Командно-служебный модуль «Аполлон» ( CSM ) был одним из двух основных компонентов космического корабля «Аполлон» США , использовавшегося в программе «Аполлон» , в рамках которой астронавты высаживались на Луну в период с 1969 по 1972 год. CSM функционировал как базовый корабль , на борту которого находился экипаж из трех астронавтов и второй космический корабль Аполлона, лунный модуль Аполлона , на лунную орбиту и доставил астронавтов обратно на Землю. Он состоял из двух частей: конического командного модуля — кабины, в которой размещался экипаж и размещалось оборудование, необходимое для входа в атмосферу и приводнения ; и цилиндрический сервисный модуль, обеспечивающий движение, электроэнергию и хранилище для различных расходных материалов, необходимых во время миссии. По шлангокабелю передавались электроэнергия и расходные материалы между двумя модулями. Незадолго до входа командного модуля по возвращении домой шлангокабель был разорван, а служебный модуль был отброшен и позволил сгореть в атмосфере.
CSM был разработан и построен для НАСА компанией North American Aviation в ноябре 1961 года. Первоначально он был спроектирован для приземления на Луну на посадочной ступени ракеты и возвращения всех трех астронавтов в миссию прямого восхождения , для которой не требовалось использовать отдельный лунный модуль. модуль и, следовательно, не имел возможности для стыковки с другим космическим кораблем. Это, а также другие необходимые конструктивные изменения привели к решению разработать две версии CSM: Block I должен был использоваться для беспилотных миссий и полета на околоземную орбиту с одним экипажем ( «Аполлон-1 »), в то время как более совершенный Block II был разработан для использовать с лунным модулем. Полет «Аполлона-1» был отменен после того, как в результате пожара в кабине погиб экипаж и был уничтожен командный модуль во время репетиции запуска. Исправления проблем, вызвавших пожар, были применены к космическому кораблю Block II, который использовался для всех пилотируемых космических полетов.
Девятнадцать CSM были запущены в космос. Из них девять летали на Луну в период с 1968 по 1972 год, а еще двое совершили испытательные полеты с экипажем на низкой околоземной орбите , и все это в рамках программы «Аполлон». До этого еще четыре CSM участвовали в испытаниях Аполлона без экипажа, из которых два были суборбитальными полетами , а еще два - орбитальными . После завершения программы «Аполлон» и в течение 1973–1974 годов три CSM переправили астронавтов на орбитальную космическую станцию Скайлэб . Наконец, в 1975 году последний летавший CSM состыковался с советским кораблем «Союз-19» в рамках международного испытательного проекта «Аполлон-Союз» .
Разработка концепции усовершенствованного пилотируемого космического корабля началась еще до того, как было объявлено о цели высадки на Луну. Транспортное средство из трех человек должно было предназначаться в основном для использования на орбите вокруг Земли. Он будет включать в себя большой вспомогательный орбитальный модуль под давлением , где экипаж будет жить и работать неделями. В модуле они будут выполнять действия типа космической станции, а в более поздних версиях модуль будет использоваться для доставки грузов на космические станции. Космический корабль должен был обслуживать проект «Олимп» (LORL), складную вращающуюся космическую станцию, запущенную на одном корабле « Сатурн-5» . Более поздние версии будут использоваться в полетах вокруг Луны и станут основой для космического корабля прямого восхождения на Луну, а также будут использоваться в межпланетных миссиях. В конце 1960 года НАСА обратилось к промышленности США с просьбой предложить проект транспортного средства. 25 мая 1961 года президент Джон Ф. Кеннеди объявил о цели высадки на Луну до 1970 года, что немедленно сделало планы НАСА по созданию станции «Олимп» устаревшими. [2] [3]
Когда 28 ноября 1961 года НАСА заключило первоначальный контракт с «Аполлоном» на компанию North American Aviation, все еще предполагалось, что посадка на Луну будет осуществлена путем прямого восхождения , а не путем встречи на лунной орбите . [4] Таким образом, проектирование продолжалось без средств стыковки командного модуля с лунным экскурсионным модулем (LEM) . Но переход к сближению на лунной орбите, а также несколько технических препятствий, возникших в некоторых подсистемах (таких как контроль окружающей среды), вскоре дали понять, что потребуется существенная модернизация. В 1963 году НАСА решило, что наиболее эффективным способом продолжения программы будет продолжение разработки в двух версиях: [5]
К январю 1964 года компания North American начала представлять НАСА детали конструкции Блока II. [6] Космические корабли Block I использовались во всех испытательных полетах беспилотных Saturn 1B и Saturn V. Первоначально планировалось два полета с экипажем, но в конце 1966 года их сократили до одного. Эту миссию, получившую обозначение AS-204, но летный экипаж назвал « Аполлон-1» , планировалось запустить 21 февраля 1967 года. Во время генеральной репетиции запуска 27 января все три астронавта ( Гас Гриссом , Эд Уайт и Роджер Чаффи ) погибли в результате пожара в кабине, который выявил серьезные недостатки проектирования, строительства и обслуживания в Блоке I, многие из которых были перенесены в командные модули Блока II, находящиеся в процессе эксплуатации. построенный в то время.
