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El módulo de comando y servicio Apollo ( CSM ) fue uno de los dos componentes principales de la nave espacial Apollo de los Estados Unidos , utilizado para el programa Apollo , que llevó a los astronautas a la Luna entre 1969 y 1972. El CSM funcionó como una nave nodriza , que transportaba un tripulación de tres astronautas y la segunda nave espacial Apolo, el Módulo Lunar Apolo , a la órbita lunar, y trajo a los astronautas de regreso a la Tierra. Constaba de dos partes: el módulo de mando cónico, una cabina que albergaba a la tripulación y transportaba el equipo necesario para la reentrada atmosférica y el amerizaje.; y el módulo de servicio cilíndrico que proporciona propulsión, energía eléctrica y almacenamiento para varios consumibles necesarios durante una misión. Una conexión umbilical transfirió energía y consumibles entre los dos módulos. Justo antes de la reentrada del módulo de comando en el regreso a casa, se cortó la conexión umbilical y se desechó el módulo de servicio y se dejó que se quemara en la atmósfera.

El CSM fue desarrollado y construido para la NASA por North American Aviation a partir de noviembre de 1961. Inicialmente fue diseñado para aterrizar en la Luna encima de la plataforma de un cohete de aterrizaje y devolver a los tres astronautas en una misión de ascenso directo , que no usaría una luna lunar separada. módulo, y por lo tanto no tenía provisiones para acoplarse con otra nave espacial. Esto, además de otros cambios de diseño necesarios, llevó a la decisión de diseñar dos versiones del CSM: el Bloque I se usaría para misiones sin tripulación y un solo vuelo en órbita terrestre tripulado ( Apolo 1 ), mientras que el Bloque II más avanzado fue diseñado para utilizar con el módulo lunar. El vuelo del Apolo 1 fue cancelado después de que un incendio en la cabina mató a la tripulación y destruyó su módulo de comando.durante una prueba de ensayo de lanzamiento. Las correcciones de los problemas que causaron el incendio se aplicaron a la nave espacial Block II, que se utilizó para todos los vuelos espaciales tripulados.

Se lanzaron diecinueve CSM al espacio. De estos, nueve volaron humanos a la Luna entre 1968 y 1972, y otros dos realizaron vuelos de prueba tripulados en órbita terrestre baja , todo como parte del programa Apolo. Antes de estos, otros cuatro CSM habían volado como pruebas Apollo sin tripulación, de los cuales dos eran vuelos suborbitales y otros dos eran vuelos orbitales . Tras la conclusión del programa Apollo y durante 1973-1974, tres CSM transportaron astronautas a la estación espacial orbital Skylab . Finalmente, en 1975, el último CSM volado atracó con la nave soviética Soyuz 19 como parte del Proyecto de Prueba Internacional Apollo-Soyuz .

Antes de Apolo [ editar ]

Los conceptos de una nave espacial con tripulación avanzada comenzaron antes de que se anunciara el objetivo del aterrizaje en la Luna. El vehículo de tres personas iba a ser principalmente para uso orbital alrededor de la Tierra. Incluiría un gran módulo orbital auxiliar presurizado donde la tripulación viviría y trabajaría durante semanas. Realizarían actividades de tipo estación espacial en el módulo, mientras que las versiones posteriores usarían el módulo para transportar carga a las estaciones espaciales. La nave espacial debía dar servicio al Proyecto Olimpo (LORL), una única estación espacial giratoria plegable lanzada lanzada en un solo Saturno V. Las versiones posteriores se utilizarían en vuelos circunlunares y serían la base para una nave espacial lunar de ascenso directo, así como para misiones interplanetarias. A finales de 1960, la NASA pidió a la industria estadounidense que propusiera diseños para el vehículo. El 25 de mayo de 1961, el presidente John F. Kennedy anunció el objetivo de aterrizaje en la Luna antes de 1970, que pasó por alto por completo los planes de la Estación Olympus orbital de la Tierra de la NASA. [1] [2]

Historial de desarrollo [ editar ]

Cuando la NASA otorgó el contrato inicial de Apolo a North American Aviation el 28 de noviembre de 1961, todavía se suponía que el aterrizaje lunar se lograría mediante un ascenso directo en lugar de un encuentro en la órbita lunar . [3] Por lo tanto, el diseño procedió sin un medio de acoplar el módulo de comando a un módulo de excursión lunar (LEM) . Pero el cambio al encuentro de la órbita lunar, más varios obstáculos técnicos encontrados en algunos subsistemas (como el control ambiental), pronto dejaron en claro que se requeriría un rediseño sustancial. En 1963, la NASA decidió que la forma más eficiente de mantener el programa en marcha era continuar con el desarrollo en dos versiones: [4]

  • El Bloque I continuaría con el diseño preliminar, que se utilizaría únicamente para los primeros vuelos de prueba de órbita terrestre baja.
  • El Bloque II sería la versión con capacidad lunar, que incluiría una escotilla de acoplamiento e incorporaría la reducción de peso y las lecciones aprendidas en el Bloque I. El diseño detallado de la capacidad de acoplamiento dependía del diseño del LEM, que se contrató a Grumman Aircraft Engineering .

En enero de 1964, North American comenzó a presentar los detalles del diseño del Bloque II a la NASA. [5] Las naves espaciales del Bloque I se utilizaron para todos los vuelos de prueba sin tripulación de Saturno 1B y Saturno V. Inicialmente se planearon dos vuelos con tripulación, pero esto se redujo a uno a fines de 1966. Esta misión, designada AS-204 pero nombrada Apolo 1 por su tripulación de vuelo, se planeó para el lanzamiento el 21 de febrero de 1967. Durante un ensayo general para el lanzamiento el 27 de enero, los tres astronautas ( Gus Grissom , Ed White y Roger Chaffee ) murieron en un incendio en la cabina, que reveló serias deficiencias de diseño, construcción y mantenimiento en el Bloque I, muchas de las cuales se habían trasladado a los módulos de comando del Bloque II. construido en ese momento.

