Командно-сервисный модуль Apollo

редактировать
Компонент космического корабля Apollo
Командно-сервисный модуль Apollo
Лунная орбита Apollo CSM. jpg Apollo CSM Endeavour на лунной орбите во время Apollo 15
ПроизводительNorth American Aviation. North American Rockwell
ДизайнерМаксим Фэджет
Страна происхожденияСША
ОператорНАСА
ПриложенияЭкипаж Цислоунский полет и лунная орбита. Скайлэб экипаж шаттла. Испытательный проект «Аполлон-Союз»
Технические характеристики
Тип космического корабляКапсула
Расчетный срок службы14 дней
Стартовая масса32 390 фунтов (14 690 кг) на околоземной орбите. 63 500 фунтов (28 800 кг) Лунный
Сухая масса26 300 фунтов (11 900 кг)
Грузоподъемность2320 фунтов (1050 кг)
Вместимость экипажа3
Объем218 куб. Футов (6,2 м)
МощностьТопливные элементы
РежимНизкая околоземная орбита. Цислунное пространство. Лунная орбита
Размеры
Длина36,2 фута (11,0 м)
Диаметр ter12,8 футов (3,9 м)
Производство
СостояниеСписано
Построено35
Запущено19
В рабочем состоянии19
Не выполнено2
Утрачено1
Первый запуск26 февраля 1966 г. (AS-201 )
Последний запуск15 июля 1975 г. (Аполлон-Союз )
Последний выход на пенсию24 июля 1975 года
Связанный космический корабль
Летал слунным модулем Аполлона
Конфигурация
Apollo-linedrawing.png . Схема CSM Аполлона Блок II
космический корабль Близнецы Орион (космический корабль)

Командно-служебный модуль Apollo (CSM ) был одним из двух основных компонентов космического корабля Apollo США, использовавшийся для программы Apollo, высадил астронавтов на Луну в период с 1969 по 1972 год. CSM работает как головной корабль, на борту которого находился экипаж из трех астронавтов и второй космический корабль Apollo, Лунный модуль «Аполлон» вышел на лунную Он состоял из двух частей: конического командного модуля, кабины, в которых размещался экипаж и находилось оборудование, необходимое для входа в атмосферу и приводнения ; и цилиндрический служебный модуль, который обеспечивал движение, электроэнергию и хранение различных расходных материалов, необходимых во время миссии. Соединение шлангокабелем передавало питание и расходные материалы между двумя модулями. Непосредственно перед повторным входом командного модуля на обратном пути домой было разорвано кабельное соединение, служебный модуль был отброшен и позволил сгореть в атмосфере.

CSM был разработан и построен для NASA компанией North American Aviation, начиная с ноября 1961 года. Первоначально он был разработан для приземления на ступени на ступени ракеты и вернуть все трех астронавтов в миссию прямого восхождения, в которой не использовался отдельный лунный модуль и, следовательно, не было условий для стыковки с другими космическими элементами. Это, а также другие беспрепятственные изменения конструкции, привели к решению две версии CSM: Block I должен был отключить миссий один полет с экипажем на околоземную орбиту (Apollo 1 ), в то как более Advanced Блок II был разработан для использования с лунным модулем. Полет Apollo 1 был отменен после того, как пожар в кабине убил экипаж и уничтожил командный модуль во время репетиции запуска. Устранение проблем, вызвавших пожар, было применено к космическому кораблю Block II, который использовался для всех пилотируемых космических полетов.

Девятнадцать CSM были запущены в космос. Из них девять летали с людьми на Луну в период с 1968 по 1972 год, а еще два года выполнили испытательные полеты с экипажем на низкой околоземной орбите, и все это в рамках программы Apollo. До этого еще четыре CSM совершали полеты в качестве беспилотных «Аполлонов», из которых два были суборбитальными и еще два были орбитальными. После завершения программы Apollo и в течение 1973–1974 годов три CSM переправили астронавтов на орбитальную космическую станцию ​​Skylab. Наконец, в 1975 году последний пилотируемый CSM состыковался с советским кораблем Союз 19 в рамках международного испытательного проекта Аполлон - Союз.

Содержание

  • 1 До Аполлона
  • 2 История разработки
  • 3 Командный модуль (CM)
    • 3.1 Конструкция
      • 3.1.1 Тепловая защита (тепловой экран)
      • 3.1.2 Передний отсек
      • 3.1.3 Кормовой отсек
    • 3.2 Система приземления
    • 3.3 Система управления реакцией
    • 3.4 Люки
    • 3.5 Узел стыковки
      • 3.5.1 Сцепление
      • 3.5.2 Втягивание
      • 3.5.3 Разделение
    • 3.6 Внутри кабины компоновка
    • 3.7 Технические характеристики
  • 4 Сервисный модуль (SM)
    • 4.1 Конструкция
    • 4.2 Сервисная силовая установка
    • 4.3 Система управления реакцией
    • 4.4 Электроэнергетическая система
    • 4.5 Система экологического контроля
    • 4.6 Система связи
    • 4.7 Технические характеристики
  • 5 Модификации для миссий Saturn IB
  • 6 Основные различия между блоком I и блоком II
    • 6.1 Командный мо дуль
    • 6.2 Сервисный модуль
  • 7 выпущенных CSM
  • 8 См. Также
  • 9 футов примечания

До Аполлона

Концепции усовершенствованного космического корабля с экипажем начались до того, как была объявлена ​​цель высадки на Луну. Аппарат из трех человек предназначался в основном для орбитального использования вокруг Земли. Он будет работать большой герметичный вспомогательный орбитальный модуль, где экипаж будет жить и работать неделями. Они будут выполнять в модуле действия типа космической станции, в то время как более поздние версии будут использовать модуль для перевозки грузов на космические станции. Космический корабль был обслуживать проект «Олимп» (LORL), одиночную запускаемую складную вращающуюся космическую станцию, запущенную на одиночном Сатурн V. Более поздние версии ракеты-носителя в окололунных полетах. В конце 1960 года НАСАлось к промышленности США с просьбой разработать дизайн автомобиля. 25 мая 1961 года президент Джон Ф. Кеннеди объявил о цели высадки на Луну до 1970 года, что полностью обошло планы НАСА по орбитальной орбитальной станции «Олимп».