После тщательного расследования, проведенного наблюдательной комиссией «Аполлона-204», было решено прекратить этап пилотируемого блока I и переопределить блок II, чтобы включить в него рекомендации наблюдательного совета . Блок II включал в себя пересмотренную конструкцию теплового экрана CM, которая была испытана на беспилотных полетах Аполлона-4 и Аполлона-6 , поэтому первый полноценный космический корабль Блока II совершил первый пилотируемый полет - Аполлон-7 .
Оба блока были по существу схожи по габаритным размерам, но некоторые конструктивные улучшения привели к снижению веса Блока II. Кроме того, топливные баки служебного модуля Block I были немного больше, чем у Block II. Космический корабль Аполлон-1 весил примерно 45 000 фунтов (20 000 кг), а блок II Аполлон-7 весил 36 400 фунтов (16 500 кг). (Эти два околоземных орбитальных корабля были легче корабля, который позже отправился на Луну, поскольку они несли топливо только в одном наборе баков и не имели антенны S-диапазона с высоким усилением.) В технических характеристиках, приведенных ниже, за исключением случаев, когда если не указано иное, все указанные массы относятся к космическому кораблю Block II.
Общая стоимость разработки CSM и произведенных единиц составила 36,9 миллиардов долларов в долларах 2016 года, скорректированная с номинальной суммы в 3,7 миллиардов долларов [7] с использованием индексов инфляции НАСА New Start. [8]
Командный модуль представлял собой усеченный конус ( frustum ) диаметром 12 футов 10 дюймов (3,91 м) в основании и высотой 11 футов 5 дюймов (3,48 м), включая стыковочный зонд и тарельчатый кормовой тепловой экран. В носовом отсеке находились два двигателя системы управления реакцией , стыковочный тоннель и система приземления на Землю. Во внутреннем сосуде высокого давления размещались помещения экипажа, отсеки для оборудования, органы управления и дисплеи, а также многие системы космического корабля . В кормовом отсеке находились 10 двигателей управления реакцией и соответствующие топливные баки, баки с пресной водой и шлангокабели CSM . [9]
Командный модуль был построен на заводе компании North American в Дауни, штат Калифорния , [10] [11] и состоял из двух основных конструкций, соединенных вместе: внутренней конструкции (гермооболочка) и внешней конструкции.
Внутренняя конструкция представляла собой алюминиевую сэндвич-конструкцию, состоящую из сварной алюминиевой внутренней обшивки, клееного алюминиевого сотового заполнителя и внешней лицевой панели. Толщина сот варьировалась от примерно 1,5 дюйма (3,8 см) у основания до примерно 0,25 дюйма (0,64 см) в переднем туннеле доступа. Эта внутренняя конструкция представляла собой герметичное боевое отделение.