Después de una investigación exhaustiva por parte de la Junta de Revisión del Apolo 204, se decidió terminar la fase del Bloque I con tripulación y redefinir el Bloque II para incorporar las recomendaciones de la junta de revisión . El Bloque II incorporó un diseño de escudo térmico CM revisado, que se probó en los vuelos sin tripulación Apolo 4 y Apolo 6, por lo que la primera nave espacial Bloque II totalmente equipada voló en la primera misión tripulada, Apolo 7 .

Los dos bloques eran esencialmente similares en dimensiones generales, pero varias mejoras de diseño dieron como resultado una reducción de peso en el Bloque II. Además, los tanques de propulsor del módulo de servicio del Bloque I eran ligeramente más grandes que en el Bloque II. La nave espacial Apolo 1 pesaba aproximadamente 45.000 libras (20.000 kg), mientras que el Bloque II Apolo 7 pesaba 36.400 libras (16.500 kg). (Estas dos naves orbitales terrestres eran más ligeras que la nave que más tarde fue a la Luna, ya que llevaban propulsor en un solo juego de tanques y no llevaban la antena de banda S de alta ganancia). En las especificaciones que se dan a continuación, a menos que se indique lo contrario, todos los pesos indicados son para la nave espacial Block II.

El costo total del CSM para el desarrollo y las unidades producidas fue de $ 36,9  mil millones en dólares de 2016, ajustado de un total nominal de $ 3,7 mil millones [6] utilizando los índices de inflación New Start de la NASA. [7]

Módulo de comando (CM)[ editar ]

Disposición interior del módulo de comando

El módulo de comando era un cono truncado ( tronco ) de 10 pies y 7 pulgadas (3,23 m) de alto con un diámetro de 12 pies y 10 pulgadas (3,91 m) en la base. El compartimiento delantero contenía dos motores de control de reacción , el túnel de atraque y los componentes del Sistema de Aterrizaje Terrestre. El recipiente de presión interior albergaba el alojamiento de la tripulación, las bahías de equipo, los controles y pantallas, y muchos sistemas de naves espaciales . El compartimiento de popa contenía 10 motores de control de reacción y sus tanques de propulsante relacionados , tanques de agua dulce y los cables umbilicales del CSM .

Construcción [ editar ]

El módulo de mando constaba de dos estructuras básicas unidas: la estructura interior (carcasa de presión) y la estructura exterior.

La estructura interna era una construcción de sándwich de aluminio que consistía en una piel interna de aluminio soldada, un núcleo de panal de aluminio adherido con adhesivo y una cara externa. El grosor del panal varió desde aproximadamente 1,5 pulgadas (3,8 cm) en la base hasta aproximadamente 0,25 pulgadas (0,64 cm) en el túnel de acceso delantero. Esta estructura interior era el compartimento presurizado de la tripulación.

La estructura exterior estaba hecha de acero inoxidable soldado en forma de panal soldado entre láminas frontales de aleación de acero. Varía en grosor de 0,5 pulgadas a 2,5 pulgadas. Parte del área entre las carcasas interior y exterior se rellenó con una capa de aislamiento de fibra de vidrio como protección térmica adicional. [8]

Protección térmica (escudo térmico) [ editar ]

Módulo de comando que vuelve a entrar en la atmósfera con un ángulo de ataque distinto de cero para establecer una entrada de elevación y controlar el lugar de aterrizaje (interpretación artística)

Un escudo térmico ablativo en el exterior del CM protegió la cápsula del calor de reentrada , que es suficiente para fundir la mayoría de los metales. Este escudo térmico estaba compuesto de resina de formaldehído fenólico . Durante la reentrada, este material se carbonizó y se derritió, absorbiendo y llevándose el intenso calor en el proceso. El escudo térmico tiene varias cubiertas exteriores: un sello de poros, una barrera contra la humedad (una capa reflectante blanca) y una capa térmica plateada de Mylar que parece papel de aluminio.

El escudo térmico varió en grosor desde 2 pulgadas (5,1 cm) en la parte de popa (la base de la cápsula, que mira hacia adelante durante la reentrada) a 0,5 pulgadas (1,3 cm) en el compartimiento de la tripulación y las partes de proa. El peso total del escudo fue de aproximadamente 3,000 libras (1,400 kg). [8]

Compartimento delantero [ editar ]

El compartimento delantero era el área fuera de la carcasa de presión interior en la punta de la cápsula, ubicada alrededor del túnel de acoplamiento delantero y cubierta por el escudo térmico delantero. El compartimento se dividió en cuatro segmentos de 90 grados que contenían el equipo de aterrizaje terrestre (todos los paracaídas, las antenas de recuperación y la luz de baliza, y la eslinga de recuperación del mar), dos motores de control de reacción y el mecanismo de liberación del escudo térmico delantero.

A unos 7.600 m (25.000 pies) durante la reentrada, el escudo térmico delantero se arrojó para exponer el equipo de aterrizaje de la Tierra y permitir el despliegue de los paracaídas. [8]

Compartimento de popa [ editar ]

El compartimiento de popa estaba ubicado alrededor de la periferia del módulo de comando en su parte más ancha, justo delante (arriba) del escudo térmico de popa. El compartimento se dividió en 24 compartimentos que contenían 10 motores de control de reacción; los tanques de combustible, oxidante y helio para el subsistema de control de la reacción CM; tanques de agua; las nervaduras aplastables del sistema de atenuación de impactos; y varios instrumentos. El umbilical CM-SM, el punto donde el cableado y la plomería iban de un módulo a otro, también estaba en el compartimiento de popa. Los paneles del escudo térmico que cubren el compartimento de popa eran extraíbles para el mantenimiento del equipo antes del vuelo. [8]

Sistema de aterrizaje terrestre [ editar ]

Modelo a escala del módulo de servicio y comando Apollo en el Euro Space Center en Bélgica
El Módulo de Comando del Apolo 15 salpica en el Océano Pacífico, 1971.

