Командно -сервисный модуль Apollo ( CSM ) был одним из двух основных компонентов американского космического корабля Apollo , использовавшегося для программы Apollo , которая высадила астронавтов на Луну в период с 1969 по 1972 год. CSM функционировал как материнский корабль , который перевозил экипаж из трех астронавтов и второй космический корабль Apollo, лунный модуль Apollo , на лунную орбиту и возвращал астронавтов на Землю. Он состоял из двух частей: конического командного модуля, кабины, в которой размещался экипаж и перевозилось оборудование, необходимое для входа в атмосферу и приводнения ; и цилиндрического сервисного модуля, который обеспечивал движение, электропитание и хранение различных расходных материалов, необходимых во время миссии. Шланговое соединение передавало электроэнергию и расходные материалы между двумя модулями. Непосредственно перед возвращением командного модуля на Землю шланговое соединение было разорвано, а сервисный модуль был отброшен и сгорел в атмосфере.
CSM был разработан и построен для NASA компанией North American Aviation в ноябре 1961 года. Первоначально он был разработан для посадки на Луну на посадочной ступени ракеты и возвращения всех трех астронавтов в ходе миссии прямого восхождения , которая не использовала бы отдельный лунный модуль и, таким образом, не имела бы возможности стыковки с другим космическим кораблем. Это, а также другие необходимые изменения конструкции, привели к решению разработать две версии CSM: Block I должен был использоваться для беспилотных миссий и одного пилотируемого полета на околоземную орбиту ( Apollo 1 ), в то время как более продвинутый Block II был разработан для использования с лунным модулем. Полет Apollo 1 был отменен после того, как пожар в кабине убил экипаж и уничтожил их командный модуль во время репетиционного испытания запуска. Исправления проблем, вызвавших пожар, были применены к космическому кораблю Block II, который использовался для всех пилотируемых космических полетов.
В космос было запущено девятнадцать CSM. Из них девять доставили людей на Луну в период с 1968 по 1972 год, а еще два выполнили пилотируемые испытательные полеты на низкой околоземной орбите , все в рамках программы Apollo. До этого еще четыре CSM летали в качестве беспилотных испытаний Apollo, из которых два были суборбитальными полетами , а еще два — орбитальными полетами . После завершения программы Apollo и в течение 1973–1974 годов три CSM доставили астронавтов на орбитальную космическую станцию Skylab . Наконец, в 1975 году последний полетный CSM состыковался с советским кораблем «Союз-19» в рамках международного испытательного проекта «Союз–Аполлон» .
Концепции усовершенствованного пилотируемого космического корабля появились еще до того, как была объявлена цель высадки на Луну. Трехместный корабль должен был в основном использоваться для орбитального использования вокруг Земли. Он включал бы большой герметичный вспомогательный орбитальный модуль , где экипаж мог бы жить и работать в течение нескольких недель. Они должны были выполнять в модуле действия, характерные для космической станции, в то время как более поздние версии использовали бы модуль для перевозки грузов на космические станции. Космический корабль должен был обслуживать проект Olympus (LORL), складную вращающуюся космическую станцию, запущенную на одном Saturn V. Более поздние версии должны были использоваться в окололунных полетах и стать основой для прямого восхождения лунного космического корабля, а также для использования в межпланетных миссиях. В конце 1960 года НАСА призвало промышленность США предложить проекты для корабля. 25 мая 1961 года президент Джон Ф. Кеннеди объявил о цели высадки на Луну до 1970 года, что немедленно сделало планы НАСА по станции Olympus устаревшими. [2] [3]
Когда 28 ноября 1961 года NASA заключило первоначальный контракт на программу Apollo с North American Aviation, все еще предполагалось, что посадка на Луну будет осуществлена путем прямого восхождения, а не путем встречи на лунной орбите . [4] Поэтому проектирование продолжалось без средств стыковки командного модуля с лунным экскурсионным модулем (LEM) . Но изменение встречи на лунной орбите, а также несколько технических препятствий, возникших в некоторых подсистемах (таких как контроль окружающей среды), вскоре дали понять, что потребуется существенная переработка. В 1963 году NASA решило, что наиболее эффективным способом поддержания программы в нужном русле было продолжить разработку в двух версиях: [5]
К январю 1964 года North American начала представлять NASA детали конструкции Block II. [6] Космические корабли Block I использовались для всех беспилотных испытательных полетов Saturn 1B и Saturn V. Первоначально планировалось два пилотируемых полета, но в конце 1966 года их число сократилось до одного. Эта миссия, обозначенная как AS-204, но названная экипажем Apollo 1 , была запланирована к запуску 21 февраля 1967 года. Во время генеральной репетиции запуска 27 января все три астронавта ( Гас Гриссом , Эд Уайт и Роджер Чаффи ) погибли в пожаре в кабине, который выявил серьезные недостатки в конструкции, техническом обслуживании и проектировании Block I, многие из которых были перенесены в командные модули Block II, строившиеся в то время.