Внешняя конструкция была изготовлена из паяных сот из нержавеющей стали, припаянных между лицевыми листами из стального сплава. Его толщина варьировалась от 0,5 дюйма до 2,5 дюйма. Часть пространства между внутренней и внешней оболочками была заполнена слоем стекловолоконной изоляции в качестве дополнительной теплозащиты. [12]
Абляционный тепловой экран снаружи КМ защищал капсулу от тепла при входе в атмосферу , которого достаточно для плавления большинства металлов. Этот теплозащитный экран состоял из фенольно-формальдегидной смолы . Во время входа в атмосферу этот материал обуглился и расплавился, поглощая и унося при этом сильное тепло. Тепловой экран имеет несколько внешних покрытий: уплотнение пор, барьер для влаги (белое отражающее покрытие) и термическое покрытие из серебряного майлара, похожее на алюминиевую фольгу.
Толщина теплового экрана варьировалась от 2 дюймов (5,1 см) в кормовой части (основание капсулы, обращенной вперед при входе в атмосферу) до 0,5 дюйма (1,3 см) в боевом отделении и носовой части. Общий вес щита составлял около 3000 фунтов (1400 кг). [12]
Передний отсек высотой 1 фут 11 дюймов (0,58 м) представлял собой область за пределами внутренней герметичной оболочки в носовой части капсулы, расположенную вокруг переднего стыковочного туннеля и прикрытую передним тепловым экраном. Отсек был разделен на четыре сегмента по 90 градусов, в которых находилось оборудование для приземления (все парашюты, спасательные антенны и маяк, а также морской спасательный строп), два двигателя управления реакцией и механизм освобождения переднего теплозащитного экрана.
На высоте около 25 000 футов (7 600 м) во время входа в атмосферу передний тепловой экран был сброшен, чтобы обнажить посадочное оборудование на Земле и позволить развернуть парашюты. [12]
Кормовой отсек высотой 1 фут 8 дюймов (0,51 м) располагался по периферии командного модуля в его самой широкой части, прямо перед (над) кормовым тепловым экраном. Отсек был разделен на 24 отсека, вмещавших 10 двигателей управления реакцией; баки топлива, окислителя и гелия подсистемы управления реакцией КМ; водные цистерны; сминаемые ребра системы амортизации ударов; и ряд инструментов. Шланг CM-SM — место, где проводка и сантехника проходили от одного модуля к другому, также находился в кормовом отсеке. Панели теплозащиты, закрывающие кормовой отсек, были съемными для обслуживания оборудования перед полетом. [12]
Компоненты ELS были размещены вокруг переднего стыковочного туннеля. Носовой отсек отделялся от центрального переборкой и делился на четыре клина по 90 градусов. ELS состоял из двух тормозных парашютов с минометами , трех основных парашютов , трех пилотных парашютов для раскрытия сети, трех надувных мешков для поднятия капсулы в вертикальное положение в случае необходимости, троса для восстановления в море, красящего маркера и пуповины пловца.
Центр масс командного модуля был смещен примерно на фут от центра давления (вдоль оси симметрии). Это обеспечивало вращательный момент при входе в атмосферу, поворачивая капсулу под углом и обеспечивая некоторую подъемную силу ( отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению около 0,368 [13] ). Затем капсулой управляли путем вращения капсулы с помощью двигателей; когда рулевое управление не требовалось, капсула вращалась медленно, и подъемная сила исчезала. Эта система значительно уменьшила перегрузку , испытываемую астронавтами, обеспечила разумный контроль направления и позволила нацелиться на точку приводнения капсулы в пределах нескольких миль.
На высоте 24 000 футов (7300 м) передний тепловой экран был сброшен с помощью четырех пружин сжатия сжатого газа. Затем были раскрыты тормозные парашюты, замедлившие космический корабль до 125 миль в час (201 километр в час). На высоте 10 700 футов (3300 м) тормоза были сброшены и развернуты пилотные парашюты, выдернувшие сеть. Это замедлило CM до 22 миль в час (35 километров в час) для приводнения. Часть капсулы, которая первой соприкоснулась с поверхностью воды, содержала четыре разрушаемых ребра для дальнейшего смягчения силы удара. Командный модуль мог безопасно спуститься с парашютом для высадки в океане, используя только два развернутых парашюта (как это произошло на «Аполлоне-15 »), причем третий парашют был мерой предосторожности.
