Из Википедии, бесплатной энциклопедии
Перейти к навигации Перейти к поиску
Командно-сервисный модуль Apollo
Apollo CSM lunar orbit.jpg
Apollo CSM Endeavour на лунной орбите во время полета Аполлона-15
ПроизводительСевероамериканская авиация
Североамериканская Роквелл
ДизайнерМаксим Фаже
Страна происхожденияСоединенные Штаты
ОператорНАСА
ПриложенияCrewed полет cislunar и лунная орбита
Skylab челнока экипажа
Аполлон-Союз проект Test
Характеристики
Тип космического корабляКапсула
Стартовая масса32 390 фунтов (14 690 кг) околоземная орбита
63 500 фунтов (28 800 кг) Лунная
Сухая масса26,300 фунтов (11,900 кг)
Емкость полезной нагрузки2320 фунтов (1050 кг)
Вместимость экипажа3
Объем218 куб футов (6,2 м 3 )
МощностьТопливные элементы
РежимНизкая околоземная орбита
Приполунное пространство Луна
орбита
Дизайн жизни14 дней
Габаритные размеры
Длина36,2 футов (11,0 м)
Диаметр12,8 футов (3,9 м)
Производство
СтатусНа пенсии
Построено35 год
Запущен19
Оперативный19
Не смогли2
Потерянный1
Первый запуск26 февраля 1966 г. ( AS-201 )
Последний запуск15 июля 1975 г. ( Аполлон-Союз )
Последний выход на пенсию24 июля 1975 г.
Связанный космический корабль
Летал сЛунный модуль Аполлона
Конфигурация
Apollo-linedrawing.png
Схема CSM Apollo Block II
←  Космический корабль БлизнецыОрион (космический корабль) →

Команда и обслуживание модуля Apollo ( CSM ) был одним из двух главных компонентов Соединенных Штатов космического корабля Apollo , используемый для программы Apollo , который высадился астронавтов на Луну между 1969 и 1972 гг CSM функционировал в качестве плавбазы , который нес Команда из трех астронавтов и второго космического корабля « Аполлон», лунного модуля « Аполлон», вышла на лунную орбиту и вернула астронавтов на Землю. Он состоял из двух частей: конического командного модуля, кабины, в которой размещался экипаж и находилось оборудование, необходимое для входа в атмосферу и приводнения.; и цилиндрический служебный модуль, который обеспечивал движение, электроэнергию и хранилище для различных расходных материалов, необходимых во время миссии. Пупочное соединение переданы мощности и расходные материалы между двумя модулями. Непосредственно перед повторным входом командного модуля на обратном пути домой было разорвано кабельное соединение, а служебный модуль был отброшен и позволил сгореть в атмосфере.

CSM был разработан и построен для НАСА компанией North American Aviation, начиная с ноября 1961 года. Первоначально он был разработан для приземления на Луну на вершину посадочной ступени ракеты и возвращения всех трех астронавтов в полет с прямым набором высоты, в котором не использовалась бы отдельная лунная станция. модуль и, следовательно, не имел возможности стыковки с другим космическим кораблем. Это, а также другие необходимые изменения конструкции, привели к решению разработать две версии CSM: Block I должен был использоваться для беспилотных миссий и один полет на околоземную орбиту с экипажем ( Apollo 1 ), в то время как более продвинутый Block II был разработан для использовать с лунным модулем. Полет Apollo 1 был отменен после того, как пожар в кабине убил экипаж и уничтожил их командный модуль.во время стартовой репетиции. Устранение проблем, вызвавших пожар, было применено к космическому кораблю Block II, который использовался для всех пилотируемых космических полетов.

Девятнадцать CSM были запущены в космос. Девять из них отправили людей на Луну в период с 1968 по 1972 год, а еще двое выполнили испытательные полеты с экипажем на низкой околоземной орбите , все в рамках программы «Аполлон». До этого еще четыре CSM летали в качестве беспилотных «Аполлонов», два из которых были суборбитальными, а еще два - 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 полет CSM состыкован с советским кораблем Союзом 19 в рамках международного проекта Apollo-Soyuz Test .

Перед Аполлоном [ править ]

Концепции перспективного 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 включать в себя большой герметичный вспомогательный орбитальный модуль, в котором экипаж будет жить и работать неделями. Они будут выполнять действия типа космической станции в модуле, в то время как более поздние версии будут использовать модуль для перевозки грузов на космические станции. Космический корабль должен был обслуживать проект «Олимп» (LORL), одиночную запускаемую складную вращающуюся космическую станцию, запущенную на единственном Сатурне-V.. Более поздние версии будут использоваться в окололунных полетах и ​​станут основой для лунного космического корабля прямого восхождения, а также для использования в межпланетных миссиях. В конце 1960 года НАСА обратилось к промышленности США с просьбой разработать дизайн этого транспортного средства. 25 мая 1961 года президент Джон Ф. Кеннеди объявил о цели высадки на Луну до 1970 года, что полностью обошло планы НАСА для орбитальной станции «Олимп». [1] [2]

История развития [ править ]

Когда 28 ноября 1961 года НАСА заключило с North American Aviation первоначальный контракт «Аполлон», все еще предполагалось, что посадка на Луну будет осуществлена прямым восхождением, а не сближением на лунной орбите . [3] Таким образом, разработка продолжалась без 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 (таких как контроль окружающей среды), вскоре дали понять, что потребуется существенная модернизация. В 1963 году НАСА решило, что наиболее эффективный способ удержать программу в правильном направлении - продолжить разработку в двух версиях: [4]

  • Блок I продолжит предварительную разработку и будет использоваться только для ранних испытательных полетов на околоземную орбиту.
  • Блок II будет лунной версией, включая стыковочный люк и включающий в себя снижение веса и уроки, извлеченные в Блоке I. Детальный дизайн стыковочных возможностей зависел от конструкции LEM, которая была заключена по контракту с Grumman Aircraft Engineering .

К январю 1964 года North American начала предоставлять НАСА детали конструкции Block II. [5] 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 сократилось 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, который выявил серьезные недостатки конструкции, конструкции и обслуживания в Блоке I, многие из которых были перенесены в командные модули блока II. построен в то время.

После тщательного расследования, проведенного комиссией по обзору Apollo 204, было решено прекратить фазу блока I с экипажем и переопределить блок II, чтобы учесть рекомендации комиссии по обзору . Block II включал в себя обновленную конструкцию теплозащитного экрана CM, которая была протестирована на беспилотных полетах Apollo 4 и Apollo 6, поэтому первый космический корабль Block II совершил первый полет с экипажем, Apollo 7 .

Два блока были практически одинаковыми по габаритным размерам, но несколько улучшений конструкции привели к снижению веса блока 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 баков и не несли антенну с высоким коэффициентом усиления S-диапазона.) В приведенных ниже спецификациях, если только не в противном случае указано, что все веса даны для космического корабля Block II.

