. Po většinu mise zůstalo připojeno k velitelskému modulu, dokud nebylo upuštěno těsně před opětovným vstupem do zemské atmosféry. Při odhození byly pupeční spoje CM přerušeny pomocí pyrotechnické aktivace gilotina shromáždění. Po odhození se zadní zadní translační trysky SM nepřetržitě automaticky vypalovaly, aby ji distancovaly od CM, dokud nebylo vyčerpáno palivo RCS nebo síla palivových článků. Rolovací trysky byly také vypalovány po dobu pěti sekund, aby se zajistilo, že sleduje jinou trajektorii od CM a rychlejší rozpad při opětovném vstupu.

Servisní pohonný systém

The servisní pohonný systém (SPS) motor byl použit k umístění kosmické lodi Apollo na a z měsíční oběžné dráhy a ke korekcím v polovině kurzu mezi Zemí a Měsícem. To také sloužilo jako retrorocket provést vypálení deorbitů pro lety na orbitální Zemi Apollo. Vybraný motor byl AJ10-137,^[15] který použil Aerozin 50 jako palivo a oxid dusičitý (N₂Ó₄) tak jako okysličovadlo k produkci tahu 20 500 lbf (91 kN). Úroveň tahu byla dvakrát vyšší, než bylo nutné k dosažení setkání na oběžné dráze měsíce Režim mise (LOR), protože motor byl původně dimenzován tak, aby zvedal CSM z měsíčního povrchu v přímý výstup režim předpokládaný v původním plánování.^[16] V dubnu 1962 byla podepsána smlouva o Generál Aerojet společnost zahájila vývoj motoru, než byl v červenci téhož roku oficiálně zvolen režim LOR.^[17]

Pohonné látky byly do motoru přiváděny tlakem o 1,11 m³) plynného hélia o hmotnosti 3600 liber na čtvereční palec (25 MPa), nesených ve dvou sférických nádržích o průměru 40 palců (1,0 m).^[18]

Zvon motoru výfukové trysky měřil 152,82 palce (3,882 m) dlouhý a 98,48 palce (2,501 m) široký u základny. Byl namontován na dvou závěsy udržovat vektor tahu zarovnaný s vektorem tahu těžiště během střelby SPS. Spalovací komora a tlakové nádrže byly umístěny ve středovém tunelu.

Systém řízení reakce

Čtyři shluky čtyř systém řízení reakce (RCS) trysky byly instalovány kolem horní části SM každých 90 °. Uspořádání šestnácti trysek poskytlo otáčení a překlad ovládání ve všech třech osách kosmické lodi. Každý R-4D thruster generoval tah 100 liber (440 N) a byl použit monomethylhydrazin (MMH) jako palivo a oxid dusičitý (NTO) jako oxidační činidlo. Každá sestava čtyřkolek měřila 8 x 3 stopy (2,44 x 0,91 m) a měla své vlastní palivové nádrže, nádrže s oxidačním činidlem, nádrž na tlak hélia a přidružené ventily a regulátory.

Každá skupina trysek měla vlastní nezávislou primární palivovou nádrž (MMH) obsahující 69,3 liber (31,3 kg), sekundární palivovou nádrž obsahující 45,2 liber (20,5 kg), primární oxidační nádrž obsahující 137,0 liber (62,1 kg) a sekundární oxidační nádrž obsahující 89,2 liber (40,5 kg). Nádrže na palivo a okysličovadlo byly natlakovány jedinou nádrží na kapalné hélium obsahující 1,35 libry (0,61 kg).^[19] Zpětnému toku zabránila řada zpětných ventilů a požadavky na zpětný tok a ullage byly vyřešeny obsahem paliva a oxidačního činidla v Teflon močové měchýře, které oddělovaly pohonné látky od hélia.^[19]

Všechny prvky byly duplikovány, což vedlo ke čtyřem zcela nezávislým shlukům RCS. K úplné kontrole polohy byly zapotřebí pouze dvě sousedící funkční jednotky.^[19]

Lunární modul používal pro svůj RCS podobné uspořádání čtyř kvadrantů stejných podpůrných motorů.

Elektrický systém

Tři z těchto palivových článků dodávaly kosmické lodi elektrickou energii na měsíčních letech.