Система ориентации командного модуля состояла из двенадцати подруливающих устройств ориентации мощностью 93 фунта силы (410 Н), десять из которых располагались в кормовом отсеке, а также два в носовом отсеке. Они поставлялись из четырех резервуаров, в которых хранилось 270 фунтов (120 кг) монометилгидразинового топлива и окислителя тетроксида азота , а также находились под давлением 1,1 фунта (0,50 кг) гелия , хранившегося под давлением 4150 фунтов на квадратный дюйм (28,6 МПа) в двух резервуарах. [ нужна цитата ]
Передний стыковочный люк устанавливался в верхней части стыковочного тоннеля. Он имел диаметр 30 дюймов (76 см) и вес 80 фунтов (36 кг) и был построен из двух обработанных на станке колец, которые были приварены к паяной сотовой панели. Внешняя сторона была покрыта изоляцией толщиной 0,5 дюйма (13 мм) и слоем алюминиевой фольги. Он фиксировался в шести местах и приводился в действие ручкой насоса. В центре люка находился клапан, который использовался для выравнивания давления между туннелем и КМ, чтобы люк можно было снять.
Унифицированный люк экипажа (ЦЭКБ) имел высоту 29 дюймов (74 см), ширину 34 дюйма (86 см) и весил 225 фунтов (102 кг). Он приводился в действие ручкой насоса, которая приводила в действие храповой механизм, открывая или закрывая одновременно пятнадцать защелок.
Миссия Аполлона требовала, чтобы LM состыковался с CSM по возвращении с Луны, а также во время маневра перемещения, стыковки и извлечения в начале залунного побережья. Механизм стыковки представлял собой неандрогинную систему, состоящую из зонда , расположенного в носовой части ЦСМ, который соединялся с тормозом — усеченным конусом, расположенным на лунном модуле. Зонд был выдвинут как ножничный домкрат , чтобы захватить тормоз при первом контакте, известном как мягкая стыковка . Затем зонд убрали, чтобы соединить машины и установить прочное соединение, известное как «жесткая стыковка». НАСА определило, что этот механизм будет иметь следующие функции :
Головка зонда, расположенная в CSM, была самоцентрирующейся и прикреплена к поршню зонда на шарнире. Когда головка зонда вошла в отверстие стопорного гнезда, три подпружиненных защелки опустились и зафиксировались. Эти защелки обеспечивали так называемое состояние «мягкой стыковки» и позволяли уменьшить тангаж и рыскание двух транспортных средств. Чрезмерное движение транспортных средств во время процесса «жесткой стыковки» может привести к повреждению стыковочного кольца и создать нагрузку на верхний туннель. Нажатое запирающее звено спускового крючка на каждой защелке позволяло подпружиненной катушке двигаться вперед, удерживая коленно-рычажный механизм в положении блокировки над центром. В верхнем конце туннеля лунного модуля тормоз, который был построен из алюминиевого сотового заполнителя толщиной 1 дюйм, прикрепленного спереди и сзади к алюминиевым лицевым панелям, был приемным концом защелок захвата головки зонда.
После первоначального захвата и стабилизации транспортных средств зонд был способен приложить силу закрытия в 1000 фунтов силы (4,4 кН), чтобы свести транспортные средства вместе. Эта сила создавалась давлением газа, действующим на центральный поршень внутри цилиндра зонда. Втягивание поршня сжимало зонд и уплотнения интерфейса и приводило в действие 12 автоматических кольцевых защелок, которые были расположены радиально вокруг внутренней поверхности стыковочного кольца CSM. Защелки вручную взводились в стыковочном туннеле космонавтом после каждой жесткой стыковки (лунные миссии требовали двух стыковок).