Общая стоимость CSM для разработки и произведенных единиц составила 36,9  млрд долларов в долларах 2016 года, скорректированная с номинальной суммы в 3,7 млрд долларов [6] с использованием индексов NASA New Start Inflation Indices. [7]

Командный модуль (CM)[ редактировать ]

Внутреннее устройство командного модуля

Командный модуль был усеченный конус ( усеченный ) 10 футов 7 дюймов (3,23 м) в высоту с диаметром 12 футов 10 дюймов (3,91 м) по всему основанию. В носовом отсеке находились два двигателя управления реакцией , стыковочный туннель и компоненты системы приземления на Землю. Во внутреннем сосуде высокого давления размещались жилые помещения для экипажа, отсеки для оборудования, средства управления и дисплеи, а также многие системы космических кораблей . Кормовой отсек содержал 10 управления реактивных двигателей и связанные с ними метательными танки, танки пресной воды, а также CSM пупочной кабели .

Строительство [ править ]

Командный модуль состоял из двух основных структур, соединенных вместе: внутренней конструкции (напорная оболочка) и внешней конструкции.

Внутренняя структура представляла собой алюминиевую многослойную конструкцию, которая состояла из сварной алюминиевой внутренней обшивки, склеенной алюминиевой сотовой сердцевины и внешнего лицевого листа. Толщина соты варьировалась от примерно 1,5 дюйма (3,8 см) в основании до примерно 0,25 дюйма (0,64 см) в переднем туннеле доступа. Эта внутренняя конструкция представляла собой герметичное боевое отделение.

Внешняя конструкция была сделана из нержавеющей стали, спаянно-сотовой, припаянной между лицевыми панелями из стального сплава. Его толщина варьировалась от 0,5 до 2,5 дюймов. Часть пространства между внутренней и внешней оболочками была заполнена слоем стекловолоконной изоляции в качестве дополнительной тепловой защиты. [8]

Тепловая защита (тепловой экран) [ править ]

Командный модуль, возвращающийся в атмосферу под ненулевым углом атаки , чтобы установить подъемный вход и контролировать место приземления (художественное исполнение)

Абляционного теплозащитный экран на внешней стороне КМ защищен капсулу от тепла входа в атмосферу , что является достаточным , чтобы расплавить большинство металлов. Этот тепловой экран состоял из фенолоформальдегидной смолы . Во время входа этот материал обугливался и таял, поглощая и унося при этом сильное тепло. Теплозащитный экран имеет несколько внешних покрытий: уплотнение пор, влагобарьер (белое отражающее покрытие) и тепловое покрытие из серебряной майлара, которое выглядит как алюминиевая фольга.

Толщина теплового экрана варьировалась 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). [8]

Передний отсек [ править ]

Передний отсек представлял собой область за пределами внутренней герметичной оболочки в носовой части капсулы, расположенную вокруг носового стыковочного туннеля и прикрытую передним тепловым 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 25000 футов (7600 м) во время входа в атмосферу передний тепловой экран был сброшен, чтобы открыть доступ к оборудованию для посадки на Землю и разрешить раскрытие парашютов. [8]

Кормовой отсек [ править ]

Кормовой отсек располагался по периферии командного модуля в его самой широкой части, прямо перед (над) кормовым теплозащитным экраном. Отсек был разделен на 24 отсека, в которых размещалось 10 реактивных двигателей; 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. [8]

Система приземления [ править ]

Масштабная модель командно-служебного модуля Apollo в Еврокосмическом центре в Бельгии
См. Также: Splashdown
Командный модуль Apollo 15 разбивается в Тихом океане, 1971 год.

Компоненты ELS размещались вокруг носового стыковочного туннеля. Передний отсек отделялся от центрального переборкой и разделялся на четыре клина под углом 90 градусов. ELS состоял из двух тормозных парашютов с минометами , трех основных парашютов , трех пилотных парашютов для развертывания троса, трех мешков для надувания для вертикального подъема капсулы, если необходимо, морского спасательного троса, маркера для красителя и шлангокабеля для пловца.

Центр масс командного модуля был смещен примерно на фут от центра давления (по оси симметрии). Это обеспечивало вращающий момент во время входа в атмосферу, наклоняя капсулу под углом и обеспечивая некоторую подъемную силу (отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению около 0,368 [9] ). Затем капсула управлялась вращением капсулы с помощью подруливающих устройств; когда рулевое управление не требовалось, капсула вращалась медленно, и подъемная сила нивелировалась. Эта система значительно уменьшила г -force испытываемые космонавтами, допускается разумное количество путевого управления и позволила точки приводнения капсулы быть направлены в пределах нескольких миль.

На высоте 24 000 футов (7300 м) передний тепловой экран был сброшен с помощью четырех пружин сжатия сжатого газа. Затем были развернуты тормозные парашюты, которые замедлили космический корабль до 125 миль в час (201 километр в час). На высоте 10 700 футов (3300 м) катушки были сброшены, и пилотные парашюты, вытащившие трос, были развернуты. Это замедлило CM до 22 миль в час (35 километров в час) для приводнения. Часть капсулы, которая сначала соприкоснулась с поверхностью воды, содержала четыре разрушаемых ребра, чтобы еще больше уменьшить силу удара. Командный модуль мог безопасно спускаться на парашюте для приземления в океане с помощью только двух развернутых парашютов (как это произошло на Аполлоне-15 ), третий парашют использовался в качестве меры предосторожности.

Система контроля реакции [ править ]

Система управления ориентацией командного модуля состояла из двенадцати реактивных двигателей с усилием 93 фунта (410 Н); десять располагались в кормовом отсеке, а два шаговых двигателя - в носовом отсеке. В четырех баках хранилось 270 фунтов (120 кг) монометилгидразинового топлива и окислителя тетроксида азота . Они находились под давлением 1,1 фунта (0,50 кг) гелия, хранившегося в двух резервуарах с плотностью 4150 фунтов на квадратный дюйм (28,6 МПа). [ необходима цитата ]

Люки [ править ]

Носовой стыковочный люк устанавливался в верхней части стыковочного туннеля. Он имел диаметр 30 дюймов (76 см) и весил 80 фунтов (36 кг). Он состоял из двух обработанных на станке колец, которые были приварены к спаянной 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 центре люка находился клапан, который использовался для выравнивания давления между туннелем и КМ, чтобы люк можно было снять.

Единый люк для экипажа (ЦЭКБС) имел размеры 29 дюймов (74 см) в высоту, 34 дюйма (86 см) в ширину 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 [ править ]

Миссия Аполлона требовала, чтобы LM состыковался с CSM по возвращении с Луны, а также в маневре транспозиции, стыковки и эвакуации 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 первом контакте, известном как мягкая стыковка . Затем зонд был убран, чтобы собрать машины вместе и установить надежное соединение, известное как «жесткая стыковка». Этот механизм был определен НАСА для выполнения следующих функций: [цитата необходима ]

  • Позвольте двум транспортным средствам соединиться и уменьшить избыточное движение и энергию, вызванные стыковкой.
  • Выровняйте и отцентрируйте две машины и соберите их вместе для съемки
  • Обеспечивает жесткое структурное соединение между обоими автомобилями и может сниматься и повторно устанавливаться одним членом экипажа.
  • Обеспечить средства удаленного разделения обоих аппаратов для возвращения на Землю с помощью пиротехнических креплений по окружности стыковочного хомута CSM.
  • Обеспечьте резервирование питания и логических цепей для всех электрических и пиротехнических компонентов.