История развития

Когда НАСА заключив первоначальный контракт с компанией «Аполлон» с компанией North American Aviation 28 ноября 1961 года, все еще предполагалось, что посадка на Луну будет осуществлена ​​прямым восхождением, а не сближением на лунной орбите. Поэтому при проектировании не было средств стыковки командного модуля с лунным экскурсионным модулем (LEM). Но переход на встречу на лунной орбите, а также несколько технических препятствий, встречающихся в некоторых подсистемах, вскоре необходимо понять, что требуется модернизация. В 1963 году НАСА решило, что эффективным способом продолжения программы будет продолжение разработки в двух версиях:

  • Блок I продолжит предварительный проект, который будет работать только для ранних полетов на околоземную орбиту..
  • Блок II будет заключена по контракту с Grumman Aircraft Engineering <536, включая стыковочный люк и включающий снижение веса и извлеченные в Блоке I. Детальный дизайн стыковочных возможностей зависел от конструкции LEM, которая заключена по контракту с >К январь 1964 года компания североамериканского начала внедрения в НАСА детали конструкции блока II. Корабли Block I использовались для всех испытательных полетов Saturn 1B и Saturn V без экипажа. Первоначально планировалось два полета с экипажем, но в конце 1966 года их количество уменьшилось до одного. Этот полет, получивший обозначение AS-204, но названный его летным экипажем Apollo 1, планировался к запуску 21 февраля 1967 года. во время генеральной репетиции запуска 27 января все трое астронавтов (Гас Гриссом, Эд Уайт и Роджер Чаффи ) были убиты в результате пожара в кабине. Серьезные недостатки в проектировании, строительстве и обслуживании в Блоке I, многие из которых были перенесены в командные модули блока II, которые строились в то время.

    После тщательного расследования, проведенного Советом по обзору Аполлон 204, было решено прекратить фазу блока I с экипажем и переопределить Блок II, чтобы включить в него рекомендации комиссии по обзору. Блок II включил в себя пересмотренную конструкцию теплозащитного экрана CM, которая была испытана на беспилотных полетах Аполлона 4 и Аполлона 6, поэтому первый разветвленный космический корабль Блок II совершил первый полет с экипажем, Аполлон 7.

    Два блока были по конструкции схожи по габаритным размерам, но несколько улучшений привести к снижению веса Блок II. Кроме того, топливные баки служебного модуля блока I были немного больше, чем в блоке II. Космический корабль Apollo 1 весил приблизительно 45 000 фунтов (20 000 кг), а 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 резервуаров и антенны с повышенными коэффициентами усиления S-диапазона)., все веса к космическому кораблю Блок II.

    Общая стоимость CSM для разработки и произведенных составляет 36,9 миллиарда долларов в долларах 2016 года, скорректированная с номинальной суммы в 3,7 миллиарда долларов с использованием индексов новой стартовой инфляции НАСА.

    Командный модуль (CM)

    Внутреннее устройство командного модуля

    Командный модуль представляет собой усеченный конус (усеченный конус ) высотой 10 футов 7 дюймов (3,23 м) и диаметром 12 футов 10 дюймов (3,91 м) в поперечнике. база. В носовом отсеке находились два двигателя управления реакцией, стыковочный туннель и компоненты системы приземления на Землю. Во внутреннем сосуде высокого давления размещались жилые помещения, экипажа, отсеки для оборудования, средства управления и дисплеи, а также многие системы космических кораблей. Кормовой отсек содержал 10 реактивных двигателей управления и связанных с ними топливных баков, резервуаров с пресной водой и шланговых кабелей CSM .

    Конструкция

    Командный модуль состоял из двух основных структур соединены вместе : внутренняя структура (оболочка под давлением) и внешняя структура.

    Внутренняя конструкция представляет алюминиевую многослойную конструкцию, которая состоит из сварной алюминиевой внутренней обшивки, склеенной алюминиевой сотовой сердцевины и внешней лицевой панели. Толщина соты различировалась 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.

    Наружная конструкция сделана из нержавеющей стали, спаянно-сотовой, припаянной между лицевыми панелями из стального сплава. Его толщина оценки от 0,5 дюйма до 2,5 дюйма. Часть пространства между внутренней и внешней оболочками была заполнена слоем изоляции из стекловолокна в качестве дополнительной тепловой защиты.

    Тепловая защита (возвращающийся экран)

    Командный модуль, создающий атмосферу при ненулевой угол атаки для создания подъемного входа и контроля приземления (художественное исполнение)

    абляционный тепловой экран на внешней стороне КМал защищла от тепла повторного входа, которого достаточно для плавления металлов металлов. Этот тепловой экран состоял из фенолоформальдегидной смолы. Во время повторного входа этот материал обугливался и таял, поглощая и унося при этом сильное тепло. Теплозащитный экран имеет несколько внешних покрытий: уплотнение пор, барьер для влаги (белое отражающее покрытие) и тепловое покрытие из серебряной майлара, которое выглядит как алюминиевая фольга.

    Теплозащитный экран изменялся по толщине от 2 дюймов (5,1 см) в кормовой части (основание капсулы, обращенной вперед во время входа) до 0,5 дюйма (1,3 см) в боевом отделении и передней части.. Общий вес щита составлял около 3000 фунтов (1400 кг).

    Передний отсек

    Передний отсек представлял собой область за пределами внутренней герметичной оболочки в носовой части капсулы, расположенной вокруг носовой части. стыковочный туннель и прикрыт передним теплозащитным экраном. Отсек был разделен на четыре 90-градусных сегмента, в которых находилось оборудование для посадки на Землю (все парашюты, спасательные антенны и маяк, а также морской спасательный трос), два двигателя управления реакцией и передний механизм сброса теплового экрана.

    На высоте примерно 25 000 футов (7600 м) во время входа в атмосферу сброшен, чтобы обнажить оборудование для посадки на Землю и открыть парашюты.

    Кормовой отсек

    Кормовой отсек располагался по периферии командного модуля в его самой широкой части, прямо перед (над) задним теплозащитным экраном. Отсек был разделен на 24 отсека с 10 двигателями управления реакцией; баки горючего, окислителя и гелия подсистемы управления реакцией КМ; резервуары для воды; дробимые ребра системы гашения ударов; и ряд инструментов. Шланг CM-SM, место, где проводка и водопровод от одного модуля к другому, также находился в кормовом отсеке. Панели теплового экрана, закрывающие кормовой отсек, были съемными для обслуживания оборудования перед полетом.

    Система приземления на Землю

    Масштабная модель командно-служебного модуля Apollo в Европейском космическом центре в Бельгии. Командный модуль «Аполлон-15» приводнился в Тихом океане, 1971 г.