Защелка автоматического выдвижения, прикрепленная к корпусу цилиндра зонда, зацеплялась и удерживала центральный поршень зонда во втянутом положении. Перед отделением корабля на лунной орбите производилось ручное взведение двенадцати кольцевых защелок. Затем отрывающая сила от внутреннего давления в зоне туннеля передавалась от кольцевых защелок на зонд и тормоз. При расстыковке освобождение защелок осуществлялось за счет подачи электрического питания на тандемные вращающиеся соленоиды постоянного тока, расположенные в центральном поршне. В условиях пониженной температуры операция освобождения одного двигателя выполнялась вручную в лунном модуле путем нажатия на фиксирующую катушку через открытое отверстие в головках зонда, а освобождение от CSM выполнялось путем вращения ручки спуска в задней части зонда. вращать крутящий момент двигателя вручную. [14] Когда командный и лунный модули разделились в последний раз, зонд и переднее стыковочное кольцо были пиротехнически разделены, оставив все стыковочное оборудование прикрепленным к лунному модулю. В случае прерывания запуска с Земли та же система взрывом выбросила бы стыковочное кольцо и зонд из КМ, когда он отделился от защитной крышки наддува.
Центральный сосуд командного модуля был его единственным обитаемым отсеком. Он имел внутренний объем 210 кубических футов (5,9 м 3 ) и вмещал в себя основные панели управления, сиденья экипажа, системы наведения и навигации, шкафчики для еды и оборудования, систему управления отходами и стыковочный туннель.
В передней части кабины доминировала главная панель дисплея в форме полумесяца шириной почти 7 футов (2,1 м) и высотой 3 фута (0,91 м). Он был разделен на три панели, каждая из которых подчеркивала обязанности каждого члена экипажа. Панель командира миссии (левая сторона) включала индикаторы скорости , ориентации и высоты , основные органы управления полетом и основной FDAI (индикатор ориентации руководителя полета).
Пилот CM выполнял функции штурмана, поэтому его панель управления (в центре) включала в себя компьютерные элементы управления наведением и навигацией , панель индикаторов предостережения и предупреждения, таймер событий, органы управления служебной двигательной системой и RCS, а также органы управления системой экологического контроля.
Пилот LM выполнял функции системного инженера, поэтому его панель управления (справа) включала в себя датчики и органы управления топливными элементами , электрические элементы управления и элементы управления аккумулятором , а также средства управления связью.
По бокам главной панели располагались панели управления меньшего размера. На левой стороне располагалась панель автоматического выключателя , органы управления аудиосистемой и органы управления питанием SCS. Справа располагались дополнительные автоматические выключатели и резервная панель управления аудиосистемой, а также переключатели управления климатом. Всего панели командного модуля включали 24 прибора, 566 переключателей, 40 индикаторов событий и 71 светильник.
Три кушетки экипажа были изготовлены из полых стальных труб и покрыты тяжелой огнеупорной тканью, известной как Армалон. Подножки двух крайних кушеток можно было сложить в различных положениях, а подножку центрального кушетки можно было отсоединить и положить на кормовую переборку. На подлокотниках левого дивана установили один регулятор вращения и один регулятор перемещения . Контроллер перевода использовался членом экипажа, выполнявшим маневры перемещения, стыковки и извлечения с помощью LM, обычно пилотом CM. Центральный и правый диваны имели дублирующие регуляторы вращения. Диваны поддерживались восемью амортизирующими стойками, предназначенными для облегчения удара при приземлении на воду или, в случае аварийной посадки, на твердую почву.
Непрерывное пространство кабины было разделено на шесть отсеков для оборудования:
В КМ было пять окон. Два боковых окна имели площадь 9 дюймов (23 см) рядом с левым и правым диванами. Два обращенных вперед треугольных окна встречи размером 8 на 9 дюймов (20 на 23 см) использовались для облегчения сближения и стыковки с LM. Круглый люк диаметром 9 дюймов (23 см) располагался прямо над центральным диваном. Каждый оконный блок состоял из трех толстых стекол. Две внутренние панели, изготовленные из алюмосиликата , составляли часть сосуда высокого давления модуля. Внешняя панель из плавленого кварца служила одновременно защитой от мусора и частью теплового экрана. Каждое стекло имело антибликовое покрытие и сине-красное светоотражающее покрытие на внутренней поверхности.