Связь [ править ]

Головка зонда, расположенная в CSM, была самоцентрирующейся и смонтирована на шарнире на поршне зонда. Когда головка зонда вошла в отверстие тормозного гнезда, три подпружиненных защелки нажали и вошли в зацепление. 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, приклеенного спереди и сзади к алюминиевым лицевым панелям,являлся приемным концом защелок захвата головки зонда.

Отзыв [ править ]

После первоначального захвата и стабилизации транспортных средств зонд был способен приложить 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, которые были расположены радиально вокруг внутренней поверхности стыковочного кольца CSM. Защелки вручную повторно взводились в стыковочном туннеле астронавтом после каждого события жесткой стыковки (лунные миссии требовали двух стыковок).

Разделение [ править ]

Защелка автоматического выдвижения, прикрепленная к корпусу цилиндра зонда, зацепилась и удерживала центральный поршень зонда во втянутом положении. Перед выходом корабля на лунную орбиту производилось ручное взведение двенадцати кольцевых защелок. Разделительная сила от внутреннего давления в области туннеля затем передавалась от кольцевых защелок на зонд и тормозной механизм. При расстыковке освобождение защелок захвата было выполнено путем подачи электрического питания на тандемные вращающиеся соленоиды постоянного тока, расположенные в центральном поршне. В условиях пониженной температуры одна операция разблокировки двигателя выполнялась вручную в лунном модуле путем нажатия фиксирующей катушки через открытое отверстие в головках зонда, в то время как освобождение от CSM производилось путем вращения ручки разблокировки на задней части зонда. вращать моментный вал двигателя вручную.[10] Когда командный и лунный модули разделились в последний раз, зонд и переднее стыковочное кольцо были разделены пиротехнически, оставив все стыковочное оборудование прикрепленным к лунному модулю. В случае прерывания во время запуска с Земли та же самая система со взрывом выбросила бы стыковочное кольцо и зонд из КМ, когда он отделился от защитной крышки наддува.

Обустройство салона [ править ]

Основная панель управления

Центральный сосуд высокого давления командного модуля был его единственным обитаемым отсеком. Он имел внутренний объем 210 кубических футов (5,9 м 3 ) и вмещал основные панели управления, сиденья экипажа, системы наведения и навигации, рундуки с едой и оборудованием, систему удаления отходов и стыковочный туннель.

В передней части кабины преобладала основная дисплейная панель в форме полумесяца, шириной около 7 футов (2,1 м) и высотой 3 фута (0,91 м). Он был разделен на три панели, каждая из которых подчеркивала обязанности каждого члена экипажа. Панель командира миссии (левая сторона) включала индикаторы скорости , ориентации и высоты , основные органы управления полетом и основной индикатор отношения FDAI (Flight Director Attitude Indicator).

Пилот CM служил штурманом, поэтому его панель управления (в центре) включала в себя элементы управления компьютером наведения и навигации , панель индикаторов предупреждения и предупреждения, таймер событий, элементы управления служебной двигательной установкой и RCS, а также элементы управления системой экологического контроля.

Пилот LM работал системным инженером, поэтому его панель управления (правая сторона) включала датчики и элементы управления топливными элементами, электрические и аккумуляторные элементы управления, а также средства управления связью.

По бокам от главной панели находились панели управления меньшего размера. На левой стороне была панель автоматического выключателя , органы управления звуком и органы управления питанием SCS. Справа были дополнительные автоматические выключатели и резервная панель управления аудиосистемой, а также переключатели управления окружающей средой. Всего на панелях 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 ног двух внешних кушеток можно было сложить в различных положениях, в то время как подлокотники центрального кушетки можно было отсоединить и положить на заднюю переборку. Один поворот и один переводРучной контроллер был установлен на подлокотниках левого дивана. Контроллер трансляции использовался членом экипажа, выполняющим маневры перемещения, стыковки и эвакуации с помощью LM, обычно пилота CM. Центральная и правая кушетки имели дублирующие регуляторы вращения. Кушетки поддерживались восемью амортизирующими стойками, предназначенными для облегчения ударов при приземлении на воду или, в случае аварийной посадки, на твердую землю.

Непрерывное пространство кабины было организовано в шесть отсеков для оборудования:

Навигационное и навигационное оборудование
Силовая установка служебного модуля Apollo
  • Нижний отсек для оборудования, в котором размещались Навигационный компьютер , секстант , телескоп и блок инерциальных измерений ; различные радиомаяки; медицинские магазины; аудиоцентр; S-диапазон усилитель мощности; На стене отсека также был установлен дополнительный ручной контроллер вращения, 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 было достаточно места для передвижения астронавтов, в отличие от стесненных условий, которые существовали на предыдущих космических кораблях « Меркурий» и « Близнецы» .
  • Левый передний отсек для оборудования, в котором находились четыре отсека для хранения продуктов, теплообменник кабины , соединитель скафандра , подача питьевой воды и окуляры телескопа G&N .
  • Правый передний отсек для оборудования, в котором находились два контейнера для выживания, комплект карт данных, книги и файлы с полетными данными, а также другая документация миссии.
  • Левый промежуточный отсек для оборудования, в котором находится расширительный бак кислорода , система подачи воды, запасы продуктов питания, элементы управления предохранительным клапаном кабины и комплект ECS.
  • Правый промежуточный отсек для оборудования, в котором находились комплекты биоинструментов, система управления отходами, продукты питания и сантехника, а также отсек для хранения отходов.
  • Кормовой отсек хранения за кушетками экипажа. В нем размещались 70-миллиметровая камера , одежда астронавта, наборы инструментов, сумки для хранения, огнетушитель , поглотители CO 2 , удерживающие веревки для сна, комплекты для обслуживания скафандров , 16-миллиметровая камера и контейнер для лунных образцов на случай непредвиденных обстоятельств.

У КМ было пять окон. Два боковых окна имели размер 13 дюймов (330 мм) в квадрате рядом с левым и правым диванами. Два обращенных вперед треугольных окна встречи размером 8 на 13 дюймов (200 на 330 миллиметров) использовались для помощи при сближении и стыковке с LM. Круглое окно вывода было 10 5/8 дюйма в диаметре (27 см) и находилось прямо над центральным диваном. Каждый оконный блок состоял 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 теплового экрана. Каждая панель имела антибликовое покрытие и сине-красное отражающее покрытие на внутренней поверхности.