После тщательного расследования, проведенного Советом по рассмотрению миссии «Аполлон-204», было принято решение прекратить пилотируемый этап полета по блоку I и пересмотреть блок II с учетом рекомендаций совета по рассмотрению миссии . Блок II включал в себя пересмотренную конструкцию теплозащитного экрана КМ, которая была испытана в беспилотных полетах «Аполлон-4» и «Аполлон-6» , поэтому первый полностью укомплектованный космический корабль «Блок II» полетел в первой пилотируемой миссии «Аполлон-7» .
Оба блока были по сути схожи по общим размерам, но несколько конструктивных усовершенствований привели к снижению веса в Block II. Кроме того, топливные баки служебного модуля Block I были немного больше, чем в Block II. Космический корабль Apollo 1 весил приблизительно 45 000 фунтов (20 000 кг), в то время как Block II Apollo 7 весил 36 400 фунтов (16 500 кг). (Эти два околоземных орбитальных корабля были легче, чем корабль, который позже отправился на Луну, поскольку они несли топливо только в одном наборе баков и не несли антенну S-диапазона с высоким коэффициентом усиления.) В приведенных ниже спецификациях, если не указано иное, все приведенные веса относятся к космическому аппарату Block II.
Общая стоимость разработки CSM и произведенных единиц составила 36,9 млрд долларов США в ценах 2016 года, скорректированная с номинальной суммы в 3,7 млрд долларов США [7] с использованием индексов инфляции NASA New Start. [8]
Командный модуль представлял собой усеченный конус ( frustum ) диаметром 12 футов 10 дюймов (3,91 м) по основанию и высотой 11 футов 5 дюймов (3,48 м), включая стыковочный зонд и тарельчатый кормовой тепловой экран. Передний отсек содержал два двигателя системы управления реакцией , стыковочный туннель и систему посадки на Землю. Внутренний корпус высокого давления вмещал жилые помещения для экипажа, отсеки для оборудования, элементы управления и дисплеи, а также многие системы космического корабля . Кормовой отсек содержал 10 двигателей управления реакцией и соответствующие им топливные баки, баки с пресной водой и кабели-кабели 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 (оболочки высокого давления) и внешней конструкции.
Внутренняя структура представляла собой алюминиевую сэндвич-конструкцию, состоящую из сварной алюминиевой внутренней оболочки, клееного алюминиевого сотового сердечника и внешнего лицевого листа. Толщина сот варьировалась от примерно 1,5 дюймов (3,8 см) у основания до примерно 0,25 дюймов (0,64 см) у переднего туннеля доступа. Эта внутренняя структура представляла собой герметичный отсек экипажа.
Внешняя структура была сделана из нержавеющей стали, спаянной между стальными сплавными лицевыми листами. Она варьировалась по толщине от 0,5 дюйма до 2,5 дюймов. Часть области между внутренней и внешней оболочками была заполнена слоем стекловолоконной изоляции в качестве дополнительной теплозащиты. [12]
Абляционный тепловой экран снаружи CM защищал капсулу от тепла при входе в атмосферу , которого достаточно для расплавления большинства металлов. Этот тепловой экран состоял из фенолформальдегидной смолы . Во время входа в атмосферу этот материал обугливался и расплавлялся, поглощая и унося интенсивное тепло в процессе. Тепловой экран имеет несколько внешних покрытий: поровое уплотнение, влагозащитный барьер (белое отражающее покрытие) и серебристое майларовое тепловое покрытие, которое выглядит как алюминиевая фольга.