    Компоненты ELS были размещены вокруг переднего стыковочного туннеля. Передний отсек отделялся от центральной переборкой и разделялся на четыре клина под углом 90 градусов. ELS состояла из двух тормозных парашютов с минометами, трех основных парашютов, трех пилотных парашютов для раскрытия троса, трех подушек для надувания для поднятия капсулы в вертикальном положении при необходимости, морской спасательный трос, красильный маркер и шлангокабель для пловца.

    Центр масс командного модуля был смещен примерно на фут от центра давления (вдоль оси симметрии). Это обеспечивало вращающий момент во время входа, наклон капсулы и некоторый подъем (отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению около 0,368). Затем капсула управлялась путем вращения капсулы с помощью двигателей; когда рулевое управление не требовалось, капсула вращалась медленно, и эффект подъемной силы нейтрализовался. Эта система значительно уменьшила перегрузку, испытываемые астронавтами, позволяла разумно управлять направлением и позволяла поставить цель на точку приводнения капсулы в нескольких миль.

    На высоте 24 000 футов (7,3 км) передний экран был сброшен с помощью четырех пружин сжатия сжатого газа. Затем были развернуты тормозные парашюты, которые замедлили космический корабль до 125 миль в час (201 километр в час). На высоте 10 700 футов (3,3 км) парашютисты были сброшены, и пилотные парашюты, вытащившие сеть, были внутри. Это замедлило CM до 22 миль в час (35 километров в час) для приводнения. Часть капсулы, которая сначала соприкоснулась с поверхностью воды, уменьшила силу удара. Командный модуль мог безопасно совершить посадку в океане двумя развернутыми парашютами (как это произошло на Apollo 15 ), третий парашют использовался в качестве меры предосторожности.

    Система управления реакцией

    Командный модуль система управления ориентацией состояла из двенадцати реактивных двигателей управления ориентацией с силой 93 фунта (410 Н); десять располагались в кормовом отсеке, а два шаговых двигателя - в носовом отсеке. В четырех баках хранилось 270 фунтов (120 кг) топлива монометилгидразина и окислителя тетроксида азота. Они находились под давлением 1,1 фунта (0,50 кг) гелия, хранившегося при 4150 фунтов на квадратный дюйм (28,6 МПа) в двух резервуарах.

    Люки

    Передний стыковочный люк был установлен в верхней части стыковочного туннеля. Его диаметр составлял 30 дюймов (76 см), а вес - 80 фунтов (36 кг). Он состоял из двух обработанных станке колец, которые были приварены к паяной сотовой панели. Наружная сторона была покрыта изоляцией толщиной 0,5 дюйма (13 мм) и слоем алюминиевой фольги. Он фиксировался в шести местах и ​​управлялся ручкой насоса. В люка находился клапан, который использовался для выравнивания давления между туннелем и КМ, чтобы люк можно было снять.

    Единый люк для 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 , чтобы открывать или закрывать пятнадцать защелок одновременно.

    Сборка стыковки

    Миссия Аполлона требовала, чтобы LM состыковался с CSM по возвращении с Луны, а также в маневре перестановки, стыковки и извлечения в начале транслунного побережья. Механизм стыковки представлял собой неандрогинную систему, состоящую из зонда, расположенного в носовой части CSM, который соединялся с якорем, усеченным конусом, расположенным на лунном модуле. Зонд был удлинен как ножничный домкрат для захвата якоря при начальном контакте, известного как мягкая стыковка. Затем зонд был убран, чтобы собрать машины вместе и установить надежное соединение, известное как «жесткая стыковка». Механизм был определен НАСА для выполнения следующих функций:

    • Разрешить двум транспортным средствам соединиться и уменьшить избыточное движение и энергию, вызванные стыковкой.
    • Выровняйте и отцентрируйте два автомобиля и стяните их вместе для захвата
    • Обеспечивать жесткое конструктивное соединение между обоими транспортными средствами, а также возможность снятия и повторной установки одним членом экипажа
    • Обеспечивать средства дистанционного разделения обоих транспортных средств для возвращения на Землю, используя пиротехнические крепления по окружности стыковочного кольца CSM
    • Обеспечивают резервное питание и логические цепи для всех электрических и пиротехнических компонентов.

    Муфта

    Головка зонда расположена в CSM был самоцентрирующимся и монтировался на шарнире на поршне зонда. Когда головка зонда вошла в отверстие тормозного гнезда, три подпружиненных защелки нажали и защелкнулись. Эти защелки обеспечивали так называемое состояние «мягкой стыковки» и позволяли уменьшать наклон и рыскание двух транспортных средств. Чрезмерное движение транспортных средств во время процесса «жесткой стыковки» может привести к повреждению стыковочного кольца и вызвать нагрузку на верхний туннель. Нажатое запирающее звено спускового крючка на каждой защелке позволяло подпружиненной катушке двигаться вперед, поддерживая тумблер в заблокированном положении над центром. В верхнем конце туннеля лунного модуля якорь, который был построен из алюминиевого сотового сердечника толщиной 1 дюйм, прикрепленного спереди и сзади к алюминиевым лицевым панелям, являлся приемным концом захватных защелок головки зонда.

    Втягивание

    После первоначального захвата и стабилизации транспортных средств зонд был способен прилагать замыкающую силу в 1000 фунтов силы (4,4 кН) для сближения транспортных средств. Эта сила создавалась давлением газа, действующим на центральный поршень внутри цилиндра зонда. Втягивание поршня привело к сжатию зонда и уплотнений интерфейса и приведению в действие 12 автоматических кольцевых защелок, расположенных радиально вокруг внутренней поверхности стыковочного кольца CSM. Защелки вручную повторно взводились в стыковочном туннелекосмонавтом после каждого события жесткой стыковки (лунные миссии требовали двух стыковок).

    Разделение

    Автоматическая защелка выдвижения, прикрепленная к корпусу цилиндра датчика, зацепилась и удерживала поршень датчика во втянутом положении. Перед выходом корабля на лунную орбиту производилось ручное взведение двенадцати кольцевых защелок. Разделительная сила внутреннего давления в области туннеля передавалась от кольцевых защелок на зонд и тормозной механизм. При расстыковке освобождения защелок захвата было выполнено электрическое питание на тандемные вращающиеся соленоиды постоянного тока, расположенные в центральном поршне. В условиях пониженной температуры одна операция разблокировки двигателя выполняется вручную в лунном модуле путем фиксирующей катушки через открытое отверстие в головках зонда, в то время, как освобождение из CSM производилось путем вращения ручки разблокировки на заднем зонде. вращать моментный вал двигателя вручную. Когда командный и лунный модули в последний раз отделились непосредственно перед входом в атмосферу, зонд и переднее стыковочное кольцо были разделены пиротехническими средствами, оставив все стыковочное оборудование прикрепленным к лунному модулю. В случае прерывания во время запуска с Земли та же система со взрывом выбросила бы стыковочное кольцо и зонд из КМ, когда он отделился от защитной крышки наддува.

