Apollo Command / Service Module
| Modul de comandă și service Apollo | |
|---|---|
 | |
| Date generale | |
| Operator | NASA |
| Țară | Statele Unite ale Americii |
| Constructor principal | Aviația nord-americană Nord-american Rockwell |
| Tipul misiunilor | Capsulă |
| Echipaj | 3 |
| Operațiune | |
| stare | Scos din uz |
| Prima lansare | 26 februarie 1966 ( AS-201 ) |
| Ultima lansare | 15 iulie 1975 ( programul de testare Apollo-Soyuz ) |
| Exemplare construite | 35 |
| Exemplare lansate | 19 |
„Modulul de comandă și service Apollo (CSM), în modulul de control italian și serviciul Apollo, a fost una dintre cele două componente principale ale navei spațiale americane Apollo , folosită pentru programul Apollo care le-a permis astronauților să pună piciorul pe Lună între 1969 și 1972 CSM a funcționat ca o navă mamă, capabilă să transporte un echipaj de trei astronauți și modulul lunar Apollo pe orbita lunară pentru a-i întoarce pe astronauți pe Pământ .
Naveta era alcătuită din două părți, „modulul de comandă” conic, care găzduia echipajul și instrumentele necesare pentru reintrarea și șanțul atmosferic , și „modulul de serviciu”, care furniza propulsie , electricitate și adăpostea tot ceea ce se consuma în timpul misiunii. O conexiune a transferat energia și elementele de consum între cele două module. Modulul de serviciu a fost scăpat și ars în atmosferă înainte ca modulul de comandă să se întoarcă, ceea ce îi va aduce pe astronauți acasă.
Nouăsprezece CSM-uri au fost lansate în spațiu, dintre care nouă au dus astronauții pe orbită în jurul lunii între 1968 și 1972, în timp ce alți doi au efectuat zboruri de testare pilotate pe orbita scăzută a pământului , toate ca parte a programului Apollo. Înainte de acestea, alte patru CSM-uri au zburat ca vehicule de testare fără pilot, dintre care două au fost zboruri suborbitale și alte două au fost orbitale. După încheierea programului Apollo și în perioada 1973-1974, trei CSM au transportat astronauții la stația spațială orbitală Skylab . În cele din urmă, în 1975, ultimul CSM a andocat cu nava spațială sovietică Soyuz 19 ca parte a proiectului internațional de testare Apollo-Soyuz .
Dezvoltare
Când NASA a acordat primul contract companiei de aviație nord-americane pe 28 noiembrie 1961, se credea încă că aterizarea pe Lună va fi realizată prin ascensiune directă pe Lună, mai degrabă decât după introducerea pe orbita Lunii . [1] Prin urmare, proiectului preliminar îi lipsea un sistem pentru conectarea modulului de comandă la un modul de excursie lunară. Alegerea de a trece la un profil de misiune care presupunea întâlnire pe orbita lunară, pe lângă diferitele obstacole tehnice întâmpinate în unele subsisteme (cum ar fi controlul mediului), a arătat curând că ar fi necesară o reproiectare substanțială a modulului de comandă. Astfel, în 1963, NASA a decis că cel mai eficient mod de a menține programul la timp a fost de a continua dezvoltarea în două versiuni: [2]
- Blocul I va continua proiectarea preliminară și va fi utilizat numai pentru primele zboruri de testare pe orbită scăzută a Pământului .
- Blocul II ar fi fost versiunea cu capacitate lunară, inclusiv o trapă de cuplare și cu soluții care i-ar fi redus greutatea și ca urmare a experiențelor învățate cu blocul I. Proiectarea detaliată a capacității de andocare a depins de proiectarea modulului lunar, al cărui proiect a fost încredințat Grumman Aircraft Engineering .
În ianuarie 1964, North American Aviation a început să transmită detaliile proiectului Block II către NASA. [3] Navele spațiale Blocul I au fost utilizate pentru toate zborurile de testare fără pilot ale Saturn IB și Saturn V. Două zboruri cu echipaj au fost inițial programate, urmând a fi reduse la unul la sfârșitul anului 1966. Această misiune, desemnată AS-204, dar mai târziu numită Apollo 1 , a fost programată să fie lansată pe 21 februarie 1967, cu toate acestea, în timpul unei repetiții generale pentru lansarea pe 27 ianuarie, toți cei trei astronauți ( Gus Grissom , Ed White și Roger Chaffee ) au fost uciși într-un incendiu izbucnit în cabină care a dezvăluit probleme serioase de proiectare, construcție și întreținere în blocul I , dintre care mulți fuseseră raportați și la comandă module din blocul II , în prezent în construcție.