Los componentes del ELS estaban alojados alrededor del túnel de atraque delantero. El compartimento delantero estaba separado del central por un mamparo y estaba dividido en cuatro cuñas de 90 grados. El ELS consistió en dos paracaídas de caída con morteros , tres paracaídas principales , tres paracaídas piloto para desplegar los principales, tres bolsas de inflado para enderezar la cápsula si fuera necesario, un cable de recuperación de mar, un marcador de tinte y un umbilical de nadador.

El centro de masa del módulo de comando estaba desplazado aproximadamente un pie del centro de presión (a lo largo del eje de simetría). Esto proporcionó un momento de rotación durante la reentrada, inclinando la cápsula y proporcionando algo de sustentación (una relación de sustentación a arrastre de aproximadamente 0.368 [9] ). A continuación, la cápsula se dirigió girando la cápsula utilizando propulsores; cuando no se requería dirección, la cápsula giraba lentamente y los efectos de elevación se cancelaban. Este sistema redujo en gran medida la fuerza g experimentada por los astronautas, permitió una cantidad razonable de control direccional y permitió que el punto de amerizaje de la cápsula fuera dirigido a unas pocas millas.

A 7.300 m (24.000 pies), el escudo térmico delantero se eliminó utilizando cuatro resortes de compresión de gas presurizado. Luego se desplegaron los paracaídas, lo que ralentizó la nave espacial a 125 millas por hora (201 kilómetros por hora). A 10.700 pies (3.300 m), se tiraron los botes y se desplegaron los paracaídas piloto, que desconectaron la red. Estos ralentizaron el CM a 22 millas por hora (35 kilómetros por hora) para el aterrizaje. La parte de la cápsula que entró en contacto primero con la superficie del agua contenía cuatro nervaduras aplastables para mitigar aún más la fuerza del impacto. El módulo de comando podría lanzarse en paracaídas de manera segura a un aterrizaje en el océano con solo dos paracaídas desplegados (como ocurrió en el Apolo 15 ), siendo el tercer paracaídas una precaución de seguridad.

Sistema de control de reacciones [ editar ]

El sistema de control de actitud del módulo de comando constaba de doce jets de control de actitud de 93 libras de fuerza (410 N); diez se ubicaron en el compartimiento de popa y dos motores de cabeceo en el compartimiento de proa. Cuatro tanques almacenaron 270 libras (120 kg) de combustible de monometilhidrazina y oxidante de tetróxido de nitrógeno . Fueron presurizados con 1,1 libras (0,50 kg) de helio almacenado a 4,150 libras por pulgada cuadrada (28,6 MPa) en dos tanques. [ cita requerida ]

Escotillas [ editar ]

La escotilla de atraque delantero estaba montada en la parte superior del túnel de atraque. Tenía 30 pulgadas (76 cm) de diámetro y pesaba 80 libras (36 kg). Se construyó a partir de dos anillos mecanizados que se unieron con soldadura a un panel de panal soldado. El lado exterior se cubrió con un aislamiento de 0,5 pulgadas (13 mm) y una capa de papel de aluminio. Se trabó en seis lugares y se accionó mediante una manija de bomba. La trampilla contenía una válvula en su centro, utilizada para igualar la presión entre el túnel y el CM para que la trampilla pudiera retirarse.

La escotilla unificada de la tripulación (UCH) medía 29 pulgadas (74 cm) de alto, 34 pulgadas (86 cm) de ancho y pesaba 225 libras (102 kg). Era operado por un mango de bomba, que accionaba un mecanismo de trinquete para abrir o cerrar quince pestillos simultáneamente.

Montaje de acoplamiento [ editar ]

La misión de Apolo requería que el LM se acoplara al CSM al regresar de la Luna, y también en la maniobra de transposición, atraque y extracción al comienzo de la costa translunar. El mecanismo de acoplamiento era un sistema no andrógino , que consistía en una sonda ubicada en la punta del CSM, que se conectaba al drogue , un cono truncado ubicado en el módulo lunar. La sonda se extendió como un gato de tijera para capturar el drogue en el contacto inicial, conocido como acoplamiento suave . Luego, la sonda se retrajo para unir los vehículos y establecer una conexión firme, lo que se conoce como "acoplamiento duro". El mecanismo fue especificado por la NASA para tener las siguientes funciones: [cita requerida ]

  • Permita que los dos vehículos se conecten y atenúe el exceso de movimiento y energía causados ​​por el atraque
  • Alinee y centre los dos vehículos y júntelos para capturarlos.
  • Proporcionar una conexión estructural rígida entre ambos vehículos y ser capaz de ser removido y reinstalado por un solo tripulante.
  • Proporcionar un medio de separación remota de ambos vehículos para el regreso a la Tierra, utilizando sujetadores pirotécnicos en la circunferencia del collar de acoplamiento CSM.
  • Proporcione circuitos lógicos y de alimentación redundantes para todos los componentes eléctricos y pirotécnicos.

Acoplamiento [ editar ]

El cabezal de la sonda ubicado en el CSM era autocentrante y estaba montado en el cardán en el pistón de la sonda. Cuando el cabezal de la sonda se enganchó en la apertura del receptáculo del embudo, tres pestillos de resorte presionaron y engancharon. Estos pestillos permitieron el llamado estado de 'muelle suave' y permitieron que los movimientos de cabeceo y guiñada en los dos vehículos disminuyeran. El movimiento excesivo en los vehículos durante el proceso de "atraque rígido" podría dañar el anillo de atraque y poner tensión en el túnel superior. Un eslabón de gatillo de bloqueo presionado en cada pestillo permitió que un carrete cargado por resorte se moviera hacia adelante, manteniendo el varillaje de palanca en una posición bloqueada sobre el centro. En el extremo superior del túnel del módulo lunar, el embudo, que se construyó con un núcleo en forma de panal de aluminio de 1 pulgada de espesor, unido por delante y por detrás a láminas frontales de aluminio,era el extremo receptor de los pestillos de captura del cabezal de la sonda.