Теплозащитный экран имел толщину от 2 дюймов (5,1 см) в кормовой части (основание капсулы, обращенное вперед во время входа в атмосферу) до 0,5 дюйма (1,3 см) в отсеке экипажа и передней части. Общий вес экрана составлял около 3000 фунтов (1400 кг). [12]
Передний отсек высотой 1 фут 11 дюймов (0,58 м) представлял собой область снаружи внутренней оболочки давления в носовой части капсулы, расположенную вокруг переднего стыковочного туннеля и покрытую передним тепловым экраном. Отсек был разделен на четыре 90-градусных сегмента, которые содержали оборудование для посадки на Землю (все парашюты, антенны для восстановления и маяк, а также строп для восстановления на море), два двигателя управления реакцией и механизм сброса переднего теплового экрана.
На высоте около 25 000 футов (7600 м) во время входа в атмосферу передний теплозащитный экран был сброшен, чтобы обнажить оборудование для посадки на Землю и обеспечить раскрытие парашютов. [12]
Кормовой отсек высотой 1 фут 8 дюймов (0,51 м) располагался по периметру командного модуля в его самой широкой части, прямо перед (выше) кормовым теплозащитным экраном. Отсек был разделен на 24 отсека, содержащих 10 двигателей управления реакцией; топливные, окислительные и гелиевые баки для подсистемы управления реакцией CM; водяные баки; сминаемые ребра системы ослабления удара; и ряд приборов. Шланг CM-SM, точка, где проводка и водопровод проходили от одного модуля к другому, также находился в кормовом отсеке. Панели теплозащитного экрана, закрывающие кормовой отсек, были съемными для обслуживания оборудования перед полетом. [12]
Компоненты ELS размещались вокруг переднего стыковочного туннеля. Передний отсек был отделен от центрального переборкой и был разделен на четыре 90-градусных клина. ELS состоял из двух дроуг-парашютов с минометами , трех основных парашютов , трех пилотных парашютов для развертывания основных, трех надувных мешков для вертикального подъема капсулы при необходимости, троса для подъема на море, маркера-краски и шлангокабеля для пловца.
Центр масс командного модуля был смещен примерно на фут от центра давления (вдоль оси симметрии). Это обеспечивало вращательный момент во время входа в атмосферу, наклоняя капсулу и обеспечивая некоторую подъемную силу ( коэффициент подъемной силы к лобовому сопротивлению около 0,368 [13] ). Затем капсула управлялась путем вращения капсулы с помощью двигателей; когда управление не требовалось, капсула медленно вращалась, и подъемные эффекты нейтрализовались. Эта система значительно уменьшала перегрузку, испытываемую астронавтами , позволяла разумно контролировать направление и позволяла нацеливаться 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, замедлив космический корабль до 125 миль в час (201 километр в час). На высоте 10 700 футов (3300 м) тормозные парашюты были сброшены, и были раскрыты пилотные парашюты, которые вытащили основные. Они замедлили КМ 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 парашютировать для посадки в океане всего с двумя раскрытыми парашютами (как это произошло на Аполлоне-15 ), третий парашют был мерой предосторожности.
Система управления ориентацией командного модуля состояла из двенадцати двигателей управления ориентацией с усилием 93 фунта (410 Н), десять из которых располагались в кормовом отсеке, а два — в переднем. Они снабжались четырьмя баками, в которых хранилось 270 фунтов (120 кг) топлива монометилгидразина и окислителя тетраоксида азота , и находились под давлением 1,1 фунта (0,50 кг) гелия, хранящегося под давлением 4150 фунтов на квадратный дюйм (28,6 МПа) в двух баках. [ необходима цитата ]
Передний стыковочный люк был установлен в верхней части стыковочного туннеля. Он был 30 дюймов (76 см) в диаметре и весил 80 фунтов (36 кг), изготовлен из двух обработанных колец, которые были сварены с паяной сотовой панелью. Внешняя сторона была покрыта 0,5-дюймовой (13 мм) изоляцией и слоем алюминиевой фольги. Он был защелкнут в шести местах и управлялся ручкой насоса. Люк содержал клапан в своем центре, используемый для выравнивания давления между туннелем и CM, чтобы люк можно было снять.