Elektrickou energii vyráběli tři palivové články, každý měřící 44 palců (1,1 m) vysoký a 22 palců (0,56 m) v průměru a vážící 245 liber (111 kg). Tyto sloučeniny kombinovaly vodík a kyslík pro výrobu elektrické energie a jako vedlejší produkt produkovaly pitnou vodu. Buňky byly napájeny dvěma hemisférickými válcovými nádržemi o průměru 31,75 palce (0,806 m), z nichž každá obsahovala 29 liber (13 kg) kapalný vodík a dvě kulové nádrže o průměru 26 palců (0,66 m), z nichž každá pojala 148 kg (326 liber) kapalný kyslík (který také dodával systém kontroly životního prostředí).

Na letu Apollo 13 byl EPS deaktivován výbušným prasknutím jedné kyslíkové nádrže, které prorazilo druhou nádrž a vedlo ke ztrátě veškerého kyslíku. Po nehodě byla přidána třetí nádrž na kyslík, aby se zabránilo provozu pod 50% kapacity nádrže. To umožnilo vyloučení vnitřního míchacího ventilátoru nádrže, což přispělo k poruše.

Také počínaje Apollem 14 byla k SM přidána pomocná baterie 400 Ah pro nouzové použití. Apollo 13 v prvních hodinách po výbuchu silně čerpalo ze svých vstupních baterií, a přestože tato nová baterie nemohla napájet CM po dobu delší než 5–10 hodin, v případě dočasné ztráty všech tří palivových článků by si koupila čas . K takové události došlo, když byl Apollo 12 během startu dvakrát zasažen bleskem.

Systém kontroly prostředí

Atmosféra kabiny byla udržována na 5 librách na čtvereční palec (34 kPa) čistého kyslíku ze stejných nádrží na kapalný kyslík, které napájely palivové články elektrického systému. Pitná voda dodávaná palivovými články byla skladována pro pití a přípravu jídla. Systém řízení teploty pomocí směsi vody a ethylenglykol tak jako chladicí kapalina odvedli odpadní teplo z kabiny CM a elektroniky do vesmíru pomocí dvou 2,8 m (30 čtverečních stop)²) radiátory umístěné ve spodní části vnějších stěn, jeden pokrývající sektory 2 a 3 a druhý zakrývající sektory 5 a 6.^[20]

Komunikační systém

Komunikace na krátkou vzdálenost mezi CSM a LM zaměstnávala dva VHF scimitarové antény namontován na SM těsně nad radiátory ECS.

Řiditelný jednotné S-pásmo anténa s vysokým ziskem pro komunikaci na velké vzdálenosti se Zemí byla namontována na zadní přepážku. Jednalo se o pole čtyř reflektorů o průměru 31 palců (0,79 m) obklopujících jeden čtvercový reflektor o průměru 11 palců (0,28 m). Během startu byla sklopena rovnoběžně s hlavním motorem, aby se vešla dovnitř Adaptér kosmické lodi na LM (SLA). Po oddělení CSM od SLA se nasadilo v pravém úhlu k SM.

Four omnidirectional S-band antennas on the CM were used when the attitude of the CSM kept the high-gain antenna from being pointed at Earth. These antennas were also used between SM jettison and landing.^[21]

Specifikace

• Length: 24.8 ft (7.6 m)
• Diameter: 12.8 ft (3.9 m)
• Mass: 54,060 lb (24,520 kg)
  • Structure mass: 4,200 lb (1,900 kg)
  • Electrical equipment mass: 2,600 lb (1,200 kg)
  • Service Propulsion (SPS) engine mass: 6,600 lb (3,000 kg)
  • SPS engine propellants: 40,590 lb (18,410 kg)
• RCS thrust: 2 or 4 × 100 lbf (440 N)
• RCS propellants: MMH /N
  ₂Ó
  ₄
• SPS engine thrust: 20,500 lbf (91,000 N)
• SPS engine propellants: (UDMH /N
  ₂H
  ₄)/N
  ₂Ó
  ₄
• SPS Já_sp: 314 s (3,100 N·s/kg)
• Spacecraft delta-v: 9,200 ft/s (2,800 m/s)
• Electrical system: three 1.4 kW 30 V DC fuel cells

Modifications for Saturn IB missions

Apollo CSM in white for a Skylab mission, docked to the Skylab space station

The payload capability of the Saturn IB launch vehicle used to launch the Low Earth Orbit missions (Apollo 1 (planned), Apollo 7, Skylab 2, Skylab 3, Skylab 4, a Apollo-Sojuz ) could not handle the 66,900-pound (30,300 kg) mass of the fully fueled CSM. This was not a problem, because the spacecraft delta-v requirement of these missions was much smaller than that of the lunar mission; therefore they could be launched with less than half of the full SPS propellant load, by filling only the SPS sump tanks and leaving the storage tanks empty. The CSMs launched in orbit on Saturn IB ranged from 32,558 pounds (14,768 kg) (Apollo-Soyuz), to 46,000 pounds (21,000 kg) (Skylab 4).