Retracción [ editar ]

Después de la captura y estabilización inicial de los vehículos, la sonda fue capaz de ejercer una fuerza de cierre de 1,000 libras-fuerza (4.4 kN) para unir los vehículos. Esta fuerza fue generada por la presión del gas que actúa sobre el pistón central dentro del cilindro de la sonda. La retracción del pistón comprimió la sonda y los sellos de la interfaz y accionó los 12 pestillos de anillo automáticos que estaban ubicados radialmente alrededor de la superficie interior del anillo de acoplamiento del CSM. Los pestillos se volvieron a abrir manualmente en el túnel de acoplamiento por un astronauta después de cada evento de acoplamiento duro (las misiones lunares requerían dos acoplamientos).

Separación [ editar ]

Un pestillo de extensión automático unido al cuerpo del cilindro de la sonda enganchó y retuvo el pistón central de la sonda en la posición retraída. Antes de la separación del vehículo en la órbita lunar, se logró el amartillado manual de los doce pestillos de anillo. La fuerza de separación de la presión interna en el área del túnel se transmitió luego desde los pestillos de anillo a la sonda y al embudo. Al desacoplar, la liberación de los pestillos de captura se logró energizando eléctricamente solenoides rotativos de CC montados en tándem ubicados en el pistón central. En una condición de temperatura degradada, se realizó una operación de liberación de un solo motor manualmente en el módulo lunar presionando el carrete de bloqueo a través de un orificio abierto en los cabezales de la sonda, mientras que la liberación del CSM se realizó girando una manija de liberación en la parte posterior de la sonda. para rotar el eje de torsión del motor manualmente.[10] Cuando el comando y los módulos lunares se separaron por última vez, la sonda y el anillo de acoplamiento delantero se separaron pirotécnicamente, dejando todo el equipo de acoplamiento conectado al módulo lunar. En el caso de un aborto durante el lanzamiento desde la Tierra, el mismo sistema habría arrojado explosivamente el anillo de acoplamiento y la sonda del CM cuando se separó de la cubierta protectora de refuerzo.

Disposición interior de la cabina [ editar ]

Panel de control principal

El recipiente de presión central del módulo de mando era su único compartimento habitable. Tenía un volumen interior de 210 pies cúbicos (5,9 m 3 ) y albergaba los paneles de control principales, los asientos de la tripulación, los sistemas de guía y navegación, los casilleros de alimentos y equipos, el sistema de gestión de residuos y el túnel de atraque.

Dominando la sección delantera de la cabina estaba el panel de visualización principal en forma de media luna que medía casi 7 pies (2,1 m) de ancho y 3 pies (0,91 m) de alto. Estaba organizado en tres paneles, cada uno enfatizando los deberes de cada miembro de la tripulación. El panel del comandante de la misión (lado izquierdo) incluía los indicadores de velocidad , actitud y altitud , los controles de vuelo primarios y el FDAI (indicador de actitud del director de vuelo) principal.

El piloto CM sirvió como navegador, por lo que su panel de control (centro) incluía los controles de la computadora de Orientación y Navegación , el panel indicador de precaución y advertencia, el temporizador de eventos, el Sistema de propulsión de servicio y los controles RCS, y los controles del sistema de control ambiental.

El piloto de LM se desempeñó como ingeniero de sistemas, por lo que su panel de control (lado derecho) incluía los medidores y controles de la celda de combustible , los controles eléctricos y de la batería y los controles de comunicaciones.

Flanqueando los lados del panel principal había conjuntos de paneles de control más pequeños. En el lado izquierdo había un panel de disyuntores , controles de audio y los controles de potencia del SCS. A la derecha había disyuntores adicionales y un panel de control de audio redundante, junto con los interruptores de control ambiental. En total, los paneles del módulo de comando incluyeron 24 instrumentos, 566 interruptores, 40 indicadores de eventos y 71 luces.

Los tres sofás de la tripulación se construyeron con tubos de acero huecos y se cubrieron con una tela pesada e ignífuga conocida como Armalon. Los paneles para las piernas de los dos sofás exteriores se pueden plegar en una variedad de posiciones, mientras que el panel para las caderas del sofá central se puede desconectar y colocar en el mamparo de popa. Una rotación y una traslaciónEl controlador de mano se instaló en los apoyabrazos del sofá de la izquierda. El controlador de traducción fue utilizado por el miembro de la tripulación que realizó la maniobra de transposición, acoplamiento y extracción con el LM, generalmente el CM Pilot. Los sofás del centro y de la derecha tenían controladores rotacionales duplicados. Los sofás estaban sostenidos por ocho puntales amortiguadores, diseñados para aliviar el impacto del aterrizaje en el agua o, en caso de un aterrizaje de emergencia, en tierra firme.

El espacio contiguo de la cabina se organizó en seis compartimentos para equipos:

Equipo de orientación y navegación
Sistema de propulsión del módulo de servicio Apollo
  • La bahía de equipo inferior, que albergaba la computadora de navegación y guía , el sextante , el telescopio y la unidad de medición inercial ; diversas balizas de comunicaciones; tiendas médicas; un centro de audio; el amplificador de potencia de banda S ; etc. También había un controlador manual de rotación adicional montado en la pared de la bahía, por lo que el piloto / navegador CM podría rotar la nave espacial según fuera necesario mientras estaba de pie y mirando a través del telescopio para encontrar estrellas para tomar medidas de navegación con el sextante. Esta bahía proporcionó una cantidad significativa de espacio para que los astronautas se movieran, a diferencia de las condiciones de hacinamiento que existían en las naves espaciales anteriores Mercury y Gemini .
  • La bahía de equipo delantera izquierda, que contenía cuatro compartimentos de almacenamiento de alimentos, el intercambiador de calor de la cabina , el conector del traje de presión , el suministro de agua potable y los oculares del telescopio G&N .
  • La bahía de equipo delantera derecha, que albergaba dos contenedores de equipo de supervivencia , un equipo de tarjeta de datos, libros y archivos de datos de vuelo y otra documentación de la misión.
  • La bahía del equipo intermedio izquierdo, que alberga el tanque de compensación de oxígeno , el sistema de suministro de agua, los suministros de alimentos, los controles de la válvula de alivio de presión de la cabina y el paquete ECS.
  • La bahía de equipos intermedios de la derecha, que contenía los kits de bioinstrumentos, el sistema de gestión de residuos, los suministros alimentarios y sanitarios y un compartimento de almacenamiento de residuos.
  • La bahía de almacenamiento de popa, detrás de los sofás de la tripulación. Este contenía el equipo de cámara de 70 mm , la ropa del astronauta, los juegos de herramientas, las bolsas de almacenamiento, un extintor de incendios , absorbentes de CO 2 , cuerdas de sujeción para dormir, kits de mantenimiento de trajes espaciales , equipo de cámara de 16 mm y el contenedor de muestra lunar de contingencia.