Технические характеристики [ править ]

Командный модуль Аполлона-14 Китти Хок в Космическом центре Кеннеди , Флорида.
Командный модуль Apollo 15 Endeavour в Национальном музее ВВС США , Дейтон, Огайо
  • Экипаж: 3
  • Объем кабины экипажа: 210 куб. Футов (5,9 м 3 ), жилое пространство под давлением 366 куб. Футов (10,4 м 3 )
  • Длина: 11,4 фута (3,5 м)
  • Диаметр: 12,8 футов (3,9 м)
  • Масса: 12,250 фунтов (5,560 кг)
    • Масса конструкции: 3,450 фунтов (1,560 кг)
    • Масса теплозащитного экрана: 1869 фунтов (848 кг)
    • Масса двигателя RCS: 12 × 73,3 фунта (33,2 кг)
    • Масса спасательного оборудования: 540 фунтов (240 кг)
    • Масса навигационного оборудования: 1113 фунтов (505 кг)
    • Масса телеметрического оборудования: 440 фунтов (200 кг)
    • Масса электрооборудования: 1540 фунтов (700 кг)
    • Масса системы связи: 220 фунтов (100 кг)
    • Масса кушетки и провизии: 1210 фунтов (550 кг)
    • Масса системы экологического контроля: 440 фунтов (200 кг)
    • Разное. непредвиденная масса: 440 фунтов (200 кг)
  • RCS: двенадцать подруливающих устройств 93 фунта-силы (410 Н), работающих парами
  • Ракетные топлива RCS: MMH / N
    2    О
    4
  • Масса ракетного топлива RCS: 270 фунтов (120 кг)
  • Вместимость питьевой воды: 33 фунта (15 кг)
  • Объем сточных вод: 58 фунтов (26 кг)
  • Скруббер CO 2 : гидроксид лития
  • Поглотитель запаха: активированный уголь
  • Батареи электросистемы: три серебряно-цинковые батареи по 40 ампер-час ; две серебряно-цинковые пиротехнические батареи на 0,75 ампер-часа
  • Парашюты: два парашюта с конической лентой (4,9 м); три парашюта для запуска рингшота (2,2 м); три основных парашюта с кольцевым парусом длиной 83,5 фута (25,5 м)

Источники: [11] [12]

Сервисный модуль (SM) [ править ]

Компоненты интерьера служебного модуля Блока II

Строительство [ править ]

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

  • Сектор 1 (50 °) изначально не использовался, поэтому он был заполнен балластом для поддержания центра тяжести СМ.
Во время последних трех миссий по высадке на Луну ( класс IJ ) он нес научный приборный модуль (SIM) с мощной камерой Itek с фокусным расстоянием 24 дюйма (610 мм), первоначально разработанной для разведывательных самолетов Lockheed U-2 и SR-71 . Камера сфотографировала Луну; если бы S-IVB не сработал, из-за чего CSM не покинул околоземную орбиту, астронавты использовали бы его для фотографирования Земли. [13] [14] SIM также имела другие датчики и субспутник .
  • Сектор 2 (70 °) содержал отстойник окислителя служебной двигательной установки (SPS), названный так потому, что он напрямую питал двигатель и постоянно заполнялся отдельным резервуаром-хранилищем, пока последний не опорожнялся. Отстойник представлял собой цилиндр с полусферическими концами, высотой 153,8 дюйма (3,91 м), диаметром 51 дюйм (1,3 м) и содержал 13 923 фунта (6315 кг) окислителя. Его общий объем составлял 161,48 куб. Футов (4,573 м 3 ).
  • Сектор 3 (60 °) содержал резервуар для хранения окислителя SPS, который имел ту же форму, что и резервуар-отстойник, но немного меньше - 154,47 дюйма (3,924 м) в высоту и 44 дюйма (1,1 м) в диаметре и вмещал 11284 фунта (5118 кг). ) окислителя. Его общий объем составил 128,52 кубических футов (3,639 м 3 ).
  • Сектор 4 (50 °) содержал топливные элементы электроэнергетической системы (EPS) с их водородом и кислородными реагентами.
  • В секторе 5 (70 °) находился отстойник ГСН. Он был такого же размера, как и отстойник окислителя, и вмещал 8 708 фунтов (3950 кг) топлива.
  • В секторе 6 (60 °) находился резервуар для хранения топлива SPS, также такого же размера, как и резервуар для хранения окислителя. Он вмещал 7 058 фунтов (3201 кг) топлива.

Передний обтекатель длиной 2 фута 10 дюймов (860 мм) вмещал компьютер системы управления реакцией (RCS), блок распределения мощности, контроллер ECS, контроллер разделения и компоненты для антенны с высоким коэффициентом усиления, а также включал восемь излучателей EPS и соединительный рукав шлангокабеля, содержащий основные электрические и водопроводные соединения с CM. Обтекатель снаружи содержал выдвижной направленный вперед прожектор ; прожектор EVA для помощи пилоту командного модуля в поиске пленки SIM; и проблесковый маяк для сближения, видимый с расстояния 54 морских миль (100 км) в качестве навигационного средства для сближения с LM.

SM был соединен с CM с помощью трех стяжек и шести компрессионных подушек. Натяжные стяжки были стяжками из нержавеющей стали, прикрепленными болтами к заднему теплозащитному экрану КМ. Он оставался прикрепленным к командному модулю на протяжении большей части миссии, пока его не выбросили за борт непосредственно перед повторным входом в атмосферу Земли. При сбросе за борт шлангокабели КМ были разрезаны с использованием пиротехнического устройства гильотины . После выброса за борт кормовые двигатели поступательного движения СМ автоматически непрерывно срабатывали, чтобы отодвинуть его от КМ, пока не истощится либо топливо RCS, либо 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.

Сервисная двигательная установка [ править ]

См. Также: Программа Apollo § Выбор режима миссии

Двигатель служебной двигательной установки ( SPS ) использовался для вывода космического корабля Apollo 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. Выбранный двигатель был AJ10-137 , [15], который использовал Aerozine 50 в качестве топлива и четырехокись азота (N 2 O 4 ) в качестве окислителя для создания тяги 20 500 фунтов силы (91 кН). Уровень тяги был вдвое больше, чем необходимо для выхода на лунную орбиту.(LOR), поскольку двигатель изначально был рассчитан на отрыв CSM от поверхности Луны в режиме прямого подъема, предполагавшемся при первоначальном планировании. [16] В апреле 1962 года был подписан контракт с компанией Aerojet-General о начале разработки двигателя до того, как в июле того же года был официально выбран режим LOR. [17]

Пропелленты подавались в двигатель под давлением с помощью 39,2 кубических футов (1,11 м 3 ) газообразного гелия с плотностью 3600 фунтов на квадратный дюйм (25 МПа), перевозимых в двух сферических резервуарах диаметром 40 дюймов (1,0 м). [18]

Колокол выхлопного сопла двигателя имел длину 152,82 дюйма (3,882 м) и ширину 98,48 дюйма (2,501 м) у основания. Он был установлен на двух карданных шарнирах, чтобы удерживать вектор тяги выровненным с центром масс космического корабля во время стрельбы SPS. Камера сгорания и резервуары для нагнетания находились в центральном туннеле.