The omnidirectional antennas sufficed for ground communications during the Earth orbital missions, so the high-gain S-band antenna on the SM was omitted from Apollo 1, Apollo 7, and the three Skylab flights. It was restored for the Apollo-Soyuz mission to communicate through the ATS-6 satellite in geostationary orbit, an experimental precursor to the current TDRSS Systém.

On the Skylab and Apollo-Soyuz missions, some additional dry weight was saved by removing the otherwise empty fuel and oxidizer storage tanks (leaving the partially filled sump tanks), along with one of the two helium pressurant tanks.^[22]This permitted the addition of some extra RCS propellant to allow for use as a backup for the deorbit burn in case of possible SPS failure.^[23]

Since the spacecraft for the Skylab missions would not be occupied for most of the mission, there was lower demand on the power system, so one of the three fuel cells was deleted from these SMs.

The command module could be modified to carry extra astronauts as passengers by adding skok sedadlo couches in the aft equipment bay. CM-119 was fitted with two jump seats as a Skylab Rescue vehicle, which was never used.^[24]

Major differences between Block I and Block II

Command module

Block I command module exterior

• The Block II used a one-piece, quick-release, outward opening hatch instead of the two-piece zástrčka hatch used on Block I, in which the inner piece had to be unbolted and placed inside the cabin in order to enter or exit the spacecraft (a flaw that doomed the Apollo 1 crew). The Block II hatch could be opened quickly in case of an emergency. (Both hatch versions were covered with an extra, removable section of the Boost Protective Cover which surrounded the CM to protect it in case of a launch abort.)
• The Block I forward access tunnel was smaller than Block II, and intended only for emergency crew egress after splashdown in case of problems with the main hatch. It was covered by the nose of the forward heat shield during flight. Block II contained a shorter forward heat shield with a flat removable hatch, beneath a docking ring and probe mechanism which captured and held the LM.
• The aluminized PET film layer, which gave the Block II heat shield a shiny mirrored appearance, was absent on Block I, exposing the light gray epoxy resin material, which on some flights was painted white.
• The Block I VHF scimitar antennas were located in two semicircular strakes originally thought necessary to help stabilize the CM during reentry. However, the uncrewed reentry tests proved these to be unnecessary for stability, and also aerodynamically ineffective at high simulated lunar reentry speeds. Therefore, the strakes were removed from Block II and the antennas were moved to the service module.
• The Block I CM/SM umbilical connector was smaller than on Block II, located near the crew hatch instead of nearly 180 degrees away from it. The separation point was between the modules, instead of the larger hinged arm mounted on the service module, separating at the CM sidewall on Block II.
• The two negative pitch RCS engines located in the forward compartment were arranged vertically on Block I, and horizontally on Block II.

Servisní modul

Block I service module interior components

• On the Apollo 6 uncrewed Block I flight, the SM was painted white to match the command module's appearance. On Apollo 1, Apollo 4, and all the Block II spacecraft, the SM walls were left unpainted except for the EPS and ECS radiators, which were white.
• The EPS and ECS radiators were redesigned for Block II. Block I had three larger EPS radiators located on Sectors 1 and 4. The ECS radiators were located on the aft section of Sectors 2 and 5.
• The Block I fuel cells were located at the aft bulkhead in Sector 4, and their hydrogen and oxygen tanks were located in Sector 1.
• Block I had slightly longer SPS fuel and oxidizer tanks which carried more propellant than Block II.
• The Block II aft heat shield was a rectangular shape with slightly rounded corners at the propellant tank sectors. The Block I shield was the same basic shape, but bulged out slightly near the ends more like an hourglass or figure eight, to cover more of the tanks.

CSMs produced

World map showing locations of Apollo command and service modules (along with other hardware).

Viz také

3D model of the Columbia velitelský modul

• Orbitální modul
• Reentry kapsle
• Vesmírná kapsle
• Skafandr
• Průzkum vesmíru
• Historie amerického průzkumu vesmíru na amerických známkách
• Lunární modul Apollo

Poznámky pod čarou

Poznámky

Citace