El CM tenía cinco ventanas. Las dos ventanas laterales miden 13 pulgadas (330 mm) cuadradas al lado de los sofás izquierdo y derecho. Dos ventanas triangulares de encuentro que miran hacia adelante miden 8 por 13 pulgadas (200 por 330 milímetros), utilizadas para ayudar en el encuentro y el acoplamiento con el LM. La ventana de la trampilla circular tenía un diámetro de 10 5/8 pulgadas (27 cm) y estaba directamente sobre el lecho central. Cada conjunto de ventana constaba de tres gruesos paneles de vidrio. Los dos cristales interiores, que eran de aluminosilicato , formaban parte del recipiente a presión del módulo. El panel exterior de sílice fundida sirvió como escudo de escombros y como parte del escudo térmico. Cada panel tenía un revestimiento antirreflectante y un revestimiento reflectante azul-rojo en la superficie interior.

Especificaciones [ editar ]

Módulo de comando del Apolo 14 Kitty Hawk en el Centro Espacial Kennedy , Florida.
Módulo de comando del Apolo 15 Endeavour en el Museo Nacional de la Fuerza Aérea de los Estados Unidos , Dayton, Ohio
  • Tripulación: 3
  • Volumen de la cabina de la tripulación: 210 pies cúbicos (5,9 m 3 ) de espacio habitable, presurizado 366 pies cúbicos (10,4 m 3 )
  • Longitud: 11,4 pies (3,5 m)
  • Diámetro: 3,9 m (12,8 pies)
  • Peso: 12,250 libras (5,560 kg)
    • Masa de la estructura: 3.450 lb (1.560 kg)
    • Masa del escudo térmico: 1.869 lb (848 kg)
    • Masa del motor RCS: 12 × 73,3 lb (33,2 kg)
    • Masa del equipo de recuperación: 540 lb (240 kg)
    • Masa del equipo de navegación : 1,113 lb (505 kg)
    • Masa del equipo de telemetría : 440 lb (200 kg)
    • Peso del equipo eléctrico: 1,540 lb (700 kg)
    • Masa de los sistemas de comunicaciones: 220 lb (100 kg)
    • Masa de los sillones y provisiones de la tripulación: 550 kg (1.210 lb)
    • Peso del sistema de control ambiental: 440 lb (200 kg)
    • Misc. masa de contingencia: 440 lb (200 kg)
  • RCS: doce propulsores de 93 lbf (410 N), disparando en pares
  • Propelentes RCS: MMH / N
    2
    O
    4
  • Masa del propulsor RCS: 120 kg (270 lb)
  • Capacidad de agua potable: 33 lb (15 kg)
  • Capacidad de aguas residuales: 58 lb (26 kg)
  • Lavador de CO 2 : hidróxido de litio
  • Absorbedor de olores: carbón activado
  • Baterías del sistema eléctrico: tres baterías de plata-zinc de 40 amperios hora ; dos baterías pirotécnicas de plata y zinc de 0,75 amperios-hora
  • Paracaídas: dos paracaídas de cinta cónica de 4,9 m (16 pies); tres paracaídas de piloto de tiro en anillo de 7.2 pies (2.2 m); Tres paracaídas principales de Ringsail de 83,5 pies (25,5 m)

Fuentes: [11] [12]

Módulo de servicio (SM) [ editar ]

Componentes interiores del módulo de servicio Block II

Construcción [ editar ]

El módulo de servicio era una estructura cilíndrica sin presión, que medía 24 pies 7 pulgadas (7,49 m) de largo y 12 pies 10 pulgadas (3,91 m) de diámetro. El interior era una estructura simple que constaba de una sección de túnel central de 44 pulgadas (1,1 m) de diámetro, rodeada por seis sectores en forma de pastel. Los sectores estaban coronados por un mamparo delantero y un carenado, separados por seis vigas radiales, cubiertos en el exterior por cuatro paneles de nido de abeja y sostenidos por un mamparo de popa y un escudo térmico del motor. No todos los sectores tenían ángulos iguales de 60 °, sino que variaban según el tamaño requerido.