Система контроля реакции [ править ]

Четыре блока из четырех двигателей системы управления реакцией (RCS) были установлены вокруг верхней секции SM каждые 90 °. Схема с шестнадцатью двигателями обеспечивала управление вращением и поступательным движением по всем трем осям корабля. Каждый двигатель малой тяги R-4D создавал тягу в 100 фунтов силы (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, а также соответствующие клапаны и регуляторы.

Каждая группа двигателей имела свой собственный независимый бак первичного топлива (MMH), содержащий 69,1 фунта (31,3 кг), вторичный топливный бак, содержащий 45,2 фунта (20,5 кг), бак первичного окислителя, содержащий 137,0 фунтов (62,1 кг), и бак вторичного окислителя, содержащий 89,2 кг. фунтов (40,5 кг). Баки для топлива и окислителя находились под давлением с помощью одного бака с жидким гелием, содержащего 1,35 фунта (0,61 кг). [19] 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 наполнителя. [19]

Все элементы были продублированы, что дало четыре полностью независимых кластера RCS. Для полного контроля ориентации потребовалось всего два смежных функциональных блока. [19]

Лунный модуль использовал аналогичную четырехчетверную компоновку идентичных двигателей для его RCS.

Система электроснабжения [ править ]

Три из этих топливных элементов снабжали космический корабль электроэнергией во время полетов к Луне.

Электроэнергия вырабатывалась тремя топливными элементами , каждый размером 44 дюйма (1,1 м) в высоту, 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 производили питьевую воду. Ячейки питались двумя полусферически-цилиндрическими резервуарами диаметром 31,75 дюйма (0,806 м), каждый из которых вмещал 29 фунтов (13 кг) жидкого водорода , и двумя сферическими резервуарами диаметром 26 дюймов (0,66 м), каждый из которых вмещал 326 фунтов (148 фунтов). кг) жидкого кислорода (который также поставлял систему экологического контроля).

Во время полета Аполлона-13 ЭПС был отключен из-за взрывного разрушения 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 позволило отказаться от внутреннего перемешивающего вентиляторного оборудования резервуара, которое способствовало поломке.

Также, начиная с Apollo 14, к SM был добавлен вспомогательный аккумулятор емкостью 400 Ач для аварийного использования. Аполлон-13 в первые часы после взрыва сильно использовал свои начальные батареи, и хотя эта новая батарея не могла питать СМ более 5–10 часов, она выиграла бы время в случае временной потери всех трех топливных элементов. . Такое событие произошло, когда в Аполлон-12 во время запуска дважды ударила молния.

Система экологического контроля [ править ]

Атмосфера салона 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, сбрасывала отработанное тепло из кабины CM и электроники в внешнее пространство через два радиатора площадью 30 квадратных футов (2,8 м 2 ), расположенных в нижней части внешних стен, один охватывает секторы 2 и 3, а остальные - секторы 5 и 6. [20]

Система связи [ править ]

Для связи на малых расстояниях между CSM и LM использовались две ятаганские антенны VHF, установленные на SM чуть выше излучателей ECS.

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

Четыре всенаправленные антенны S-диапазона на CM использовались, когда положение CSM не позволяло направить антенну с высоким коэффициентом усиления на Землю. Эти антенны также использовались между выбросом СМ и посадкой. [21]

Технические характеристики [ править ]

  • Длина: 24,8 фута (7,6 м)
  • Диаметр: 12,8 футов (3,9 м)
  • Масса: 54 060 фунтов (24 520 кг)
    • Масса конструкции: 4200 фунтов (1900 кг)
    • Масса электрооборудования: 2600 фунтов (1200 кг)
    • Масса двигателя служебной силовой установки (SPS): 6 600 фунтов (3000 кг)
    • Топливо двигателя SPS: 40 590 фунтов (18 410 кг)
  • Тяга RCS: 2 или 4 × 100 фунтов силы (440 Н)
  • Ракетные топлива RCS: MMH / N
    2    О
    4
  • Тяга двигателя SPS: 20 500 фунтов силы (91 000 Н)
  • Топливо двигателя СПС: ( НДМГ / Н
    2    ЧАС
    4    ) / N
    2    О
    4
  • SPS I sp : 314 с (3100 Н · с / кг)
  • Дельта-v космического корабля: 9200 фут / с (2800 м / с)
  • Электрическая система: три топливных элемента 1,4 кВт 30 В постоянного тока

Модификации для миссий Saturn IB [ править ]

Apollo CSM в белом для миссии Skylab, пристыкованный к космической станции Skylab

Полезная нагрузка ракеты-носителя Saturn IB, используемой для запуска миссий на низкой околоземной орбите ( Apollo 1 (планируется), Apollo 7 , Skylab 2 , Skylab 3 , Skylab 4 и Apollo-Soyuz ), не могла выдержать 66 900 фунтов (30 300 фунтов). кг) масса заправленного топливом CSM. Это не было проблемой, потому что космический корабль delta-vпотребность этих миссий была намного меньше, чем у лунной миссии; следовательно, они могут быть запущены с менее чем половиной полного запаса топлива SPS, если заполнить только отстойники SPS и оставить резервуары для хранения пустыми. CSM, запущенные на орбиту на Сатурне IB, варьировались от 32 558 фунтов (14 768 кг) (Аполлон-Союз) до 46 000 фунтов (21 000 кг) (Skylab 4).

Всенаправленных антенн было достаточно для наземной связи во время полетов на околоземную орбиту, поэтому антенна S-диапазона с высоким коэффициентом усиления на SM была исключена из Apollo 1, Apollo 7 и трех полетов Skylab. Он был восстановлен для миссии Apollo-Soyuz для связи через спутник ATS-6 на геостационарной орбите, экспериментальный предшественник нынешней системы TDRSS .

В миссиях «Скайлэб» и «Аполлон-Союз» была сохранена некоторая 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. [22] Это позволило добавить немного топлива для RCS, чтобы использовать его в качестве резерва для выстрела с орбиты в случае возможного отказа SPS. [23]

Поскольку космический корабль для миссий Skylab не будет занят большую часть миссии, потребность в энергосистеме снизилась, поэтому один из трех топливных элементов был удален из этих SM.

