Apollo CSM Endeavour на лунной орбите во время Apollo 15 | |||
Производитель | North American Aviation. North American Rockwell | ||
---|---|---|---|
Дизайнер | Максим Фэджет | ||
Страна происхождения | США | ||
Оператор | НАСА | ||
Приложения | Экипаж Цислоунский полет и лунная орбита. Скайлэб экипаж шаттла. Испытательный проект «Аполлон-Союз» | ||
Технические характеристики | |||
Тип космического корабля | Капсула | ||
Расчетный срок службы | 14 дней | ||
Стартовая масса | 32 390 фунтов (14 690 кг) на околоземной орбите. 63 500 фунтов (28 800 кг) Лунный | ||
Сухая масса | 26 300 фунтов (11 900 кг) | ||
Грузоподъемность | 2320 фунтов (1050 кг) | ||
Вместимость экипажа | 3 | ||
Объем | 218 куб. Футов (6,2 м) | ||
Мощность | Топливные элементы | ||
Режим | Низкая околоземная орбита. Цислунное пространство. Лунная орбита | ||
Размеры | |||
Длина | 36,2 фута (11,0 м) | ||
Диаметр ter | 12,8 футов (3,9 м) | ||
Производство | |||
Состояние | Списано | ||
Построено | 35 | ||
Запущено | 19 | ||
В рабочем состоянии | 19 | ||
Не выполнено | 2 | ||
Утрачено | 1 | ||
Первый запуск | 26 февраля 1966 г. (AS-201 ) | ||
Последний запуск | 15 июля 1975 г. (Аполлон-Союз ) | ||
Последний выход на пенсию | 24 июля 1975 года | ||
Связанный космический корабль | |||
Летал с | лунным модулем Аполлона | ||
Конфигурация | |||
. Схема CSM Аполлона Блок II
|
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.
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».
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:
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 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 .
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.
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 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 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.
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.
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.
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.
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:
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.
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).
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.
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 ApolloУ 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.
Источники:
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
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.
Серийный номер | Имя | Использовать | Дата выпуска | Текущее местоположение |
---|---|---|---|---|
Блок I | ||||
CSM- 001 | Автомобиль для проверки совместимости систем | сломал | ||
CSM-002 | A-004 рейс | 20 января 1966 г. | Командный модуль на дисплее Cradle of Aviation, Лонг-Айленд, Нью-Йорк | |
CSM-004 | статические и термические структурные наземные испытания | сдан в лом | ||
CSM-006 | , используемый для демонстрации системы удаления мусора с помощью барабанной перестановки | Командный модуль списан; сервисный модуль (переименованный в SM-010) на дисплее в США. Космический и ракетный центр, Хантсвилл, Алабама | ||
CSM-007 | различные 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-008 | космический корабль с комплексными системами, использовавшийся в термовакуумные испытания | списано | ||
CSM-009 | AS-201 летные и сбрасываемые испытания | 26 февраля 1966 г. | Командный модуль отображается на Стратегический музей авиации и космонавтики, рядом с авиабазой Оффатт в Эшленд, Небраска | |
CSM-010 | Тепловые испытания (командный модуль переименован в CM-004A / BP- 27 для динамических испытаний); сервисный модуль не завершен | Командный модуль отображается в США. Космический и ракетный центр, Хантсвилл, Алабама | ||
CSM-011 | AS-202 полет | 25 августа 1966 г. | Отображение командного модуля в музее USS Hornet на бывшей авиабазе ВМС Аламеда, Аламеда, Калифорния | |
CSM-012 | Apollo 1 ; командный модуль был серьезно поврежден в результате пожара Аполлона 1 | Командный модуль на складе в Исследовательском центре Лэнгли, Хэмптон, Вирджиния ; трехсекционный дверной люк в Космическом центре Кеннеди ; служебный модуль списан | ||
CSM-014 | Командный 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-017 | CM-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-020 | CM-020 летал на Apollo 6 с СМ-014. | 4 апреля 1968 г. | Командный модуль на дисплее в Научный центр Fernbank, Атланта | |
Блок II | ||||
CSM-098 | 2TV-1 (Блок II Thermal Vacuum №1) | , использованный в термовакуумных испытаниях | CSM на выставке в Москве, Россия как часть дисплея Тестовый проект «Союз» Аполлон. | |
CM-099 | 2S-1 | Обучение работе с летным экипажем Skylab; испытания на удар | списано | |
CSM-100 | 2S-2 | статические структурные испытания | Командный модуль «передан в Смитсоновский институт как артефакт», служебный модуль выставлен в Музее истории космоса Нью-Мексико | |
CSM-101 | Аполлон 7 | 11 октября 1968 года | Командный 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-102 | Стартовый комплекс 34 контрольно-измерительная машина | Командный модуль списан; служебный модуль находится в ОАО на вершине Little Joe II в Rocket Park с командным модулем Boiler Plate 22. | ||
CSM-103 | Apollo 8 | 21 декабря 1968 г. | Отображается командный модуль в Музее науки и промышленности в Чикаго | |
CSM-104 | Gumdrop | Apollo 9 | 3 марта 1969 года | Командный модуль, выставленный в Сан-Диего Музей авиации и космонавтики |
CSM-105 | акустические испытания | Экспонат в Национальном музее авиации и космонавтики, Вашингтон, Округ Колумбия как часть показа проекта "Аполлон Союз". (Фотография ) | ||
CSM-106 | Чарли Браун | Аполлон 10 | 18 мая 1969 года | Командный модуль на выставке в Музее науки, Лондон |
CSM-107 | Колумбия | Аполлон 11 | 16 июля 1969 г. | Командный модуль на выставке в Национальном музее авиации и космонавтики, Вашингтон, округ Колумбия |
CSM-108 | Янки Клипер | Аполлон-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-109 | Odyssey | Apollo 13 | 11 апреля 1970 г. | Командный модуль на дисплее в Канзасском космическом и космическом центре |
CSM -110 | Китти Хок | Аполлон 14 | 31 января 1971 года | Командный модуль на дисплее в Космический центр е Кеннеди |
CSM-111 | Аполлон 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-112 | Endeavour | Apollo 15 | 26 июля 1971 г. | Командный модуль на выставке в Национальном музее ВВС США, Райт- База ВВС Паттерсон, Дейтон, Огайо |
CSM-113 | Каспер | Аполлон 16 | 16 апреля 1972 года | Командный модуль на дисплее США Космический и ракетный центр, Хантсвилл, Алабама |
CSM-114 | Америка | Аполлон 17 | 7 декабря 1972 года | Командный модуль на дисплее Космический центр Хьюстон, Хьюстон, Техас |
CSM-115 | Аполлон 19 (отменен) | Не полностью завершен | ||
CSM-115a | Apollo 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-116 | Skylab 2 | 25 мая 1973 г. | Командный модуль выставлен в Национальном музее Морская авиация, Авиабаза ВМС Пенсакола, Пенсакола, Флорида | |
CSM-117 | Skylab 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-118 | Skylab 4 | 16 ноября 1973 г. | Командный модуль выставлен в реставрационном ангаре Мэри Бейкер Энген в Центре Стивена Ф. Удвар-Хейзи | |
CSM-119 | Skylab Rescue и резервное копирование ASTP | На дисплее в Космическом центре Кеннеди |
Примечания
Цитаты
На Викискладе есть материалы, связанные с Командными и служебными модулями Аполлона. |