După o investigație aprofundată efectuată de Comitetul de Revizuire Apollo 204 , s-a decis închiderea fazei echipate cu blocul I și redefinirea blocului II pentru a încorpora recomandările prezentate. Blocul II a inclus un design revizuit al scutului termic , care a fost testat pe zborurile Apollo 4 și Apollo 6 . Prima navă spațială Block II a zburat în prima misiune cu echipaj din misiunea Apollo 7 .
Cele două modele, I și II, au fost în esență similare în ceea ce privește dimensiunile generale, dar mai multe îmbunătățiri ale designului au dus la reducerea greutății în blocul II . Mai mult, rezervoarele de combustibil ale modulului de service Block I au fost puțin mai mari decât cele din Block II . Nava spațială Apollo 1 cântărea aproximativ 20.000 kg, în timp ce Apollo 7 Block II cântărea 16.500 kg, o greutate care va fi depășită în misiunile lunare, deoarece era necesar să transportăm cantități mai mari de propulsor și antena cu câștig ridicat. În specificațiile de mai jos, dacă nu se specifică altfel, toate greutățile date sunt pentru nava spațială Block II.
Costul total pentru dezvoltarea CSM și a unităților fabricate a fost de 36,9 miliarde de dolari în raport cu 2016, guvernat de un total nominal de 3,7 miliarde de dolari. [4]
Modul de comandă
Modulul de comandă avea un con trunchiat de 3,2 metri înălțime și 3,9 metri în diametru la bază. Compartimentul frontal conținea două propulsoare , tunelul de andocare și componentele necesare pentru reintrare. Compartimentul intern sub presiune adăpostea scaunele echipajului, containerele pentru echipamente, comenzi și afișaje și multe sisteme ale navetei. Ultima secțiune, compartimentul din spate, conținea 10 propulsoare de asamblare și rezervoarele de combustibil aferente, rezervoarele de apă și cablurile de conectare la CSM.
Constructie
Modulul de comandă consta din două structuri de bază unite între ele: structura internă (incintă presurizată ) și structura externă.
Secțiunea interioară consta dintr-o structură sandwich din aluminiu care consta dintr-un strat interior sudat din aluminiu, un miez de fagure din aluminiu și o ligatură exterioară. Grosimea fagurelui a variat de la aproximativ 3,8 cm la bază la aproximativ 0,64 cm în tunelul de acces anterior. Această structură internă reprezenta compartimentul sub presiune destinat găzduirii echipajului.
Structura exterioară a fost realizată din oțel fagure sudat între tablele din aliaj de oțel din față. Grosimea a variat de la 1,27cm la 6,35cm. O parte din zona dintre învelișul interior și exterior a fost umplută cu un strat de izolație din fibră de sticlă , ca protecție termică suplimentară. [5]
Protectie termala
Un scut de căldură ablativ plasat în exteriorul modulului de comandă a protejat capsula de căldura intensă care s-a format în timpul reintrării atmosferice , suficientă pentru a topi majoritatea metalelor . Acest scut termic a fost compus din rășină fenolică de formaldehidă (AVOCOAT). La reintrare, acest material s-a carbonizat și s-a topit, absorbind și ducând căldura. Ecranul termic consta din mai multe acoperiri exterioare: o garnitură de pori, o barieră de umiditate (un strat reflectorizant alb) și un strat termic Mylar argintiu care seamănă cu folia de aluminiu.
Grosimea scutului termic a variat de la 5,1 cm în porțiunea din spate (baza capsulei, care era orientată înainte la reintrare) la 1,3 cm în compartimentul echipajului și în față. Greutatea totală a scutului a fost de aproximativ 1.400 kg. [5]
Compartimentul frontal
Compartimentul din față era zona din exteriorul învelișului sub presiune intern din nasul capsulei, situat în jurul tunelului de andocare și acoperit de scutul termic. Acesta a fost împărțit în patru segmente plasate la 90 de grade care conțineau echipamentul de aterizare la sol (toate parașutele , antenele de recuperare, lumina balizei și hamul de recuperare a mării), două motoare de atitudine și mecanismul de eliberare a scutului termic frontal.