    Внутреннее устройство кабины

    Главная панель управления

    Центральный сосуд высокого давления командного модуля был его единственным обитаемым отсеком. Он имел внутренний объем 210 кубических футов (5,9 м) и вмещал основные панели управления, сиденья экипажа, системы наведения и навигации, ящики для еды и оборудования, систему удаления отходов и стыковочный туннель.

    Доминирующей части передней части кабины была основная панель дисплея в форме полумесяца, шириной почти 7 футов (2,1 м) и высотой 3 фута (0,91 м). Он был разбит на три панели, каждую из которых подчеркивала обязанности каждого члена экипажа. Панель командира миссии (левая сторона) включает в себя индикаторы скорости, ориентации и высоты, основные органы управления полетом и основной индикатор FDAI (индикатор положения руководителя полета).

    Пилот СМ служил штурманом, поэтому его панель управления (в центре) включает в себя элементы управления компьютером наведения и навигации, панель индикаторов предупреждений и предупреждений, таймер событий, служебную двигательную установку и RCS контролирует и контролирует систему экологического контроля.

    Пилот LM работалным инженером, поэтому его панель системного управления (правая сторона) включала датчики и элементы управления топливным элементом, электрические элементы и элементы управления аккумуляторной батареи, и средства управления связью.

    По бокам от главной панели находились группы меньшего размера. На левой стороне были панель выключателя , элементы управления звуком и элементы управления питанием SCS. Справа были дополнительные автоматические выключатели и резервная панель управления аудиосистемой, а также переключатели управления окружающей средой. Всего на панели командного модуля было 24 прибора, 566 переключателей, 40 индикаторов событий и 71 индикатор.

    Три кушетки для экипажа были построены из полых стальных труб и покрыты тяжелой огнестойкой тканью, известной как армалон. Подставки для двух крайних кушеток можно сложить в различных положениях, в то время как подножки центральных кушетки можно было отсоединить и положить на заднюю переборку. На подлокотниках левого дивана были установлены один поворот и один перенос ручной контроллер. Контроллер трансляции использовался членом экипажа, выполняющим маневры перемещения, стыковки и извлечения с помощью LM, обычно пилота CM. Центральная и правая кушетки имели дублирующие регуляторы вращения. Кушетки поддерживающие восемью амортизирующими стойками, предназначенные для облегчения удара при приземлении на воду или в случае аварийной посадки, на твердую землю.

    Непрерывное пространство кабины было разделено на шесть отсеков для оборудования:

    Оборудование наведения и навигации Движущая система служебного модуля Apollo
    • Нижний отсек оборудования, в котором размещался компьютер наведения и навигации., секстант, телескоп и инерциальный измерительный блок ; различные радиомаяки; медицинские магазины; аудиоцентр; усилитель мощности S-диапазона ; На стене отсека также был установлен дополнительный контроллер поворота, поэтому пилот / штурман CM мог вращать космический корабль по мере необходимости, стоя и глядя в телескоп, чтобы найти звезды для проведения навигационных измерений с помощью секстанта. В этом отсеке астронавтам было достаточно места для передвижения, в отличие от стесненных условий, которые существовали на предыдущих космических кораблях Меркурий и Близнецы.
    • Левый - передний отсек для оборудования, обеспечивают четыре отсека для хранения продуктов, теплообменник кабины, соединитель скафандра, источник питьевой воды и телескоп GN окуляры.
    • Правый передний отсек для оборудования, в котором находились два контейнера аварийного снаряжения, комплект карт данных, книги и файлы с полетными данными и другая документация по миссии.
    • Левая рука. Отсек промежуточного оборудования, в котором находится расширительный бак кислород, система подачи воды, запасы продуктов питания, элементы управления предохранительным клапаном в кабине и комплект ECS.
    • Правый отсек промежуточного оборудования, в котором находились комплекты биоинструментов, систему управления отходами, продукты питания и предметы гигиены, а также отсек для хранения отходов.
    • Кормовой отсек для хранения кушетки для экипажа. В нем размещались 70-миллиметровая камера, одежда космонавта, наборы инструментов, сумки для хранения, поглотители огнетушителя, CO2, удерживающие веревки скафандр, комплекты для обслуживания, 16мм. оборудование и контейнер для лунных камер на случай непредвиденных обстоятельств.

    У КМ было пять окон. Два боковых окна были размером 13 дюймов (330 мм) в квадрате рядом с левым и правым диваном. Два обращенных вперед треугольных окна встречи размером 8 на 13 дюймов (200 на 330метров) использовались для помощи в сближении и стыковке с LM. Круглое окно вывода было 10 5/8 в диаметре (27 см) и находилось прямо над центральным отверстием. Каждое окно состояло из трех толстых стекол. Две внутренние панели, изготовленные из алюмосиликата, составляли часть корпуса высокого давления модуля. Наружная панель из плавленого кварца служила одновременно защитой от мусора и частью теплозащитного экрана. Каждая панель антибликовое покрытие и сине-красное отражающее покрытие на внутренней поверхности.