Источники: [16] [17]
Сервисный модуль представлял собой негерметичную цилиндрическую конструкцию диаметром 12 футов 10 дюймов (3,91 м) и длиной 14 футов 10 дюймов (4,52 м). Сопло служебной маршевой машины и теплозащитный экран увеличили общую высоту до 24 футов 7 дюймов (7,49 м). Интерьер представлял собой простую конструкцию, состоящую из центральной секции туннеля диаметром 44 дюйма (1,1 м), окруженной шестью секторами в форме пирога. Секторы венчались носовой переборкой и обтекателем, разделенными шестью радиальными балками, закрытыми снаружи четырьмя сотовыми панелями и поддерживаемыми кормовой переборкой и тепловым экраном двигателя. Не все сектора имели равные углы 60°, а менялись в зависимости от требуемого размера.
Передний обтекатель имел длину 1 фут 11 дюймов (58 см) и вмещал в себя компьютер системы управления реакцией (RCS), блок распределения энергии, контроллер ECS, контроллер разделения и компоненты антенны с высоким коэффициентом усиления, а также включал восемь излучателей EPS и соединительный рычаг шлангокабеля, содержащий основные электрические и водопроводные соединения с CM. На внешнем обтекателе находился выдвижной прожектор, обращенный вперед ; прожектор для выхода в открытый космос , помогающий пилоту командного модуля извлечь пленку SIM-карты; и проблесковый маяк сближения , видимый на расстоянии 54 морских миль (100 км) в качестве навигационного средства для сближения с LM.
СМ соединялся с КМ с помощью трех натяжных стяжек и шести сжимающих прокладок. Натяжные стяжки представляли собой ремни из нержавеющей стали, прикрепленные болтами к кормовому тепловому экрану CM. Он оставался прикрепленным к командному модулю на протяжении большей части миссии, пока не был сброшен за борт непосредственно перед входом в атмосферу Земли. При сбросе шлангокабели CM были перерезаны с помощью пиротехнической гильотины . После сброса кормовые двигатели перемещения SM автоматически непрерывно срабатывали, чтобы дистанцировать его от CM, пока либо топливо RCS, либо мощность топливных элементов не истощились. Подруливающие устройства также были активированы на пять секунд, чтобы убедиться, что он следовал по траектории, отличной от траектории CM, и чтобы он быстрее развалился при входе в атмосферу.
Двигатель служебной двигательной установки ( SPS ) изначально был разработан для подъема CSM с поверхности Луны в режиме миссии прямого подъема . [20] В качестве двигателя был выбран AJ10-137 , [21] который использовал Aerozine 50 в качестве топлива и тетраоксид азота (N 2 O 4 ) в качестве окислителя для создания тяги в 20 500 фунтов силы (91 кН). [22] В апреле 1962 года был подписан контракт с компанией Aerojet-General на начало разработки двигателя, в результате чего уровень тяги был вдвое больше, чем необходимо для выполнения режима миссии по сближению на лунной орбите (LOR), официально выбранного в июле того же года. [23] Двигатель фактически использовался для коррекции промежуточного курса между Землей и Луной, а также для вывода космического корабля на лунную орбиту и обратно. Он также служил ретро-ракетой для вывода с орбиты при полетах на околоземную орбиту.
Топливо подавалось в двигатель под давлением 39,2 кубических футов (1,11 м 3 ) газообразного гелия при давлении 3600 фунтов на квадратный дюйм (25 МПа), перевозившегося в двух сферических резервуарах диаметром 40 дюймов (1,0 м). [24]
Выхлопное сопло имело длину 152,82 дюйма (3,882 м) и ширину у основания 98,48 дюйма (2,501 м). Он был установлен на двух подвесах , чтобы поддерживать вектор тяги на одном уровне с центром масс космического корабля во время стрельбы СПС. Камера сгорания и напорные баки размещались в центральном тоннеле.