  • El sector 1 (50 °) no se usó originalmente, por lo que se llenó con lastre para mantener el centro de gravedad del SM.
En las últimas tres misiones de aterrizaje lunar ( clase IJ ), llevó el módulo de instrumentos científicos (SIM) con una potente cámara de distancia focal Itek de 24 pulgadas (610 mm) desarrollada originalmente para los aviones de reconocimiento Lockheed U-2 y SR-71 . La cámara fotografió la Luna; si el S-IVB no hubiera podido disparar y el CSM no abandonara la órbita terrestre, los astronautas lo habrían utilizado para fotografiar la Tierra. [13] [14] SIM también tenía otros sensores y un subsatélite .
  • El sector 2 (70 °) contenía el tanque de sumidero oxidante del sistema de propulsión de servicio (SPS), llamado así porque alimentaba directamente el motor y se mantenía lleno continuamente por un tanque de almacenamiento separado, hasta que este último estaba vacío. El tanque de sumidero era un cilindro con extremos hemisféricos, 153,8 pulgadas (3,91 m) de alto, 51 pulgadas (1,3 m) de diámetro y contenía 13,923 libras (6,315 kg) de oxidante. Su volumen total fue de 161,48 pies cúbicos (4,573 m 3 )
  • El sector 3 (60 °) contenía el tanque de almacenamiento de oxidante SPS, que tenía la misma forma que el tanque de sumidero pero un poco más pequeño con 154.47 pulgadas (3.924 m) de alto y 44 pulgadas (1.1 m) de diámetro, y tenía 11,284 libras (5,118 kg). ) de oxidante. Su volumen total fue de 128,52 pies cúbicos (3,639 m 3 )
  • El sector 4 (50 °) contenía las pilas de combustible del sistema de energía eléctrica (EPS) con sus reactivos de hidrógeno y oxígeno.
  • El sector 5 (70 °) contenía el tanque de sumidero de combustible SPS. Este era del mismo tamaño que el tanque del sumidero del oxidante y contenía 8,708 libras (3,950 kg) de combustible.
  • El sector 6 (60 °) contenía el tanque de almacenamiento de combustible SPS, también del mismo tamaño que el tanque de almacenamiento de oxidante. Tenía 7.058 libras (3.201 kg) de combustible.

El carenado delantero medía 2 pies 10 pulgadas (860 mm) de largo y albergaba la computadora del sistema de control de reacción (RCS), el bloque de distribución de energía, el controlador ECS, el controlador de separación y los componentes para la antena de alta ganancia, e incluía ocho radiadores EPS y el Brazo de conexión umbilical que contiene las principales conexiones eléctricas y de plomería al CM. El carenado contenía externamente un foco retráctil orientado hacia adelante ; un reflector de EVA para ayudar al piloto del módulo de comando en la recuperación de la película SIM; y una baliza de encuentro intermitente visible desde 54 millas náuticas (100 km) de distancia como ayuda a la navegación para el encuentro con el LM.

El SM se conectó al CM mediante tres amarres de tensión y seis almohadillas de compresión. Los lazos de tensión eran correas de acero inoxidable atornilladas al escudo térmico de popa del CM. Permaneció unido al módulo de comando durante la mayor parte de la misión, hasta que fue abandonado justo antes de volver a entrar en la atmósfera de la Tierra. En el momento de la eliminación, las conexiones umbilicales CM se cortaron utilizando un conjunto de guillotina activado por pirotecnia . Después del lanzamiento, los propulsores de traslación de popa del SM se dispararon automáticamente de forma continua para distanciarlo del CM, hasta que se agotó el combustible RCS o la energía de la celda de combustible. Los propulsores giratorios también se encendieron durante cinco segundos para asegurarse de que siguieran una trayectoria diferente a la del CM y una ruptura más rápida al volver a entrar.

Sistema de propulsión de servicio [ editar ]

El motor del sistema de propulsión de servicio ( SPS ) se utilizó para colocar la nave espacial Apolo dentro y fuera de la órbita lunar, y para correcciones a mitad de camino entre la Tierra y la Luna. También sirvió como un retrocohete para realizar la quema de órbita para los vuelos Apolo orbitales de la Tierra. El motor seleccionado fue el AJ10-137 , [15] que utilizó Aerozine 50 como combustible y tetróxido de nitrógeno (N 2 O 4 ) como oxidante para producir 20,500 lbf (91 kN) de empuje. El nivel de empuje era el doble de lo que se necesitaba para lograr el encuentro de la órbita lunar.(LOR), porque el motor fue dimensionado originalmente para levantar el CSM de la superficie lunar en el modo de ascenso directo asumido en la planificación original. [16] En abril de 1962 se firmó un contrato para que la empresa Aerojet-General comenzara a desarrollar el motor, antes de que se eligiera oficialmente el modo LOR en julio de ese año. [17]

Los propulsores se alimentaron a presión al motor mediante 39,2 pies cúbicos (1,11 m 3 ) de helio gaseoso a 3600 libras por pulgada cuadrada (25 MPa), transportados en dos tanques esféricos de 40 pulgadas (1,0 m) de diámetro. [18]

La campana del motor de la boquilla de escape mide 152,82 pulgadas (3,882 m) de largo y 98,48 pulgadas (2,501 m) de ancho en la base. Estaba montado sobre dos cardanes para mantener el vector de empuje alineado con el centro de masa de la nave espacial durante los disparos del SPS. La cámara de combustión y los tanques de presurización estaban alojados en el túnel central.

Sistema de control de reacciones [ editar ]

Se instalaron cuatro grupos de cuatro propulsores del sistema de control de reacción (RCS) alrededor de la sección superior del SM cada 90 °. La disposición de dieciséis propulsores proporcionó control de rotación y traslación en los tres ejes de la nave espacial. Cada propulsor R-4D generó 100 libras de fuerza (440 N) de empuje y usó monometilhidrazina (MMH) como combustible y tetróxido de nitrógeno (NTO) como oxidante. Cada conjunto cuádruple medía 8 por 3 pies (2,44 por 0,91 m) y tenía sus propios tanques de combustible, tanques de oxidante, tanque de helio presurizado y válvulas y reguladores asociados.

Cada grupo de propulsores tenía su propio tanque de combustible primario independiente (MMH) que contenía 69.1 libras (31.3 kg), un tanque de combustible secundario que contenía 45.2 libras (20.5 kg), un tanque de oxidante primario que contenía 137.0 libras (62.1 kg) y un tanque de oxidante secundario que contenía 89.2 libras (40,5 kg). Los tanques de combustible y oxidante se presurizaron mediante un solo tanque de helio líquido que contenía 1,35 libras (0,61 kg). [19] El reflujo se impidió mediante una serie de válvulas de retención, y los requisitos de reflujo y vacío se resolvieron conteniendo el combustible y el oxidante en vejigas de teflón que separaban los propulsores del helio presurizante. [19]

Todos los elementos se duplicaron, lo que resultó en cuatro grupos de RCS completamente independientes. Solo se necesitaban dos unidades de funcionamiento adyacentes para permitir un control de actitud completo. [19]

El módulo lunar utilizó una disposición similar de cuatro quads de los motores propulsores idénticos para su RCS.