Унифицированный люк экипажа (UCH) имел высоту 29 дюймов (74 см), ширину 34 дюйма (86 см) и весил 225 фунтов (102 кг). Он управлялся ручкой насоса, которая приводила в действие храповой механизм, открывая или закрывая пятнадцать защелок одновременно.
Миссия Apollo требовала, чтобы LM состыковался с CSM по возвращении с Луны, а также при маневре перемещения, стыковки и извлечения в начале транслунного побережья. Стыковочный механизм был неандрогинной системой, состоящей из зонда, расположенного в носовой части CSM, который соединялся с дроугом , усеченным конусом, расположенным на лунном модуле. Зонд выдвигался как домкрат-ножницы , чтобы захватить дроуг при первоначальном контакте, известном как мягкая стыковка . Затем зонд втягивался, чтобы стянуть транспортные средства вместе и установить прочное соединение, известное как «жесткая стыковка». Механизм был указан NASA как имеющий следующие функции: [ необходима цитата ]
Головка зонда, расположенная в CSM, была самоцентрирующейся и карданно закрепленной на поршне зонда. Когда головка зонда вошла в отверстие гнезда стыковочного гнезда, три подпружиненных защелки нажали и зацепили. Эти защелки позволили перейти в так называемое состояние «мягкой стыковки» и позволили утихнуть движениям тангажа и рыскания в двух транспортных средствах. Избыточное движение в транспортных средствах во время процесса «жесткой стыковки» могло привести к повреждению стыковочного кольца и создать нагрузку на верхний туннель. Отжатая запирающая тяга триггера на каждой защелке позволяла подпружиненной катушке двигаться вперед, удерживая рычажное соединение в заблокированном положении над центром. В верхнем конце туннеля лунного модуля стыковочное гнездо, которое было изготовлено из алюминиевого сотового сердечника толщиной 1 дюйм, приклеенного спереди и сзади к алюминиевым лицевым листам, было приемным концом защелок захвата головки зонда.
После первоначального захвата и стабилизации транспортных средств зонд был способен прилагать силу закрытия в 1000 фунтов силы (4,4 кН), чтобы сблизить транспортные средства. 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 астронавтом после каждого жесткого события стыковки (лунные миссии требовали двух стыковок).
Автоматическая защелка выдвижения, прикрепленная к корпусу цилиндра зонда, зацепила и удерживала центральный поршень зонда в убранном положении. Перед разделением корабля на лунной орбите был выполнен ручной взвод двенадцати кольцевых защелок. Затем разделительное усилие от внутреннего давления в области туннеля передавалось от кольцевых защелок к зонду и стыковочному гнезду. При расстыковке освобождение захватных защелок осуществлялось путем подачи электрического питания на тандемно установленные вращающиеся соленоиды постоянного тока, расположенные в центральном поршне. В условиях пониженной температуры операция по освобождению одного двигателя выполнялась вручную в лунном модуле путем нажатия на фиксирующую катушку через открытое отверстие в головках зонда, в то время как освобождение от CSM осуществлялось путем вращения ручки освобождения в задней части зонда для ручного вращения вала крутящего момента двигателя. [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 взрывным способом сбросила бы стыковочное кольцо и зонд с КМ в момент его отделения от защитного кожуха разгонного блока.
Центральный сосуд под давлением командного модуля был его единственным обитаемым отсеком. Он имел внутренний объем 210 кубических футов (5,9 м 3 ) и вмещал основные панели управления, сиденья экипажа, системы наведения и навигации, шкафчики для продуктов питания и оборудования, систему утилизации отходов и стыковочный туннель.
В передней части кабины доминировала главная панель дисплея в форме полумесяца шириной около 7 футов (2,1 м) и высотой 3 фута (0,91 м). Она была разделена на три панели, каждая из которых подчеркивала обязанности каждого члена экипажа. Панель командира миссии (левая сторона) включала в себя индикаторы скорости , положения и высоты , основные органы управления полетом и главный FDAI (индикатор положения пилота).
Пилот CM выполнял функции штурмана, поэтому его панель управления (в центре) включала в себя органы управления компьютером наведения и навигации , панель индикаторов предостережений и предупреждений, таймер событий, органы управления сервисной двигательной системой и RCS, а также органы управления системой контроля окружающей среды.