Командный модуль можно было модифицировать для перевозки дополнительных космонавтов в качестве пассажиров, добавив откидные кушетки в кормовом отсеке для оборудования. CM-119 был оснащен двумя откидными сиденьями в качестве спасательного автомобиля Skylab , который никогда не использовался. [24]

Основные различия между блоком I и блоком II [ править ]

Командный модуль [ править ]

Внешний вид командного модуля блока I.
  • Блок II используется цельный, быстродействующую муфту, открывающихся наружу люк вместо двух частей плунжера люка , используемого на блоке I, в котором внутренняя часть должна была быть засов и помещены внутри кабины, чтобы войти или выйти из космический корабль (недостаток, обреченный на гибель экипажа Аполлона-1). Люк Block II можно было быстро открыть в случае аварии. (Обе версии с люком были закрыты дополнительной съемной частью Boost Protective Cover, которая окружала CM, чтобы защитить его в случае прерывания запуска.)
  • Тоннель прямого доступа блока I был меньше, чем блок II, и предназначался 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 содержал более короткий передний тепловой экран с плоским съемным люком под стыковочным кольцом и механизмом зонда, который захватывал и удерживал LM.
  • Слой пленки из алюминированного полиэтилентерефталата, который придавал теплозащитному экрану блока II блестящий зеркальный вид, отсутствовал на блоке I, обнажая светло-серый материал из эпоксидной смолы, который на некоторых пролетах был окрашен в белый цвет.
  • Ятаганские антенны Block I VHF были расположены в двух полукруглых перемычках, которые изначально считались необходимыми для стабилизации CM во время входа в атмосферу. Однако испытания на вход без экипажа показали, что они не нужны для стабильности, а также неэффективны с точки зрения аэродинамики при высоких смоделированных скоростях входа на Луну. Поэтому с блока II были сняты стяжки, а антенны перенесены в служебный модуль.
  • Шланговый соединитель блока I CM / SM был меньше, чем у блока II, и располагался рядом с люком экипажа, а не почти на 180 градусов от него. Точка разделения находилась между модулями, а не большим шарнирным рычагом, установленным на сервисном модуле, отделявшимся от боковой стенки CM на блоке II.
  • Два двигателя RCS отрицательного шага, расположенные в носовом отсеке, были расположены вертикально на блоке I и горизонтально на блоке II.

Сервисный модуль [ править ]

Блок I внутренние компоненты служебного модуля
  • В полете Apollo 6 Block I без экипажа SM был окрашен в белый цвет, чтобы соответствовать внешнему виду командного модуля. На Apollo 1, Apollo 4 и на всех космических кораблях Block II стены SM 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 расположены в кормовой части секторов 2 и 5.
  • Топливные элементы блока I были расположены на кормовой переборке в секторе 4, а их водородные и кислородные баки - в секторе 1.
  • Блок I имел немного более длинные баки для топлива и окислителя SPS, в которых было больше топлива, чем в Блоке II.
  • Кормовой теплозащитный экран Block II имел прямоугольную форму со слегка закругленными углами на участках топливного бака. Щит Block I имел ту же базовую форму, но немного выпирал на концах, больше напоминал песочные часы или восьмерку, чтобы прикрыть большую часть танков.

CSMs произведены [ править ]

Серийный номерИмяИспользоватьДата запускаТекущее местоположение
Блок I [25] [26] [27]
CSM-001испытательный автомобиль на совместимость системсписано [28]
CSM-002Рейс А-00420 января 1966 г.Командный модуль на выставке в Колыбели авиации , Лонг-Айленд , Нью-Йорк [29]
CSM-004статические и термические структурные наземные испытаниясписано [27]
CSM-006используется для демонстрации барабанной системы удаления мусораКомандный модуль списан; [30] служебный модуль (переименованный в SM-010) [26] на выставке в Космическом и ракетном центре США , Хантсвилл, Алабама [31]
CSM-007различные тесты, включая испытания на акустическую вибрацию и падение, а также обучение выходу из воды. CM был переоборудован с улучшениями Block II. [32] Прошел испытания для Skylab в Климатической лаборатории Мак-Кинли, авиабаза Эглин , Флорида, 1971–1973 гг.Командный модуль на выставке в Музее полетов , Сиэтл , Вашингтон [33]
CSM-008полные системы космических аппаратов, используемых в тепловакуумных испытанияхсписано [28]
CSM-009Летно-десантные испытания AS-20126 февраля 1966 г.Командный модуль выставлен в Стратегическом музее авиации и космонавтики , рядом с авиабазой Оффатт в Ашленде, штат Небраска [34]
CSM-010Тепловые испытания (командный модуль переименован в CM-004A / BP-27 для динамических испытаний); [35] служебный модуль не завершен [26]Командный модуль на выставке в Космическом и ракетном центре США , Хантсвилл, Алабама [28]
CSM-011Полет AS-20225 августа 1966 г.Командный модуль выставлен в музее USS Hornet на бывшей военно-морской авиабазе Аламеда , Аламеда, Калифорния [36]
CSM-012Аполлон-1 ; командный модуль был серьезно поврежден в результате пожара Аполлона-1Командный модуль на хранении в Исследовательском центре Лэнгли , Хэмптон, Вирджиния ; [37] трехсекционный дверной люк на выставке в Космическом центре Кеннеди ; [38] сервисный модуль списан [28]
CSM-014Командный модуль разобран в рамках расследования Аполлона 1. Сервисный модуль (SM-014), использовавшийся в миссии Apollo 6 . Командный модуль (CM-014) позже модифицирован и использовался для наземных испытаний (как CM-014A). [26]Списан в мае 1977 г. [25]
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. [26] [39]9 ноября 1967 г.Командный модуль демонстрируется в космическом центре Стеннис , залив Сент-Луис, штат Миссисипи [40]
CSM-020CM-020 летал на Apollo 6 с SM-014. [26]4 апреля 1968 г.Командный модуль на выставке в научном центре Fernbank , Атланта
Блок II [41] [42]
CSM-0982ТВ-1 (Блок II Термовакуум №1) [43]используется в термовакуумных испытанияхCSM на выставке в Музее Академии наук , Москва, Россия, в рамках экспозиции проекта "Аполлон Союз" . [27]
CM-0992С-1 [43]Обучение работе с летным экипажем Skylab; [43] испытания на удар [26]списано [43]
CSM-1002С-2 [43]статические структурные испытания [26]Командный модуль «передан Смитсоновскому институту как артефакт», служебный модуль выставлен в Музее истории космоса Нью-Мексико [43]
CSM-101Аполлон-711 октября 1968 г.Командный модуль демонстрировался в Национальном музее науки и технологий , Оттава , Онтарио, Канада с 1974 по 2004 год, а теперь находится в Музее границ полета , Даллас , Техас, после 30 лет аренды. [44]
CSM-102Контрольно- кассовая машина пускового комплекса 34Командный модуль списан; [45] служебный модуль находится в ОАО наверху Маленького Джо II в Ракетном парке с командным модулем Boiler Plate 22. [46]
CSM-103Аполлон 821 декабря 1968 г.Командный модуль на выставке в Музее науки и промышленности в Чикаго [42]
CSM-104Круглый леденецАполлон 93 марта 1969 г.Командный модуль на выставке в Музее авиации и космонавтики Сан-Диего [42]
CSM-105акустические испытанияНа выставке в Национальном музей авиации и космонавтики , Вашингтон, округ Колумбия , как часть проекта Аполлон Союз дисплея. [47] ( фото )
CSM-106Чарли БраунАполлон 1018 мая 1969 г.Командный модуль на выставке в Музее науки в Лондоне [42]
CSM-107КолумбияАполлон-1116 июля 1969 г.Командный модуль на выставке в Национальном музее авиации и космонавтики , Вашингтон, округ Колумбия [42]
CSM-108Янки КлиперАполлон-1214 ноября 1969 г.Командный модуль на выставке в Авиационно-космическом центре Вирджинии , Хэмптон, Вирджиния ; [42] ранее выставлялись в Национальном музее военно- морской авиации на военно-морской авиабазе Пенсакола , Пенсакола, Флорида (обменян на CSM-116)
CSM-109ОдиссеяАполлон-1311 апреля 1970 г.Командный модуль на выставке в Канзасском космическом и космическом центре [42]
CSM-110кошачий коготьАполлон 1431 января 1971 г.Командный модуль на выставке в Космическом центре Кеннеди [42]
CSM-111Испытательный проект "Аполлон" "Союз"15 июля 1975 г.Командный модуль в настоящее время демонстрируется в Калифорнийском научном центре в Лос-Анджелесе , Калифорния [48] [49] [50] (ранее выставлялся в комплексе для посетителей Космического центра Кеннеди )
CSM-112СтаратьсяАполлон 1526 июля 1971 г.Командный модуль на выставке в Национальном музее ВВС США , Air Force Base , Райт-Паттерсон , Дейтон, Огайо [42]
CSM-113КасперАполлон-1616 апреля 1972 г.Командный модуль на выставке в Космическом и ракетном центре США , Хантсвилл, Алабама [42]
CSM-114АмерикаАполлон-177 декабря 1972 г.Командный модуль на выставке в Космическом центре Хьюстона , Хьюстон, Техас [42]
CSM-115Аполлон 19 [51] (отменен)Не завершено полностью [52]
CSM-115aАполлон 20 [53] (отменен)Не завершено полностью [52] - в сервисном модуле не установлена ​​форсунка SPS. Экспонируется как часть дисплея Saturn V в Космическом центре Джонсона , Хьюстон, Техас ; Командный модуль восстановлен в 2005 г. перед открытием ОАО «Центр Сатурн V» [54] [a]
CSM-116Скайлаб 225 мая 1973 г.Командный модуль на выставке в Национальном музее морской авиации , военно - морской авиации Пенсакола , Пенсакола, Флорида [56]
CSM-117Скайлаб 328 июля 1973 г.Командный модуль выставлен в Научном центре Великих озер , где сейчас находится Центр посетителей Исследовательского центра НАСА Гленн , Кливленд, Огайо [57]
CSM-118Скайлаб 416 ноября 1973 г.Командный модуль выставлен в Историческом центре Оклахомы [58] (ранее выставлен в Национальном музее авиации и космонавтики , Вашингтон, округ Колумбия ) [59]
CSM-119Skylab Rescue и резервное копирование ASTPНа выставке в Космическом центре Кеннеди [60]
Карта мира, показывающая расположение командных и служебных модулей Apollo (вместе с другим оборудованием).