Sistema de energía eléctrica [ editar ]

Tres de estas pilas de combustible suministraron energía eléctrica a la nave espacial en vuelos lunares.

La energía eléctrica fue producida por tres celdas de combustible , cada una mide 44 pulgadas (1,1 m) de alto por 22 pulgadas (0,56 m) de diámetro y pesa 245 libras (111 kg). Estos combinaron hidrógeno y oxígeno para generar energía eléctrica y produjeron agua potable como subproducto. Las células fueron alimentadas por dos tanques semiesféricos-cilíndricos de 31,75 pulgadas (0,806 m) de diámetro, cada uno con 29 libras (13 kg) de hidrógeno líquido , y dos tanques esféricos de 26 pulgadas (0,66 m) de diámetro, cada uno con 326 libras (148 kg) de oxígeno líquido (que también suministró el sistema de control ambiental).

En el vuelo del Apolo 13 , el EPS quedó inutilizado por la ruptura explosiva de un tanque de oxígeno, que perforó el segundo tanque y provocó la pérdida de todo el oxígeno. Después del accidente, se agregó un tercer tanque de oxígeno para evitar el funcionamiento por debajo del 50% de la capacidad del tanque. Eso permitió la eliminación del equipo de ventilador de agitación interno del tanque, que había contribuido a la falla.

También a partir del Apollo 14, se agregó una batería auxiliar de 400 Ah al SM para uso de emergencia. El Apolo 13 había consumido mucho sus baterías de entrada en las primeras horas después de la explosión, y aunque esta nueva batería no podía alimentar al CM durante más de 5 a 10 horas, ganaría tiempo en caso de una pérdida temporal de las tres celdas de combustible. . Tal evento ocurrió cuando el Apolo 12 fue alcanzado dos veces por un rayo durante el lanzamiento.

Sistema de control ambiental [ editar ]

La atmósfera de la cabina se mantuvo a 5 libras por pulgada cuadrada (34 kPa) de oxígeno puro de los mismos tanques de oxígeno líquido que alimentaban las celdas de combustible del sistema de energía eléctrica. El agua potable suministrada por las pilas de combustible se almacenó para beber y preparar alimentos. Un sistema de control térmico que utiliza una mezcla de agua y etilenglicol como refrigerante vertía el calor residual de la cabina del CM y los componentes electrónicos al espacio exterior a través de dos radiadores de 30 pies cuadrados (2,8 m 2 ) ubicados en la sección inferior de las paredes exteriores, uno cubriendo los sectores 2 y 3 y el otro cubriendo los sectores 5 y 6. [20]

Sistema de comunicaciones [ editar ]

Las comunicaciones de corto alcance entre el CSM y el LM emplearon dos antenas de cimitarra VHF montadas en el SM justo encima de los radiadores ECS.

En el mamparo de popa se instaló una antena orientable de alta ganancia de banda S unificada para comunicaciones de largo alcance con la Tierra. Se trataba de un conjunto de cuatro reflectores de 31 pulgadas (0,79 m) de diámetro que rodeaban un solo reflector cuadrado de 11 pulgadas (0,28 m). Durante el lanzamiento, se dobló hacia abajo en paralelo al motor principal para encajar dentro del Adaptador de nave espacial a LM (SLA) . Después de la separación del CSM del SLA, se desplegó en ángulo recto con el SM.

Se utilizaron cuatro antenas omnidireccionales de banda S en el CM cuando la posición del CSM impidió que la antena de alta ganancia apuntara a la Tierra. Estas antenas también se utilizaron entre el lanzamiento y el aterrizaje SM. [21]

Especificaciones [ editar ]

  • Longitud: 24,8 pies (7,6 m)
  • Diámetro: 3,9 m (12,8 pies)
  • Peso: 54,060 libras (24,520 kg)
    • Masa de la estructura: 4.200 lb (1.900 kg)
    • Peso del equipo eléctrico: 2600 lb (1200 kg)
    • Masa del motor de propulsión de servicio (SPS): 6,600 lb (3,000 kg)
    • Propelentes del motor SPS: 40,590 lb (18,410 kg)
  • Empuje RCS: 2 o 4 × 100 lbf (440 N)
  • Propelentes RCS: MMH / N
    2
    O
    4
  • Empuje del motor SPS: 20,500 lbf (91,000 N)
  • Propelentes de motor SPS: ( UDMH / N
    2
    H
    4
    ) / N
    2
    O
    4
  • SPS I sp : 314 s (3100 N · s / kg)
  • Nave espacial delta-v: 9200 pies / s (2800 m / s)
  • Sistema eléctrico: tres pilas de combustible de 30 V CC de 1,4 kW

Modificaciones para las misiones de Saturno IB [ editar ]

Apollo CSM en blanco para una misión Skylab, acoplado a la estación espacial Skylab

La capacidad de carga útil del vehículo de lanzamiento Saturn IB utilizado para lanzar las misiones de órbita terrestre baja ( Apollo 1 (planificado), Apollo 7 , Skylab 2 , Skylab 3 , Skylab 4 y Apollo-Soyuz ) no pudo manejar las 66,900 libras (30,300 libras). kg) masa del CSM completamente alimentado. Esto no fue un problema, porque la nave espacial delta-vel requisito de estas misiones era mucho menor que el de la misión lunar; por lo tanto, podrían lanzarse con menos de la mitad de la carga completa de propulsante SPS, llenando solo los tanques de sumidero SPS y dejando los tanques de almacenamiento vacíos. Los CSM lanzados en órbita en Saturn IB variaron de 32,558 libras (14,768 kg) (Apollo-Soyuz) a 46,000 libras (21,000 kg) (Skylab 4).