În timpul returului, la 7.600 de metri deasupra nivelului mării, scutul termic frontal a fost evacuat pentru a expune echipamentul de șanț și a permite desfășurarea parașutelor. [5]
Compartimentul din spate
Compartimentul din spate era situat în jurul celei mai largi părți a modulului de comandă, chiar înainte (deasupra) scutului termic din spate. Compartimentul a fost împărțit în 24 de golfuri care conțin 10 motoare de control al atitudinii; rezervorul de combustibil, oxidant și heliu pentru subsistemul de control al atitudinii; din rezervoare de apă; din coastele sistemului de atenuare a impactului; și alte câteva instrumente. În acest compartiment era și punctul în care exista uniunea dintre cabluri și sistemul hidraulic al modulului de comandă și service. Panourile de protecție termică care acopereau compartimentul din spate erau detașabile pentru întreținerea echipamentului înainte de zbor. [5]
Sistem de reintrare a Pământului
Componentele legate de sistemul de aterizare a pământului (cunoscut sub numele de ELS: sistemul de aterizare a pământului ) au fost adăpostite în jurul tunelului de andocare din față. Acest compartiment a fost separat de centru printr-un perete etanș și a fost împărțit în patru fante plasate la 90 de grade. Sistemul consta din două parafrenii cu mortar , trei parașute principale, trei parașute pilot pentru a implementa principalul, trei buzunare de umflare pentru a îndrepta capsula, dacă este necesar, după ce a avut ammarata , un cablu de recuperare, un marker de colorare și un inel plutitor.
Centrul de masă al modulului de comandă a fost deplasat la aproximativ 30 de centimetri de centrul de presiune (de-a lungul axei de simetrie ), astfel încât a existat un moment de rotație în timpul reintrării, înclinând capsula și asigurând o ridicare decentă ( eficiența aerodinamică) a fost de aproximativ 0,368 [6] ). Capsula a fost apoi condusă prin rotirea ei folosind propulsoarele de atitudine. Acest sistem a redus foarte mult forța g experimentată de astronauți, permițând o cantitate rezonabilă de control direcțional și permițându-le astfel să ajungă la punctul de șanț intenționat cu o eroare de câțiva kilometri.
La 7,3 km de suprafața oceanului, scutul termic frontal a fost evacuat datorită a patru arcuri de compresie cu gaz presurizat. Parafrazele au fost apoi desfășurate pentru a ajuta la încetinirea navei spațiale la 201 kilometri pe oră. La 3,3 km, parașutele au fost evacuate și parașutele pilot capabile să le extragă pe cele principale au fost eliberate. Acestea au încetinit modulul de comandă la 35 de kilometri pe oră, viteza cu care a avut loc următorul șanț. Porțiunea capsulei care a intrat mai întâi în contact cu apa conținea patru coaste care au redus și mai mult forța impactului. Modulul de comandă a fost conceput pentru a efectua, fără nicio problemă, o aterizare oceanică cu doar două parașute desfășurate (așa cum sa întâmplat la Apollo 15 ), a treia parașută a fost o măsură de siguranță.
Sistem de control al atitudinii
Sistemul de control al reacției (RCS) al modulului de comandă consta din douăsprezece rachete de 410 N ; zece erau situate în compartimentul din spate și două în cel din față. Patru rezervoare au depozitat 120 de kilograme de monometilhidrazină și oxidantul dinitrogen tetroxid . Acestea au fost presurizate cu 0,50 kg de heliu depozitat la o presiune de 28,6 M Pa în două rezervoare.
Hatches
Trapa frontală, prin care astronauții puteau ajunge la modulul lunar, era poziționată în partea de sus a tunelului de andocare. Avea un diametru de 76 de centimetri și cântărea 36 de kilograme. A constat din două inele lucrate care au fost apoi unite la un panou de fagure. Partea exterioară a fost acoperită cu izolație de 13 mm și un strat de aluminiu. Blocarea a avut loc în șase puncte și a fost efectuată cu ajutorul unui mâner care acționa o pompă. În centrul trapei se afla o supapă care era utilizată pentru a egaliza presiunea dintre tunel și modulul de comandă, astfel încât să poată fi deschis cu ușurință.