См. Также [ править ]

3D модель командного модуля Columbia
  • Орбитальный модуль
  • Возвращаемая капсула
  • Космическая капсула
  • Космический костюм
  • Исследование космоса
  • История исследования космоса США на марках США
  • Лунный модуль Аполлона

Сноски [ править ]

Заметки

  1. ↑ В некоторых источниках указаны две отдельные машины, CSM-115 и CSM-115a; [55] восстановительные работы командного модуля в Космическом центре Джонсона показали, что командный модуль имеет номер CM-115a. [54]

Цитаты

  1. ^ Портри, Дэвид SF (2013-09-02). «Проект Олимп (1962)» . Проводной . ISSN  1059-1028 . Проверено 25 февраля 2020 .
  2. ^ "ch1" . history.nasa.gov . Проверено 25 февраля 2020 .
  3. ^ Кортни Дж. Брукс; Джеймс М. Гримвуд; Лойд С. Свенсон (1979). «Контракт на командный модуль» . Колесницы для Аполлона: История пилотируемых лунных космических кораблей . НАСА. ISBN 0-486-46756-2. Архивировано 9 февраля 2008 года . Проверено 29 января 2008 .
  4. ^ Кортни Дж. Брукс; Джеймс М. Гримвуд; Лойд С. Свенсон (1979). «Командные модули и изменения программы» . Колесницы для Аполлона: История пилотируемых лунных космических кораблей . НАСА. ISBN 0-486-46756-2. Архивировано 9 февраля 2008 года . Проверено 29 января 2008 .
  5. ^ Морс, Мэри Луиза; Бэйс, Жан Кернахан (20 сентября 2007 г.). Космический корабль «Аполлон»: хронология . SP-4009II. Vol. II, Часть 2 (C): Развитие различий в аппаратном обеспечении. НАСА. |volume=есть дополнительный текст ( справка )
  6. ^ Орлофф, Ричард (1996). Аполлон в цифрах (PDF) . Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства. п. 22.
  7. ^ «Новые индексы инфляции НАСА» . Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства . Проверено 23 мая 2016 года .
  8. ^ a b c d "Обзор командного модуля CSM06, стр. 39–52" (PDF) . Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства . Проверено 1 ноября 2016 года .
  9. ^ Хиллье, Эрнест Р., " Входная аэродинамика в условиях возвращения к Луне, полученная во время полета Аполлона 4 (AS-501)", NASA TN D-5399, (1969).
  10. ↑ Блум, Кеннет (1 января 1971 г.). Система стыковки "Аполлон" (Технический отчет). Североамериканская корпорация Rockwell . 19720005743.
  11. ^ "Аполлон СМ" . Astronautix.com . Проверено 7 июня 2020 года .
  12. ^ Орлофф, Ричард (2000). Аполлон в цифрах: статистический справочник (PDF) . Вашингтон, округ Колумбия: Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства. п. 277. ISBN.  0-16-050631-X. OCLC  44775012 .
  13. ^ Дэй, Дуэйн (2009-05-26). «Превращение лимонов в лимонад» . Космическое обозрение . Проверено 10 июля 2020 .
  14. ^ День, Дуэйн Аллен (2012-06-11). «Из черного» . Космическое обозрение . Проверено 11 июня 2012 года .
  15. ^ "Apollo CSM" . Энциклопедия Astronautica. Архивировано из оригинала на 2007-12-17.
  16. ^ Уилфорд, Джон (1969). Мы достигаем Луны: The New York Times Story о величайшем приключении человека . Нью-Йорк: Бантамские книги в мягкой обложке. п. 167. ISBN 0-373-06369-0 . 
  17. ^ "Apollo CSM SPS" . Энциклопедия Astronautica. Архивировано из оригинала на 2010-02-01.
  18. ^ "Справочник операций Apollo, SM2A-03-Block II- (1)" (PDF) . НАСА. Раздел 2.4. Архивировано 3 июля 2013 года.
  19. ^ a b c SM2A-03-BLOCK II- (1), Руководство по эксплуатации Apollo (PDF) . Национальное управление по аэронавтике и исследованию космического пространства. 1969. с. 8 . Проверено 13 августа 2017 года .
  20. ^ "Справочник операций Apollo, SM2A-03-Block II- (1)" (PDF) . НАСА. Раздел 2.7. Архивировано 3 июля 2013 года.
  21. ^ "Связь NASA CSM / LM" (PDF) . Проверено 20 декабря 2016 года .
  22. ^ «Уменьшенная силовая установка Apollo Block II для миссий Saturn IB» . Энциклопедия Astronautica. Архивировано из оригинала на 2010-02-01.
  23. ^ Gatland, Кеннет (1976). Пилотируемый космический корабль, вторая редакция . Нью-Йорк: Macmillan Publishing Co., стр. 292. ISBN. 0-02-542820-9.
  24. ^ " Требования к миссии, спасательная миссия Skylab, SL-R " НАСА, 24 августа 1973 года.
  25. ^ a b APOLLO / SKYLAB ASTP И SHUTTLE - ОСНОВНЫЕ КОНЕЧНЫЕ ЭЛЕМЕНТЫ ORBITER (PDF) . Космический центр имени Джонсона НАСА. 1978 г. , п. 4
  26. ^ a b c d e f g h "Контракт CSM" (PDF) . НАСА.
  27. ^ a b c «Полевое руководство по американскому космическому кораблю» . Проверено 7 июня 2020 года .