Las antenas omnidireccionales fueron suficientes para las comunicaciones terrestres durante las misiones orbitales terrestres, por lo que la antena de banda S de alta ganancia en el SM se omitió en el Apolo 1, el Apolo 7 y los tres vuelos del Skylab. Fue restaurado para que la misión Apollo-Soyuz se comunicara a través del satélite ATS-6 en órbita geoestacionaria, un precursor experimental del actual sistema TDRSS .

En las misiones Skylab y Apollo-Soyuz, se ahorró algo de peso seco adicional al retirar los tanques de almacenamiento de oxidante y combustible que de otro modo estarían vacíos (dejando los tanques de sumidero parcialmente llenos), junto con uno de los dos tanques de helio a presión. [22] Esto permitió la adición de algún propulsor RCS adicional para permitir su uso como respaldo para la quemadura de desorbitación en caso de una posible falla del SPS. [23]

Dado que la nave espacial para las misiones Skylab no estaría ocupada durante la mayor parte de la misión, hubo una menor demanda en el sistema de energía, por lo que una de las tres celdas de combustible se eliminó de estos SM.

El módulo de comando podría modificarse para transportar astronautas adicionales como pasajeros agregando sillones con asientos plegables en la bahía de equipo de popa. El CM-119 estaba equipado con dos asientos plegables como vehículo Skylab Rescue , que nunca se utilizó. [24]

Principales diferencias entre el Bloque I y el Bloque II [ editar ]

Módulo de comando [ editar ]

Exterior del módulo de mando del bloque I
  • El Bloque II utiliza una sola pieza, de liberación rápida, la apertura hacia el exterior escotilla en lugar de la de dos piezas de enchufe escotilla utilizado en el Bloque I, en la que la pieza interior tenía que ser cerrojo y se coloca dentro de la cabina con el fin de entrar o salir del nave espacial (un defecto que condenó a la tripulación del Apolo 1). La trampilla del Bloque II se puede abrir rápidamente en caso de emergencia. (Ambas versiones de la escotilla se cubrieron con una sección extraíble de la cubierta protectora Boost que rodeaba el CM para protegerlo en caso de un aborto de lanzamiento).
  • El túnel de acceso delantero del Bloque I era más pequeño que el Bloque II y estaba destinado solo para la salida de emergencia de la tripulación después del amerizaje en caso de problemas con la escotilla principal. Estaba cubierto por la nariz del escudo térmico delantero durante el vuelo. El bloque II contenía un escudo térmico delantero más corto con una escotilla plana extraíble, debajo de un anillo de acoplamiento y un mecanismo de sonda que capturaba y sostenía el LM.
  • La capa de película de PET aluminizado, que le dio al escudo térmico del Bloque II una apariencia de espejo brillante, estaba ausente en el Bloque I, exponiendo el material de resina epoxi gris claro, que en algunos vuelos estaba pintado de blanco.
  • Las antenas de cimitarra VHF del Bloque I estaban ubicadas en dos tracas semicirculares que originalmente se creyeron necesarias para ayudar a estabilizar el CM durante la reentrada. Sin embargo, las pruebas de reentrada sin tripulación demostraron que eran innecesarias para la estabilidad y también aerodinámicamente ineficaces a altas velocidades de reentrada lunar simuladas. Por lo tanto, se retiraron las tracas del Bloque II y se trasladaron las antenas al módulo de servicio.
  • El conector umbilical del Bloque I CM / SM era más pequeño que el del Bloque II, ubicado cerca de la escotilla de la tripulación en lugar de estar a casi 180 grados de ella. El punto de separación estaba entre los módulos, en lugar del brazo con bisagras más grande montado en el módulo de servicio, separándose en la pared lateral CM en el Bloque II.
  • Los dos motores RCS de paso negativo ubicados en el compartimiento delantero estaban dispuestos verticalmente en el Bloque I y horizontalmente en el Bloque II.

Módulo de servicio [ editar ]

Componentes interiores del módulo de servicio del bloque I
  • En el vuelo no tripulado del Bloque I del Apolo 6, el SM se pintó de blanco para que coincidiera con la apariencia del módulo de comando. En el Apolo 1, el Apolo 4 y todas las naves espaciales del Bloque II, las paredes del SM se dejaron sin pintar, excepto los radiadores EPS y ECS, que eran blancos.
  • Los radiadores EPS y ECS fueron rediseñados para Block II. El bloque I tenía tres radiadores EPS más grandes ubicados en los Sectores 1 y 4. Los radiadores ECS estaban ubicados en la sección de popa de los Sectores 2 y 5.
  • Las celdas de combustible del Bloque I se ubicaron en el mamparo de popa en el Sector 4, y sus tanques de hidrógeno y oxígeno se ubicaron en el Sector 1.
  • El bloque I tenía tanques de oxidante y combustible SPS ligeramente más largos que transportaban más propelente que el bloque II.
  • El escudo térmico de popa del Bloque II tenía una forma rectangular con esquinas ligeramente redondeadas en los sectores del tanque de propulsor. El escudo del Bloque I tenía la misma forma básica, pero sobresalía ligeramente cerca de los extremos más como un reloj de arena o en forma de ocho, para cubrir más tanques.

CSM producidos [ editar ]

Mapa mundial que muestra la ubicación de los módulos de servicio y comando de Apollo (junto con otro hardware).

Ver también [ editar ]

Modelo 3D del módulo de comando de Columbia
  • Módulo orbital
  • Cápsula de reentrada
  • Cápsula espacial
  • Traje espacial
  • Exploración espacial
  • Historia de la exploración espacial de EE. UU. En sellos de EE. UU.
  • Módulo lunar Apolo

Notas al pie [ editar ]

Notas

  1. ^ Algunas fuentes enumeraron dos vehículos separados, CSM-115 y CSM-115a; [55] El trabajo de restauración del módulo de comando en el Centro Espacial Johnson demostró que el módulo de comando tiene el número CM-115a. [54]

Citas

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