Пилот лунного модуля выполнял функции системного инженера, поэтому на его панели управления (с правой стороны) находились датчики и органы управления топливными элементами , органы управления электрикой и аккумуляторными батареями , а также органы управления связью.
По бокам от главной панели располагались наборы панелей управления меньшего размера. С левой стороны располагалась панель автоматического выключателя , элементы управления аудиосистемой и элементы управления питанием SCS. С правой стороны располагались дополнительные автоматические выключатели и резервная панель управления аудиосистемой, а также переключатели управления окружающей средой. В общей сложности панели командного модуля включали 24 прибора, 566 переключателей, 40 индикаторов событий и 71 лампу.
Три кушетки экипажа были изготовлены из полых стальных труб и покрыты тяжелой огнестойкой тканью, известной как Armalon. Ножные части двух внешних кушеток могли складываться в различных положениях, в то время как тазобедренная часть центральной кушетки могла быть отсоединена и уложена на кормовую переборку. Один вращательный и один трансляционный ручной контроллер были установлены на подлокотниках левой кушетки. Контроллер трансляции использовался членом экипажа, выполняющим транспозицию, стыковку и маневр извлечения с LM, обычно пилотом CM. Центральная и правая кушетки имели дублирующие вращательные контроллеры. Кушетки поддерживались восемью амортизирующими стойками, разработанными для смягчения удара при приземлении на воду или, в случае аварийной посадки, на твердую землю.
Смежное пространство кабины было организовано в шесть отсеков для оборудования:
В CM было пять окон. Два боковых окна имели площадь 9 дюймов (23 см) и располагались рядом с левым и правым диванами. Два обращенных вперед треугольных окна рандеву имели площадь 8 на 9 дюймов (20 на 23 см) и использовались для облегчения рандеву и стыковки с LM. Круглое люковое окно имело диаметр 9 дюймов (23 см) и располагалось прямо над центральным диваном. Каждая оконная сборка состояла из трех толстых стекол. Внутренние два стекла, изготовленные из алюмосиликата , составляли часть корпуса высокого давления модуля. Внешнее стекло из плавленого кварца служило как защитой от мусора, так и частью теплового экрана. Каждое стекло имело антибликовое покрытие и сине-красное отражающее 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 двигателя и теплозащитный экран сервисного двигателя увеличили общую высоту до 24 футов 7 дюймов (7,49 м). Интерьер представлял собой простую конструкцию, состоящую из центральной туннельной секции диаметром 44 дюйма (1,1 м), окруженной шестью секторами в форме пирога. Секторы были увенчаны передней переборкой и обтекателем, разделенными шестью радиальными балками, покрытыми снаружи четырьмя сотовыми панелями и поддерживаемыми кормовой переборкой и теплозащитным экраном двигателя. Секторы не все были равными углами в 60°, а варьировались в зависимости от требуемого размера.
Длина переднего обтекателя составляла 1 фут 11 дюймов (58 см), в нем размещались компьютер системы управления реакцией (RCS), блок распределения питания, контроллер ECS, контроллер разделения и компоненты для антенны с высоким коэффициентом усиления, а также восемь радиаторов EPS и соединительный рукав, содержащий основные электрические и водопроводные соединения с CM. Снаружи обтекатель содержал выдвижной прожектор , направленный вперед; прожектор EVA для помощи пилоту командного модуля в извлечении пленки SIM; и мигающий маяк сближения , видимый с расстояния 54 морских миль (100 км) в качестве навигационного средства для сближения с LM.
SM был соединен с CM с помощью трех натяжных стяжек и шести компрессионных подушек. Натяжные стяжки представляли собой полосы из нержавеющей стали, прикрученные болтами к заднему тепловому экрану CM. Он оставался прикрепленным к командному модулю на протяжении большей части миссии, пока не был сброшен непосредственно перед входом в атмосферу Земли. При сбросе шлангокабельные соединения CM были перерезаны с помощью пиротехнического гильотинного узла. После сброса кормовые двигатели трансляции SM автоматически непрерывно работали, чтобы дистанцировать его от CM, пока не истощилось либо топливо RCS, либо энергия топливных элементов. Двигатели вращения также работали в течение пяти секунд, чтобы убедиться, что он следует по другой траектории, чем CM, и быстрее разваливается при входе в атмосферу.