    Технические характеристики

    Командный модуль Аполлона 14 Китти Хок в Космическом центре Кеннеди, Флорида. Командный модуль Аполлона 15 Endeavour в Национальном музее ВВС США, Дейтон, Огайо
    • Экипаж: 3
    • Объем кабины экипажа: 210 куб. футов (5,9 м) жилого пространства, герметичное 366 куб. футов (10,4 м)
    • Длина: 11,4 фута (3,5 м)
    • Диаметр: 12,8 фута (3,9 м)
    • Масса : 12 250 фунтов (5 560 кг)
      • Масса конструкции: 3450 фунтов (1560 кг)
      • Масса теплозащитного экрана: 1869 фунтов (848 кг)
      • Масса двигателя RCS: 12 × 73,3 фунта (33,2 кг)
      • Масса эвакуационного оборудования: 540 фунтов (240 кг)
      • Масса навигационного оборудования: 1113 фунтов (505 кг)
      • Масса оборудования телеметрии : 440 фунтов (200 кг)
      • Масса электрооборудования: 1540 фунтов (700 кг)
      • Масса системы связи: 220 фунтов (100 кг)
      • Масса кушеток и провизии экипажа: 1210 фунтов (550 кг)
      • Масса системы экологического контроля: 440 фунтов (200 кг)
      • Разное. запасная масса: 440 фунтов (200 кг)
    • RCS: двенадцать подруливающих устройств 93 фунта-силы (410 Н), стреляющих парами
    • пороха RCS: MMH / N. 2O. 4
    • Масса пороха RCS: 270 фунтов ( 120 кг)
    • Вместимость питьевой воды: 33 фунта (15 кг)
    • Объем сточной воды: 58 фунтов (26 кг)
    • CO2скруббер: гидроксид лития
    • Поглотитель запаха : активированный уголь
    • Батареи электросистемы: три 40 ампер-часа серебряно-цинковые батареи ; две серебряно-цинковые пиротехнические батареи на 0,75 ампер-часа
    • Парашюты: два конических ленточных тормозных парашюта длиной 16 футов (4,9 м); три парашюта для запуска ринговых пилотов длиной 2,2 фута (2,2 м); три основных парашюта с кольцевым парусом длиной 83,5 фута (25,5 м)

    Источники:

    Сервисный модуль (SM)

    Внутренние компоненты служебного модуля блока II

    Конструкция

    Сервисный модуль был негерметичная цилиндрическая конструкция размером 24 фута 7,49 м в длину и 12 футов 10 дюймов (3,91 м) в диаметре. Интерьер представляет собой простую конструкцию, состоящую из центральной секции диаметром 44 дюйма (1,1 м), окруженной шестью сектором в форме пирога. Секторы были увенчаны передней переборкой и обтекателем, разделенными шестью радиальными балками, закрытыми четырьмя сотовыми панелями и поддерживаемыми задней переборкой и тепловым экраном двигателя. Не все секторы имели одинаковый угол 60 °, но менялись в зависимости от необходимого размера.

    • Сектор 1 (50 °) изначально не использовался, поэтому он был заполнен балластом для поддержания центра тяжести СМ.
    На последних трех лунных посадках (класс IJ ), на нем был установлен модуль научных приборов (SIM) с мощной камерой Itek 24 дюйма (610 мм) с фокусным длины длины, изначально разработанной для Lockheed U-2. и СР-71 самолет-разведчик. Камера сфотографировала Луну; если бы S-IVB не сработал, из-за чего CSM не покинул околоземную орбиту, астронавты использовали бы его для фотографирования Земли. У SIM-карты также были другие, а на субспутнике .
    • Сектор 2 (70 °) находился отстойник окислителя служебной двигательной установки (SPS), названный так потому, что он напрямую питал двигатель и постоянно был заполнен резервуаром для хранения, пока последняя не опустела. Отстойник представлял собой цилиндр с полусферическими концами, 153,8 дюйма (3,91 м) в высоту, 51 дюйм (1,3 м) в диаметре и содержал 13923 фунта (6315 кг) окислителя. Его общий объем составлял 161,48 куб. Футов (4573 м).
    • Сектор 3 (60 °) содержит резервуар для хранения окислителя SPS, имеющий такую ​​форму, как резервуар-отстойник, но немного меньше на высоте 154,47 дюйма (3924 м). и 44 дюйма (1,1 м) в диаметре, и вмещал 11 284 фунтов (5 118 кг) окислителя. Его общий объем составлял 128,52 куб. Футов (3639 м).
    • Сектор 4 (50 °) содержал топливные элементы электроэнергетической системы (EPS) с их водородом и кислородом.
    • Сектор 5 (70 °) содержал отстойник топливного бака СПС. Он был того же размера, что и отстойник окислителя, и вмещал 8 708 фунтов (3950 кг) топлива.
    • Сектор 6 (60 °) резервуар для хранения топлива SPS, а также резервуар такого же размера, как и резервуар для хранения окислителя. Он вмещал 7058 фунтов (3201 кг) топлива.

    Передний обтекатель длины 2 фута 10 дюймов (860 мм) и содержал компьютер системы управления реакцией (RCS), блок распределения мощности, контроллер ECS, контроллер разделения и компоненты. для антенны с высокими коэффициентами усиления, включая восемь излучателей EPS и шток шлангокабеля, обеспечивающие основные электрические и водопроводные соединения с CM. Обтекатель снаружи содержал выдвижной обращенный вперед прожектор ; прожектор EVA для помощи пилоту командного модуля при извлечении пленки SIM; и проблесковый маячок рандеву маяк, видимый с расстояния 54 морских миль (100 км) в качестве навигационного средства для сближения с LM.

    SM был соединен с CM с помощью трех стяжек и шести компрессионных подушек. Натяжные стяжки были стяжками из нержавеющей стали, прикрученными к заднему теплозащитному экрану КМ. Он оставался прикрепленным к командному модулю на протяжении большей части миссии. При удалении шлангокабели КМ были перерезаны с использованием активируемой пиротехникой гильотины. После выброса за борт кормовые двигатели поступательного движения СМ автоматически непрерывно срабатывали, чтобы дистанцировать его от КМ, до тех пор, пока не истощится топливо RCS или мощность топливных элементов. Роликовые подруливающие устройства также были задействованы в течение пяти секунд, чтобы убедиться, что траектория траектории отличается от траектории CM и более быстрое разрушение при входе в атмосферу.

    Служебная двигательная установка

    Двигатель SPS использовался для вывода космического корабля «Аполлон» на лунную орбиту и вывода с нее, а также для корректировки среднего курса между Землей и Луной. Он также служил ретророзеткой для выполнения выстрела с орбиты для орбитальных полетов Аполлона на Земле. Выбран двигатель AJ10-137, в котором использовался Aerozine 50 в качестве топлива и тетроксид азота (N2O4) в качестве окислителя для производства 20 500 фунт-сил ( 91 кН) тяги. Уровень тяги был вдвое больше необходимого для выполнения режима миссии сближения с лунной орбитой (LOR), поскольку двигатель изначально был рассчитан на отрыв CSM от поверхности Луны при прямом восхождении режим предполагался при первоначальном планировании (см. Выбор режима полета.) В апреле 1962 года был подписан контракт с компанией Aerojet-General на начало разработки двигателя до того, как был введен режим LOR. официально выбран в июле того же года.