Четыре группы из четырех двигателей системы управления реакцией (RCS) (известных как «четверки») были установлены вокруг верхней части СМ через каждые 90 °. Шестнадцатидвигательная схема обеспечивала управление вращением и поступательным движением корабля по всем трем осям. Каждый двигатель Р-4Д имел длину 12 дюймов (30 см) и диаметр 6 дюймов (15 см), создавал тягу 100 фунтов силы (440 Н) и использовал монометилгидразин (ММГ) с подачей гелия в качестве топлива и тетраоксид азота (NTO). ) в качестве окислителя. [25] Каждый счетверенный агрегат имел размеры 2,2 на 2,7 фута (0,67 на 0,82 м) и имел собственные баки для топлива, окислителя и гелия, установленные на внутренней стороне обшивочной панели размером 8 на 2,75 фута (2,44 на 0,84 м). Бак основного топлива (MMH) вмещал 69,1 фунта (31,3 кг); дополнительный топливный бак вмещал 45,2 фунта (20,5 кг); бак первичного окислителя содержал 137,0 фунтов (62,1 кг), а бак вторичного окислителя - 89,2 фунта (40,5 кг). Резервуары с топливом находились под давлением из одного бака, содержащего 1,35 фунта (0,61 кг) жидкого гелия. [26] Обратный поток предотвращался с помощью ряда обратных клапанов, а требования к обратному потоку и незаполненному объему были решены путем помещения топлива и окислителя в тефлоновые камеры, которые отделяли топливо от гелия, нагнетающего давление. [26]
Четыре полностью независимых кластера RCS обеспечивали резервирование; для обеспечения полного контроля ориентации требовались только два соседних функционирующих блока. [26]
В лунном модуле для РСУ использовалась аналогичная четырехчетверная схема двигателей Р-4Д.
Электрическая энергия производилась тремя топливными элементами , каждый из которых имел высоту 44 дюйма (1,1 м), диаметр 22 дюйма (0,56 м) и весил 245 фунтов (111 кг). Они объединили водород и кислород для выработки электроэнергии и в качестве побочного продукта произвели питьевую воду. Питание ячеек осуществлялось из двух полусферически-цилиндрических резервуаров диаметром 31,75 дюйма (0,806 м), каждый из которых вмещал 29 фунтов (13 кг) жидкого водорода , и двух сферических резервуаров диаметром 26 дюймов (0,66 м), каждый из которых вмещал 326 фунтов (148 фунтов). кг) жидкого кислорода (который также снабжал систему экологического контроля).
В полете «Аполлона-13» ЭПС была выведена из строя из-за взрывного разрыва одного кислородного баллона, который пробил второй баллон и привел к потере всего кислорода. После аварии был добавлен третий кислородный баллон, чтобы избежать работы с емкостью бака ниже 50%. Это позволило ликвидировать внутреннее оборудование танка с перемешивающим вентилятором, которое способствовало выходу из строя.
Также, начиная с «Аполлона-14» , к СМ добавлялся вспомогательный аккумулятор емкостью 400 Ач для аварийного использования. «Аполлон-13» сильно расходовал свои входные батареи в первые часы после взрыва, и хотя эта новая батарея не могла питать КМ более 5–10 часов, она могла бы выиграть время в случае временной потери всех трех топливных элементов. . Такое событие произошло, когда в Аполлон-12 во время запуска дважды ударила молния.