Двигатель служебной двигательной системы ( SPS ) изначально был разработан для подъема CSM с поверхности Луны в режиме миссии прямого подъема , [20] Выбранным двигателем был AJ10-137 , [21] который использовал Aerozine 50 в качестве топлива и азотный тетраоксид (N 2 O 4 ) в качестве окислителя для создания тяги 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 было необходимо для выполнения режима миссии сближения с лунной орбитой (LOR), официально выбранного в июле того же года. [23] Двигатель фактически использовался для коррекции на середине курса между Землей и Луной, а также для вывода космического корабля на лунную орбиту и с нее. Он также служил в качестве тормозной ракеты для выполнения импульса схода с орбиты для орбитальных полетов вокруг Земли.
Топливо подавалось в двигатель под давлением 39,2 кубических футов (1,11 м 3 ) газообразного гелия под давлением 3600 фунтов на квадратный дюйм (25 МПа), который находился в двух сферических баках диаметром 40 дюймов (1,0 м). [24]
Длина выхлопного сопла составляла 152,82 дюйма (3,882 м), а ширина у основания — 98,48 дюйма (2,501 м). Оно было установлено на двух карданных подвесах, чтобы удерживать вектор тяги на одной линии с центром масс космического корабля во время срабатывания SPS. Камера сгорания и баки с нагнетателем размещались в центральном туннеле.
Четыре кластера из четырех двигателей системы управления реакцией (RCS) (известные как «квады») были установлены вокруг верхней секции SM через каждые 90°. Шестнадцатидвигательная компоновка обеспечивала вращение и управление перемещением по всем трем осям космического корабля. Каждый двигатель R-4D имел размеры 12 дюймов (30 см) в длину и 6 дюймов (15 см) в диаметре, создавал тягу 100 фунтов силы (440 Н) и использовал гелиевый монометилгидразин (MMH) в качестве топлива и азотный тетраоксид (NTO) в качестве окислителя. [25] Каждая сборка четверки имела размеры 2,2 на 2,7 фута (0,67 на 0,82 м) и имела собственные топливные, окисляющие и гелиевые баки, установленные на внутренней стороне панели обшивки размером 8 на 2,75 футов (2,44 на 0,84 м). Основной топливный бак (MMH) содержал 69,1 фунта (31,3 кг); вторичный топливный бак содержал 45,2 фунта (20,5 кг); основной бак окислителя содержал 137,0 фунтов (62,1 кг), а вторичный бак окислителя содержал 89,2 фунта (40,5 кг). Топливные баки находились под давлением из одного бака, содержащего 1,35 фунта (0,61 кг) жидкого гелия. [26] Обратный поток предотвращался серией обратных клапанов, а требования к обратному потоку и незаполненному объему были решены путем содержания топлива и окислителя в тефлоновых пузырях, которые отделяли топливо от гелиевого давления. [26]
Четыре полностью независимых кластера RCS обеспечивали избыточность; для полного управления ориентацией требовалось всего два смежных функционирующих блока. [26]
В лунном модуле использовалась аналогичная четырехтактная схема расположения двигателей Р-4Д для его РСУ.
Электроэнергия вырабатывалась тремя топливными элементами , каждый из которых имел размеры 44 дюйма (1,1 м) в высоту, 22 дюйма (0,56 м) в диаметре и весил 245 фунтов (111 кг). Они объединяли водород и кислород для выработки электроэнергии и производили питьевую воду в качестве побочного продукта. Элементы питались двумя полусферически-цилиндрическими резервуарами диаметром 31,75 дюйма (0,806 м), каждый из которых содержал 29 фунтов (13 кг) жидкого водорода , и двумя сферическими резервуарами диаметром 26 дюймов (0,66 м), каждый из которых содержал 326 фунтов (148 кг) жидкого кислорода (который также снабжал систему контроля окружающей среды).
Во время полета Аполлона-13 EPS был отключен взрывным разрывом одного кислородного бака, который пробил второй бак и привел к потере всего кислорода. После аварии был добавлен третий кислородный бак, чтобы избежать работы при заполнении бака ниже 50%. Это позволило устранить внутреннее оборудование перемешивающего вентилятора бака, которое способствовало отказу.