    Горючее подавалось под давлением в двигатель с помощью 39,2 кубических футов (1,11 м) газообразного гелия с плотностью 3600 фунтов на квадратный дюйм (25 МПа), перевозимых двумя 40-дюймовыми двигателями. сферические резервуары диаметром 1,0 м (дюйм).

    Колпак двигателя с выхлопным соплом имел длину 152,82 дюйма (3,882 м) и ширину 98,48 дюйма (2,501 м) у основания. Он был установлен на двух шарнирах кардана, чтобы поддерживать вектор тяги в соответствии с центром масс космического корабля во время запуска SPS. The Burn В центральном тоннеле размещались камерные и нагнетательные баки.

    Система управления реакцией

    Четыре блока из четырех двигателей системы управления реакцией (RCS) были установлены вокруг верхней части SM каждые 90 °. Схема с шестнадцатью двигателями обеспечла управление вращением и поступательным перемещением по всем трем осям космического корабля. Каждый двигатель малой тяги R-4D создавал тягу в 100 фунт-силу (440 Н) и использовал монометилгидразин (MMH) в качестве топлива и четырехокись азота (NTO) в качестве окислителя. Каждый квадроцикл имел размеры 8 на 3 фута (2,44 на 0,91 м) и имел свои собственные топливные баки, баки окислителя, бак с гелием под давлением и соответствующие клапаны и регуляторы.

    Каждая группа двигателей имеет свой собственный независимый первичный топливный бак (MMH), предоставленный 69,1 фунта (31,3 кг), вторичный топливный бак, предостав 45,2 фунта (20,5 кг), первичный бак окислителя, способствует 137,0 фунта (62,1 кг), и бак вторичного окислителя, обеспечивает 89,2 фунта (40,5 кг). Баки для окислителя находились под давлением с помощью одного бака с жидким гелием, содержащего 1,35 фунта (0,61 кг). Обратный поток был предотвращен с помощью ряда обратных клапанов, а требования к обратному потоку и незаполненному объему были решены за счет помещения топлива и окислителя в тефлоновые баллоны, которые отделяли пропелленты от гелиевого агента. элементы были дублированы, в результате чего получили четыре независимых кластера RCS. Чтобы обеспечить полный контроль ориентации, потребовалось всего два дополнительных функциональных блока.

    Лунный модуль использовал аналогичную четырехсекционную схему идентичных двигателей малой тяги для своего RCS.

    Система электроснабжения

    Три из этих топливных элементов снабжали электроэнергию космический корабль во время полетов по Луне.

    Электроэнергия вырабатывалась тремя топливными элементами, каждый размером 44 дюйма (1,1 м) высотой 22 дюйма (0,56 м) в диаметре и весом 245 фунтов (111 кг). Они объединили водород и кислород для выработки электроэнергии, а в качестве побочного продукта получили питьевую воду. Ячейки питаются двумя полусферически-цилиндрическими резервуарами диаметром 31,75 дюйма (0,806 м), каждый из содержащих 29 фунтов (13 кг) жидкого водорода, и двумя сферическими резервуарами диаметром 26 дюймов (0,66 м). каждый содержит 326 фунтов (148 кг) жидкого кислорода (который также обеспечивает систему контроля окружающей среды).

    В полете Аполлона-13 ЭПС был отключен взрывной разрывом одного кислородного баллона, который пробил второй баллон и привел к потере всего кислорода. После аварии был добавлен третий кислородный баллон, чтобы предотвратить работу резервуара ниже 50%. Это дает возможность от внутреннего охлаждения вентиляторного оборудования резервуара, способствовало отказу.

    Также, начиная с Apollo 14, к SM была добавлена ​​вспомогательная батарея на 400 Ач для аварийного использования. Аполлон-13 в первые часы после взрыва сильно расходовал свои входные батареи, и хотя эта новая батарея не могла питать СМ более 5–10 часов, она выиграла время в период временных потерь всех трех топливных элементов.. Такое событие произошло, когда в Аполлон-12 во время запуска дважды ударила молния.

    Система управления окружающей средой

    Атмосфера в салоне поддерживалась на уровне 5 фунтов на квадратный дюйм (34 кПа) чистого кислорода из тех же резервуаров с жидким кислородом, которые питали топливные элементы системы электроснабжения. Питьевая вода, подаваемая топливными элементами, хранилась для питья и приготовления пищи. Система терморегулирования, использующая смесь воды и этиленгликоля в качестве охлаждающей жидкости, сбрасывающая отходящее тепло из кабины CM и электроники в космическом пространстве через два радиатора площадью 30 квадратных футов (2,8 м). каждая из которых покрывает секторы 2 и 3, а другая - секторы 5 и 6.

    Система связи

    Для связи ближнего действия между CSM и LM используются два VHF скимитарные антенны, установленные на SM чуть выше излучателей ECS.

    Управляемая унифицированная антенна S-диапазона с высоким коэффициентом усиления для дальней связи с Землей установлена ​​на кормовой переборке. Это была группа из четырех отражателей размером 31 дюйм (0,79 м), окружающих единственный квадратный отражатель размером 11 дюймов (0,28 м). Во время запуска он складывался главному двигателю, чтобы поместиться в переходник от космического корабля к LM (SLA). После отделения CSM от SLA он развернулся под прямым углом к ​​SM.

    Четыре диапазона всенаправленных антенн S-диапазона на CM используются, когда положение CSM не позволяет направить антенну с высоким коэффициентом усиления на Землю. Эти антенны также использовались между сбросом SM и приземлением.

    Технические характеристики

    • Длина: 24,8 фута (7,6 м)
    • Диаметр: 12,8 фута (3,9 м)
    • Масса: 54 060 фунтов (24 520 кг)
      • Масса конструкции: 4200 фунтов (1900 кг)
      • Масса электрооборудования: 2 600 фунтов (1200 кг)
      • Двигатель с рабочей силовой установкой ( SPS) масса: 6000 фунтов (3000 кг)
      • Топливо двигателя SPS: 40 590 фунтов (18 410 кг)
    • Тяга RCS: 2 или 4 × 100 фунтов-силы (440 Н)
    • Топливо RCS: MMH /N. 2O. 4
    • Тяга двигателя SPS: 20 500 фунтов силы (91 000 Н)
    • Топливо двигателя SPS: (UDMH /N. 2H. 4) / N. 2O. 4
    • SPS I sp : 314 с (3100 Н · с / кг)
    • Дельта-в космического корабля: 9 200 фут / с (2800 м / с)
    • Электрическая система : три топливных элемента 1,4 кВт 30 В постоянного тока

    Модификации для миссий Saturn IB

    Apollo CSM в белом цвете для миссии Skylab, стыкованной с космической станцией Skylab

    Полезная нагрузка ракеты-носителя Saturn IB, используемая для запус ка миссий на низкой околоземной орбите (Аполлон-1 (план), А pollo 7, Skylab 2, Skylab 3, Skylab 4 и Apollo-Soyuz ) не смогли справиться с 66 900-фунт (30 300 кг) масса заправленного топливом CSM. Это не было проблемой, потому что требования космического корабля delta-v для этих миссий были намного меньше, чем для лунной миссии; Следовательно, они могут быть запущены менее чем половиной полного запаса топлива SPS, если заполнить только отстойники SPS и оставить резервуары для хранения пустыми. Размеры CSM, запущенных на орбиту на Сатурне IB, колебировались от 32 558 фунтов (14 768 кг) (Аполлон-Союз) до 46 000 фунтов (21 000 кг) (Скайлаб 4).