  28. ^ a b c d Космический центр Джонсона 1978 , стр. 14.
  29. ^ "Командный модуль 002 Роквелла в музее" Колыбель авиации " . Проверено 7 июня 2020 года .
  30. ^ Космический центр Джонсона 1978 , стр. 13.
  31. ↑ Космический центр Джонсона, 1978 , стр. 13, 17.
  32. ^ К ним относятся кушетки для экипажа, люк быстрого эвакуации и металлическое теплозащитное покрытие. См. Командный модуль Apollo (изображение @ Wikimedia Commons ) .
  33. ↑ Джерард, Джеймс Х. (22 ноября 2004 г.). «СМ-007» . Полевой справочник по американскому космическому кораблю .
  34. ^ "Командный космический модуль Аполлона (CSM 009)" . Музей стратегического авиационного командования и авиакосмической авиации . Проверено 21 апреля 2020 года .
  35. ^ Космический центр Джонсона 1978 , стр. 14, 17.
  36. ^ «Постоянные выставки» . Музей авианосца "Хорнет" . Проверено 22 октября 2016 . Командный модуль Аполлона - CM-011. Он был использован для беспилотного полета AS-202 26 августа 1966 г.
  37. ↑ Теннант, Дайан (17 февраля 2007 г.). «Сгоревшая капсула Аполлона I перенесена в новое хранилище в Хэмптоне» . PilotOnline.com . Проверено 9 июня 2012 года .
  38. ^ "50 лет спустя НАСА показывает роковую капсулу Аполлона" . The Horn News . 25 января 2017 года . Проверено 13 марта 2019 года .
  39. ↑ Уэйд, Марк (10 декабря 1999 г.). «CSM Block I» . Энциклопедия Astronautica.
  40. ^ "Капсула Аполлона 4 с первого запуска Сатурна V приземляется в Центре науки Бесконечности" . Collectspace.com . Проверено 7 июня 2020 года .
  41. ^ «Документация командного и служебного модуля Apollo» . НАСА.
  42. ^ a b c d e f g h i j k "Расположение командных модулей Apollo" . Смитсоновский национальный музей авиации и космонавтики . Проверено 27 августа 2019 года .
  43. ^ a b c d e f Космический центр Джонсона 1978 , стр. 4.
  44. ^ "Командный модуль Аполлона 7 и тренировочный костюм Уолли Ширры покидают Музей науки и техники через 30 лет" . Канадский музей науки и техники. 12 марта, 2004. Архивировано из оригинального 17 августа 2010 года . Проверено 19 июля 2009 года .
  45. ^ Космический центр Джонсона 1978 , стр. 5.
  46. ↑ Джерард, Джеймс Х. (11 июля 2007 г.). «БП-22» . Полевой справочник по американскому космическому кораблю .
  47. ↑ Космический центр Джонсона, 1978 , стр. 4,5.
  48. ^ Перлман, Роберт. "Исторический космический корабль" Аполлон-Союз "получил новую экспозицию в Научном центре ЦА" . Space.com . Проверено 20 марта 2018 года .
  49. ^ "Командный модуль" Аполлон-Союз " . californiasciencecenter.org . Проверено 20 марта 2018 года .
  50. ^ Перлман, Роберт. «Космический корабль« Аполлон-Союз »получил новую экспозицию в Научном центре ЦА» . собирать ПРОСТРАНСТВО . Проверено 20 марта 2018 года .
  51. ^ Соединенные Штаты. Конгресс. Жилой дом. Комитет по науке и космонавтике (1970). 1971 г. Разрешение НАСА: слушания, Девяносто первый Конгресс, вторая сессия, по HR 15695 (заменено HR 16516) . Типография правительства США. п. 884.
  52. ^ а б США. Конгресс. Жилой дом. Комитет по науке и космонавтике (1973). 1974 г. Разрешение НАСА: слушания, Девяносто третий Конгресс, первая сессия, по HR 4567 (заменено HR 7528) . Типография правительства США. п. 1272.
  53. ^ Шейлер, Дэвид (2002). Аполлон: Утраченные и забытые миссии . Springer Science & Business Media. п. 271. ISBN. 1-85233-575-0.
  54. ^ а б Джерард, Джим. «Полевой справочник по американскому космическому кораблю» . www.americanspacecraft.com . Проверено 22 января 2018 .
  55. ^ Космический центр Джонсона 1978 , стр. 6
  56. ^ "Предмет - Национальный музей морской авиации" . Национальный музей морской авиации . 2015-09-05. Архивировано 5 сентября 2015 года . Проверено 8 июня 2020 .CS1 maint: неподходящий URL ( ссылка )
  57. ^ Навратил, Лиз. «Космическая капсула Skylab приземляется в Кливлендском научном центре Великих озер» . Cleveland.com . Проверено 15 апреля 2019 года .
  58. ↑ McDonnell, Brandy (17 ноября 2020 г.). «Центр истории Оклахомы празднует 15-летие с бесплатным входом, новая выставка« Старт к приземлению: жители Оклахомы и космос » » . Оклахоман . Проверено 10 декабря 2020 .
  59. ^ "Капсула Skylab 4 приземлится на новой выставке в Историческом центре Оклахомы" . Соберите пространство . 28 августа 2020 . Проверено 10 декабря 2020 .
  60. ^ Космический центр Джонсона 1978 , стр. 7.