Также, начиная с Apollo 14 , в SM была добавлена вспомогательная батарея на 400 Ач для аварийного использования. Apollo 13 в первые часы после взрыва сильно потреблял свои входные батареи, и хотя эта новая батарея не могла питать CM более 5–10 часов, она могла бы выиграть время в случае временной потери всех трех топливных элементов. Такое событие произошло, когда в Apollo 12 дважды ударила молния во время запуска.
Атмосфера кабины поддерживалась на уровне 5 фунтов на квадратный дюйм (34 кПа) чистого кислорода из тех же баков с жидким кислородом, которые питали топливные элементы электроэнергетической системы. Питьевая вода, поставляемая топливными элементами, хранилась для питья и приготовления пищи. Система терморегулирования, использующая смесь воды и этиленгликоля в качестве охладителя, сбрасывала отработанное тепло из кабины CM и электроники во внешнее пространство через два радиатора площадью 30 квадратных футов (2,8 м 2 ), расположенных в нижней части внешних стен, один из которых покрывал сектора 2 и 3, а другой — сектора 5 и 6. [27]
Для связи на короткие расстояния между CSM и LM использовались две антенны VHF scimitar, установленные на SM прямо над радиаторами ECS. Первоначально эти антенны располагались на командном модуле Block I и выполняли двойную функцию аэродинамических поясов для стабилизации капсулы после прерывания запуска. Антенны были перемещены в служебный модуль Block II, когда эта функция оказалась ненужной.
Управляемая унифицированная антенна S-диапазона с высоким коэффициентом усиления для дальней связи с Землей была установлена на кормовой переборке. Это был массив из четырех рефлекторов диаметром 31 дюйм (0,79 м), окружающих один квадратный рефлектор размером 11 дюймов (0,28 м). Во время запуска он был сложен параллельно основному двигателю, чтобы поместиться внутри адаптера Spacecraft-to-LM (SLA) . После отделения CSM от SLA он развернулся под прямым углом к SM.
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 посадкой. [28]
Грузоподъемность ракеты -носителя Saturn IB , используемой для запуска миссий на низкую околоземную орбиту ( Apollo 1 (планировалось), Apollo 7 , Skylab 2 , Skylab 3 , Skylab 4 и Apollo–Soyuz ), не могла справиться с массой полностью заправленного CSM в 66 900 фунтов (30 300 кг). Это не было проблемой, поскольку требования к delta-v космического корабля для этих миссий были намного меньше, чем для лунной миссии; поэтому их можно было запустить с менее чем половиной полной загрузки топлива SPS, заполнив только отстойники SPS и оставив баки для хранения пустыми. Масса CSM, запущенных на орбиту на Saturn IB, варьировалась от 32 558 фунтов (14 768 кг) (Apollo–Soyuz) до 46 000 фунтов (21 000 кг) (Skylab 4).
Всенаправленные антенны были достаточны для наземной связи во время околоземных орбитальных миссий, поэтому антенна S-диапазона с высоким коэффициентом усиления на SM была исключена из полетов Apollo 1, Apollo 7 и трех полетов Skylab. Она была восстановлена для миссии Apollo–Soyuz 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 топливных и окисляющих баков (оставив частично заполненные отстойники), а также одного из двух гелиевых баков. [29] Это позволило добавить некоторое количество дополнительного топлива RCS, чтобы использовать его в качестве резервного для увода с орбиты в случае возможного отказа SPS. [30]
Поскольку космический корабль для миссий Skylab не будет занят большую часть миссии, потребность в энергосистеме будет ниже, поэтому один из трех топливных элементов был удален из этих SM. 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 откидные сиденья в кормовой отсек оборудования. CM-119 был оснащен двумя откидными сиденьями в качестве спасательного корабля Skylab , который никогда не использовался. [31]
Примечания
Цитаты
модуль Apollo – CM-011. Он использовался для беспилотной миссии AS-202 26 августа 1966 г.
Крупный план верхнего теплового щита на CSM-115, незавершенном командном модуле Apollo Block 2, который находится наверху Saturn.