Trapa de acces la navetă măsura 74 cm înălțime și 86 cm lățime, cântărind 102 kg. Acesta a fost acționat prin intermediul unui mâner care a activat o pompă care, la rândul său, a acționat un mecanism cu clichet care a deschis sau închis simultan cincisprezece zăvoare.
Sistem de prindere
Profilul misiunilor Apollo a cerut ca modulul lunar să se ataseze cu CSM, atât la întoarcerea primului din excursia lunară, cât și în manevra de extracție din a treia etapă a rachetei Saturn V care a avut loc în fazele inițiale ale zborul. Mecanismul de andocare era un sistem "non-androgin", constând dintr-o sondă poziționată în partea din față a modulului de comandă care se conecta la un con trunchiat situat pe modulul lunar (LEM). Sonda a fost extinsă ca o mufă foarfecă pentru a captura LEM după contactul inițial, cunoscut sub numele de „blocare moale”. Apoi, sonda a fost retrasă pentru a trage vehiculele împreună și pentru a stabili o conexiune stabilă, cunoscută sub numele de „blocare solidă”. Mecanismul conținea mai multe specificații solicitate de NASA, cum ar fi: permiterea celor două vehicule să se conecteze și să atenueze excesul de mișcare și energie cauzate de andocare, alinierea și centrarea celor două vehicule, asigurând o conexiune rigidă structurală între cele două vehicule, care posedă circuite de putere redundante și logică pentru toate componentele electrice și șuruburile explozive .
Configurația internă a cabinei
Compartimentul central sub presiune al modulului de comandă era singurul său spațiu de locuit. Acest lucru a oferit astronauților un volum total de 5,9 m 3 și a găzduit panourile principale de control, scaunele echipajului, sistemele de ghidare și navigație, dulapurile unde erau depozitate alimentele și echipamentele, sistemul de gestionare a deșeurilor din sistem și tunelul de andocare.
Panoul principal a fost dominat de partea din față a cabinei, realizată în formă de semilună, care măsura aproximativ 2,1 metri lățime și 0,91 metri înălțime. Acesta a fost organizat în trei sub-panouri, fiecare dintre ele fiind organizat în funcție de sarcinile specifice ale fiecărui membru al echipajului. Panoul comandantului misiunii (partea stângă) a inclus indicatori de viteză, atitudine și altitudine, comenzi de zbor primare și indicatorul de atitudine principal al directorului de zbor .
Pilotul modulului de comandă a îndeplinit sarcina de navigator, prin urmare, panoul său de control, poziționat în centru, a inclus comenzile computerului de conducere și navigație, panoul de avertizare și avertizare, temporizatorul de evenimente, comenzile pentru sistemul de propulsie pentru serviciu și atitudine. control și cele pentru gestionarea sistemului de control al mediului.
Pilotul Lunar Module a servit ca inginer de zbor, astfel încât panoul său (partea dreaptă) a inclus comenzi cu pilă de combustibil, control electric, baterie și comunicații.
Alături de panoul principal erau o serie de panouri de control mai mici. Pe partea stângă a panoului care conține circuite întrerupătoare, comenzile audio, controalele principale ale motorului. În dreapta erau mai multe întrerupătoare de circuit și un panou de comandă audio redundant, împreună cu întrerupătoare de comandă a încăperii. În total, panourile modulului de comandă includeau 24 de instrumente, 566 comutatoare, 40 indicatoare de evenimente și 71 de lumini.
Scaunele echipajului au fost construite din tuburi de oțel goale și acoperite cu o țesătură ignifugă grea cunoscută sub numele de „Armalon”. Extensiile picioarelor celor două scaune exterioare puteau fi pliate în poziții diferite, în timp ce cea centrală putea fi detașată și așezată pe peretele din spate. Un control de rotație și translație a fost instalat pe cotierele scaunului din stânga. Aceasta a fost folosită de către membrii echipajului care efectuează manevra de andocare și extracție cu LEM, de obicei pilotul modulului de comandă. În fața scaunului central și din dreapta se afla controlul de rotație duplicat. Scaunele au fost susținute de opt amortizoare, proiectate pentru a facilita impactul la aterizare sau, în cazul unei aterizări de urgență, la aterizarea pe un teren solid.