    Всенаправленные антенны были достаточно для наземной связи во время полетов по околоземной орбите, поэтому антенна S-диапазона с высоким коэффициентом усиления на SM не использовалась в Apollo 1, Apollo 7 и трех полетах Skylab. Он был восстановлен для миссии «Аполлон-Союз» для связи через спутник ATS-6 на геостационарной орбите, экспериментальный предшественник нынешней системы TDRSS.

    В миссиях «Скайлаб» и «Аполлон-Союз» была увеличена дополнительная сухая масса за счет удаления пустых резервуаров для хранения топлива и окислителя (оставив частично заполненные отстойники) вместе с одним из двух резервуаров с гелием. Это можно добавить в качестве дополнительного топлива RCS, чтобы его можно было использовать в качестве резерва для выстрела орбиты в случае возможного отказа SPS.

    Один космический корабль для миссий Skylab не будет занят большой частью миссии, спрос на энергосистему снизился, поэтому из трех топливных элементов был исключен из этих SM.

    Командный модуль можно модифицировать для перевозки дополнительных космонавтов в качестве пассажиров, добавив откидное сиденье кушетки в кормовом отсеке для оборудования. CM-119 был оснащен двумя откидными сиденьями в качестве автомобиля Skylab Rescue, который никогда не использовался.

    Основные различия между блоком I и блоком II

    Командный модуль

    Внешний вид командного модуля блока I
    • В блоке II использовался цельный, быстроразъемный, открывающийся наружу люк вместо двухсекционного люка заглушки, который использовался в блоке I, в котором внутренняя часть была отвинченным и помещенным внутри кабины для входа в космический корабль или его выхода (недостаток, обреченный на гибель экипажа Аполлона-1). Люк Block II можно было быстро открыть в случае аварии. (Обе версии люка были закрыты дополнительной съемной секцией Boost Protective Cover, которая окружала CM, чтобы защитить его в случае прерывания запуска.)
    • Прямой туннель доступа блока I был меньше, чем блок II, и предназначенный только для аварийного выхода экипажа после приводнения в случае проблем с главным люком. Во время полета он прикрывался носовой частью переднего теплозащитного экрана. Блок II обеспечивает более короткий захват и удерживает LM.
    • Слой алюминизированной пленки ПЭТ, который придавал теплозащитному экрану блока II блестящее зеркальное отражение. Внешний вид отсутствовал на Блоке I, обнажив светло-серый материал из эпоксидной смолы, который на некоторых пролетах был окрашен в белый цвет.
    • Ятаганские антенны блока I УКВ были считаны в двух полукруглых Strakes установленных для стабилизации CM во время входа в атмосферу. Однако испытания на вход без экипажа показали, что они не нужны для стабильности, а также неэффективны для точки зрения аэродинамики при высоких смоделированных скоростях входа на Луну. Поэтому с блока II были сняты стяжки, а антенны были перенесены в служебный модуль.
    • Шланговый соединитель CM / SM блока I был меньше, чем на блоке II, и располагался около люка экипажа вместо 180 градусов подальше от него. Точка находилась между модулями, а не большим шарнирным рычагом, на служебном модуле, отделявшимся от боковой стенки КМ на блоке II.
    • Два двигателя RCS с отрицательным шагом, расположенные в переднем отсеке, были расположены вертикально на Блок I и горизонтально на Блоке II.

    Служебный модуль

    Внутренние служебные модули блока I
    • На беспилотном полете Аполлона 6 в Блоке I SM был окрашен в белый цвет, чтобы соответствовать внешнему виду командного модуля. На «Аполлон-1», «Аполлон-4» и на всех космических кораблях Стены блока 2 были оставлены неокрашенными, за исключением радиаторов EPS и ECS, которые были белыми.
    • Радиаторы EPS и ECS были переработаны для блока II. В блоке I было три больших радиатора EPS, расположенных в секторах 1 и 4. Радиаторы ECS были установлены в кормовой части секторов 2 и 5.
    • Топливные элементы блока I были установлены на кормовой переборке в секторе 4, и их водородные и кислородные баки были расположены в Секторе 1.
    • Блок I имел немного более длинные топливные баки и окислители SPS, которые несли больше топлива, чем Блок II.
    • Кормовой тепловой экран блока II представляет собой прямоугольную форму со слегка закругленными углами по сектору топливного бака. Щит блока I имеет ту же базовую форму, но немного выпирал на концах, больше напоминал песочные часы или восьмерку, чтобы покрыть большую часть танков.