Атмосфера в кабине поддерживалась на уровне 5 фунтов на квадратный дюйм (34 кПа) чистого кислорода из тех же баллонов с жидким кислородом, которые питали топливные элементы электроэнергетической системы. Питьевая вода, подаваемая топливными элементами, хранилась для питья и приготовления пищи. Система терморегулирования, использующая смесь воды и этиленгликоля в качестве охлаждающей жидкости , отводила отходящее тепло из кабины CM и электроники в космическое пространство через два радиатора площадью 30 квадратных футов (2,8 м 2 ), расположенных в нижней части наружных стен, один охватывающие секторы 2 и 3, а другой - секторы 5 и 6. [27]
Для связи ближнего действия между CSM и LM использовались две ятаганские антенны УКВ , установленные на SM чуть выше излучателей ECS. Эти антенны изначально располагались на командном модуле Блока I и выполняли двойную функцию аэродинамических фиксаторов для стабилизации капсулы после прерывания запуска. Антенны были перенесены в сервисный модуль Block II, когда эта функция оказалась ненужной.
На кормовой переборке была установлена управляемая унифицированная антенна с высоким коэффициентом усиления S-диапазона для дальней связи с Землей. Это была группа из четырех отражателей диаметром 31 дюйм (0,79 м), окружающих один квадратный отражатель диаметром 11 дюймов (0,28 м). Во время запуска он был сложен параллельно основному двигателю, чтобы поместиться внутри адаптера космического корабля к LM (SLA) . После отделения ЦСМ от СУО он развернулся под прямым углом к СМ.
Четыре всенаправленные антенны S-диапазона на CM использовались, когда положение CSM не позволяло антенне с высоким коэффициентом усиления быть направленной на Землю. Эти антенны также использовались между сбросом SM и приземлением. [28]
Полезная нагрузка ракеты -носителя «Сатурн IB» , используемой для запуска миссий на низкой околоземной орбите ( «Аполлон-1» (планируется), «Аполлон-7» , «Скайлэб-2» , «Скайлэб-3» , «Скайлэб-4» и «Аполлон-Союз »), не могла выдержать груз массой 66 900 фунтов (30 300 фунтов). кг) масса полностью заправленного КСМ. Это не было проблемой, потому что требования к дельта-v космического корабля для этих миссий были намного меньшими, чем для лунной миссии; поэтому их можно было запустить с менее чем половиной полной загрузки топлива СПС, заполнив только отстойники СПС и оставив резервуары для хранения пустыми. Вес CSM, запущенных на орбиту Сатурна-IB, варьировался от 32 558 фунтов (14 768 кг) (Аполлон-Союз) до 46 000 фунтов (21 000 кг) (Скайлэб-4).
Всенаправленных антенн было достаточно для наземной связи во время полетов на околоземную орбиту, поэтому антенна S-диапазона с высоким коэффициентом усиления на SM была исключена из «Аполлона-1», «Аполлона-7» и трех полетов «Скайлэба». Он был восстановлен для миссии «Аполлон-Союз» для связи через спутник ATS-6 на геостационарной орбите, экспериментальный предшественник нынешней системы TDRSS .
В миссиях «Скайлэб» и «Аполлон-Союз» некоторая дополнительная сухая масса была сэкономлена за счет удаления пустых баков для хранения топлива и окислителя (оставив частично заполненные отстойники), а также одного из двух напорных баков с гелием. [29] Это позволило добавить некоторое дополнительное топливо RCS, чтобы его можно было использовать в качестве резервного топлива для спуска с орбиты в случае возможного отказа SPS. [30]
Поскольку космический корабль для миссий Скайлэб не будет занят большую часть миссии, потребность в энергосистеме была ниже, поэтому из этих SM был удален один из трех топливных элементов. Командный модуль также был частично окрашен в белый цвет, чтобы обеспечить пассивный термоконтроль в течение длительного времени, пока он будет оставаться на орбите.
Командный модуль можно было модифицировать для перевозки дополнительных астронавтов в качестве пассажиров, добавив в кормовой отсек для оборудования диваны с откидными сиденьями . CM-119 был оснащен двумя откидными сиденьями как спасательная машина Skylab, которая никогда не использовалась. [31]
Примечания
Цитаты
командный модуль Аполлона – CM-011. Он использовался для беспилотного полета AS-202 26 августа 1966 года.
Крупный план верхнего теплозащитного экрана CSM-115, незавершенного командного модуля Блока 2 Аполлона, расположенного на вершине Сатурна.