Spațiul contiguu al cabinei a fost organizat în șase zone pentru echipamente:
- Partea inferioară a compartimentului echipamentului găzduia computerul de ghidare și navigație , sextantul , telescopul și unitatea de măsurare inerțială , instrumentele medicale, amplificatorul de putere în banda S etc. De asemenea, a existat un controler de rotație suplimentar montat pe perete, astfel încât pilotul / navigatorul să poată roti nava spațială după cum este necesar în timp ce stătea în picioare și privea prin telescop pentru a găsi stele pentru a face măsurători de navigație sextantă. Această zonă a oferit o cantitate semnificativă de spațiu pentru ca astronauții să se poată deplasa, spre deosebire de condițiile înguste care existau în navele spațiale anterioare Mercur și Gemeni .
- Compartimentul din stânga al echipamentului, care conținea patru compartimente de depozitare, schimbătorul de căldură al cabinei, conectorul pentru costum de presiune, alimentarea cu apă potabilă și ocularele telescopului G&N.
- Golful echipamentului potrivit găzduia două coșuri de seturi de supraviețuire, un set de carduri de date, broșuri și fișiere de date de zbor și alte documente de misiune.
Modulul de comandă avea cinci ferestre. Cele două laterale au măsurat 330 mm pătrat și au fost așezate lângă scaunele din stânga și din dreapta. Cele două ferestre de întâlnire triunghiulare orientate spre înainte măsurau 200 x 330 milimetri și au fost folosite pentru a facilita apropierea și andocarea cu LEM. Fereastra circulară a trapei avea un diametru de 27 cm și era direct deasupra scaunului central. Fiecare fereastră consta din trei geamuri groase asamblate. Cele două interioare, care erau realizate din aluminosilicat, făceau parte din compartimentul presurizat al modulului. Cel exterior, realizat din siliciu topit, a servit atât ca protecție pentru resturile spațiale, cât și ca parte a scutului termic. Fiecare avea un strat antireflex și un strat reflectorizant albastru-roșu pe suprafața interioară.
Formular de servicii
Modulul de service era o structură cilindrică nepresurizată, cu o lungime de 7,5 metri și un diametru de 3,9 metri. Acesta a inclus sistemele de propulsie, rezervoarele de combustibil, celulele de combustibil pentru producerea de energie electrică, antena pentru comunicații cu Mission Control, 4 propulsoare pentru manevre și rezervoarele pentru apă și aer. În misiunile Apollo 15, 16 și 17 a transportat și un container pentru instrumente științifice. Sistemul de propulsie a fost folosit pentru manevre de intrare și ieșire din orbita lunară și pentru a efectua corecții ale cursului în timpul călătoriei dintre Pământ și Lună. Modulul de serviciu a rămas atașat la modulul de comandă pe durata misiunii și a fost eliberat înainte de reintrarea în atmosfera Pământului.
Notă
- ^ Courtney G Brooks, James M. Grimwood și Loyd S. Swenson, Contractare pentru modulul de comandă , în Chariots for Apollo: A History of Manned Lunar Spacecraft , NASA, 1979, ISBN 0-486-46756-2 . Adus pe 29 ianuarie 2008 (arhivat din original la 9 februarie 2008) .
- ^ Courtney G Brooks, James M. Grimwood și Loyd S. Swenson, Module de comandă și schimbări de program , în Chariots for Apollo: A History of Manned Lunar Spacecraft , NASA, 1979, ISBN 0-486-46756-2 . Adus pe 29 ianuarie 2008 (arhivat din original la 9 februarie 2008) .
- ^ Mary Louise Morse și Jean Kernahan Bays, The Apollo Spacecraft: A Chronology , SP-4009II, Vol. II, Part 2 (C): Developing Hardware Distinctions, NASA, 20 septembrie 2007.
- ^ Richard Orloff, Apollo by the Numbers ( PDF ), National Aeronautics and Space Administration, 1996, p. 22.
- ^ a b c d CSM06 Prezentare generală a modulului de comandă pp. 39–52 ( PDF ), la hq.nasa.gov , Administrația Națională pentru Aeronautică și Spațiu. Adus la 1 noiembrie 2016 .
- ^ Hillje, Ernest R., "Aerodinamica de intrare la condițiile de întoarcere lunară obținute din zborul lui Apollo 4 (AS-501)", NASA TN D-5399, (1969).
Alte proiecte
-
Wikimedia Commons conține imagini sau alte fișiere pe modulul de comandă / service Apollo