    произведенные CSM

    Серийный номерИмяИспользоватьДата выпускаТекущее местоположение
    Блок I
    CSM- 001Автомобиль для проверки совместимости системсломал
    CSM-002A-004 рейс20 января 1966 г.Командный модуль на дисплее Cradle of Aviation, Лонг-Айленд, Нью-Йорк
    CSM-004статические и термические структурные наземные испытаниясдан в лом
    CSM-006, используемый для демонстрации системы удаления мусора с помощью барабанной перестановкиКомандный модуль списан; сервисный модуль (переименованный в SM-010) на дисплее в США. Космический и ракетный центр, Хантсвилл, Алабама
    CSM-007различные тесты, включая акустическую вибрацию и испытания на падение, а также обучение выходу из воды. CM был переоборудован с улучшениями Block II. Прошел тестирование на Skylab в климатической лаборатории Мак-Кинли, Eglin AFB, Флорида, 1971–1973.Командный модуль демонстрируется в Музее полетов, Сиэтл,
    CSM-008космический корабль с комплексными системами, использовавшийся в термовакуумные испытания списано
    CSM-009AS-201 летные и сбрасываемые испытания26 февраля 1966 г.Командный модуль отображается на Стратегический музей авиации и космонавтики, рядом с авиабазой Оффатт в Эшленд, Небраска
    CSM-010Тепловые испытания (командный модуль переименован в CM-004A / BP- 27 для динамических испытаний); сервисный модуль не завершенКомандный модуль отображается в США. Космический и ракетный центр, Хантсвилл, Алабама
    CSM-011AS-202 полет25 августа 1966 г.Отображение командного модуля в музее USS Hornet на бывшей авиабазе ВМС Аламеда, Аламеда, Калифорния
    CSM-012Apollo 1 ; командный модуль был серьезно поврежден в результате пожара Аполлона 1Командный модуль на складе в Исследовательском центре Лэнгли, Хэмптон, Вирджиния ; трехсекционный дверной люк в Космическом центре Кеннеди ; служебный модуль списан
    CSM-014Командный модуль разобран в рамках расследования Аполлона 1. Сервисный модуль (SM-014), используемый в миссии Apollo 6. Командный модуль (CM-014), позже модифицированный и используемый для наземных испытаний (как CM-014A).Списан в мае 1977 г.
    CSM-017CM-017 летал на Apollo 4 с SM-020 после того, как SM-017 был уничтожен в результате взрыва топливного бака во время наземных испытаний.9 ноября 1967 г.Командный модуль на дисплее в Космическом центре Стеннис, залив Сент-Луис, штат Миссисипи
    CSM-020CM-020 летал на Apollo 6 с СМ-014.4 апреля 1968 г.Командный модуль на дисплее в Научный центр Fernbank, Атланта
    Блок II
    CSM-0982TV-1 (Блок II Thermal Vacuum №1), использованный в термовакуумных испытаниях CSM на выставке в Москве, Россия как часть дисплея Тестовый проект «Союз» Аполлон.
    CM-0992S-1Обучение работе с летным экипажем Skylab; испытания на ударсписано
    CSM-1002S-2статические структурные испытанияКомандный модуль «передан в Смитсоновский институт как артефакт», служебный модуль выставлен в Музее истории космоса Нью-Мексико
    CSM-101Аполлон 7 11 октября 1968 годаКомандный модуль был выставлен в Национальном музее Наука и технологии, Оттава, Онтарио, Канада с 1974 по 2004 год, теперь в Frontiers of Flight Museum, Даллас, Техас после 30 лет аренды.
    CSM-102Стартовый комплекс 34 контрольно-измерительная машинаКомандный модуль списан; служебный модуль находится в ОАО на вершине Little Joe II в Rocket Park с командным модулем Boiler Plate 22.
    CSM-103Apollo 8 21 декабря 1968 г.Отображается командный модуль в Музее науки и промышленности в Чикаго
    CSM-104GumdropApollo 9 3 марта 1969 годаКомандный модуль, выставленный в Сан-Диего Музей авиации и космонавтики
    CSM-105акустические испытанияЭкспонат в Национальном музее авиации и космонавтики, Вашингтон, Округ Колумбия как часть показа проекта "Аполлон Союз". (Фотография )
    CSM-106Чарли БраунАполлон 10 18 мая 1969 годаКомандный модуль на выставке в Музее науки, Лондон
    CSM-107Колумбия Аполлон 11 16 июля 1969 г.Командный модуль на выставке в Национальном музее авиации и космонавтики, Вашингтон, округ Колумбия
    CSM-108Янки КлиперАполлон-12 14 ноября 1969 г.Командный модуль на дисплее в Вирджинском авиационном и космическом центре, Хэмптон, Вирджиния ; ранее экспонировался в Национальном музее морской авиации на военно-морской авиабазе Пенсакола, Пенсакола, Флорида (обмен на CSM-116)
    CSM-109OdysseyApollo 13 11 апреля 1970 г.Командный модуль на дисплее в Канзасском космическом и космическом центре
    CSM -110Китти ХокАполлон 14 31 января 1971 годаКомандный модуль на дисплее в Космический центр е Кеннеди
    CSM-111Аполлон Опытный проект "Союз" 15 июля 1975 г.Модуль Командования в настоящее время демонстрируется в Калифорнийском научном центре в Лос-Анджелесе, Калифорния (ранее демонстрировался в Комплекс для посетителей Космического центра Кеннеди )
    CSM-112EndeavourApollo 15 26 июля 1971 г.Командный модуль на выставке в Национальном музее ВВС США, Райт- База ВВС Паттерсон, Дейтон, Огайо
    CSM-113КасперАполлон 16 16 апреля 1972 годаКомандный модуль на дисплее США Космический и ракетный центр, Хантсвилл, Алабама
    CSM-114АмерикаАполлон 17 7 декабря 1972 годаКомандный модуль на дисплее Космический центр Хьюстон, Хьюстон, Техас
    CSM-115Аполлон 19 (отменен)Не полностью завершен
    CSM-115aApollo 20 (отменен)Никогда не был полностью завершен - в служебном модуле не установлено сопло SPS. тся как часть дисплея Saturn V в Космическом центре Джонсона, Хьюстон, Техас ; Командный модуль восстановлен в 2005 году перед открытием ОАО «Центр Сатурн V»
    CSM-116Skylab 2 25 мая 1973 г.Командный модуль выставлен в Национальном музее Морская авиация, Авиабаза ВМС Пенсакола, Пенсакола, Флорида
    CSM-117Skylab 3 28 июля 1973 г.Командный модуль включен отображать в Научном центре Великих озер, текущее местоположение НАСА Исследовательский центр Гленна Центр для посетителей, Кливленд, Огайо
    CSM-118Skylab 4 16 ноября 1973 г.Командный модуль выставлен в реставрационном ангаре Мэри Бейкер Энген в Центре Стивена Ф. Удвар-Хейзи
    CSM-119Skylab Rescue и резервное копирование ASTPНа дисплее в Космическом центре Кеннеди
    Карта мира, показывающая расположение командных и служебных модулей Apollo ( вместе с другим оборудованием).

    См.

    3D-модель Columbia командный модуль

    Сноски

    Примечания

    Цитаты

    На Викискладе есть материалы, связанные с Командными и служебными модулями Аполлона.

Последняя правка сделана 2021-06-11 20:36:34
Содержание доступно по лицензии CC BY-SA 3.0 (если не указано иное).
Обратная связь: support@alphapedia.ru
Соглашение
О проекте